劉　明，魏國波，李國星

(中國飛行試驗研究院，西安　710089)

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一種直升機旋翼試飛測試系統(tǒng)設(shè)計與實現(xiàn)

劉明，魏國波，李國星

(中國飛行試驗研究院，西安710089)

為獲取旋翼載荷試飛數(shù)據(jù)，給出直升機旋翼動部件的安全使用壽命，并通過直升機設(shè)計定型試飛考核其是否能達到設(shè)計指標，需要設(shè)計一套試飛測試數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)；針對旋轉(zhuǎn)部件與靜止部件之間的供電和數(shù)據(jù)傳輸問題，提出了利用感應(yīng)供電與短距遙測傳輸技術(shù)的設(shè)計思路,介紹了測試系統(tǒng)方案；通過地面試驗和飛行試驗驗證表明測試系統(tǒng)可靠、有效，解決了直升機旋轉(zhuǎn)部件試飛測試的難題。

試飛測試系統(tǒng)；直升機旋翼；遙測

0　引言

旋翼是直升機飛行過程中產(chǎn)生動力的最重要的組成部分。直升機旋翼受損往往導(dǎo)致直升機損毀，產(chǎn)生等級事故，直升機設(shè)計定型試飛的一個重要目的就是通過測取旋翼主軸、槳葉等旋轉(zhuǎn)部件在不同飛行狀態(tài)下的載荷數(shù)據(jù)，并通過數(shù)據(jù)分析給出鑒定結(jié)論，確定其疲勞壽命，并為將來定型后的生產(chǎn)和使用給出性能和維護指標[1]。測取這些數(shù)據(jù)需要對載荷數(shù)據(jù)進行采集和記錄，通常采用以下兩種方式：

1)直接采集記錄方式：在傳動系統(tǒng)動部件上安裝測試設(shè)備，對載荷產(chǎn)生的應(yīng)變數(shù)據(jù)進行采集和記錄；

2)間接方式：通過直升機上的集流環(huán)為旋翼上的傳感器進行供電，同時數(shù)據(jù)也通過集流環(huán)傳輸直升機艙內(nèi)部進行采集和記錄。

以上兩種方式的缺點是測試方案簡單，容易實現(xiàn)，但在新的任務(wù)需求下，其缺陷導(dǎo)致的問題也日益突出，主要問題有：1)自成系統(tǒng)，與其它系統(tǒng)數(shù)據(jù)同步融合處理困難；2)測試參數(shù)量少；3)無法實時處理和監(jiān)控。

本文提出了一種新的直升機旋翼載荷應(yīng)變測試的解決方案。設(shè)計的測試系統(tǒng)輸出的數(shù)據(jù)流以異步方式與直升機其它試飛數(shù)據(jù)進行融合，然后將數(shù)據(jù)實時發(fā)送至地面監(jiān)控大廳完成實時處理，測量應(yīng)變通道數(shù)可達80路。

1　總體設(shè)計方案

1.1系統(tǒng)組成

整個旋翼載荷應(yīng)變測試系統(tǒng)主要由兩大部分組成：安裝于傳動系統(tǒng)的動部件和安裝與輪轂根部(接收天線和感應(yīng)供電靜線圈)和機身內(nèi)(接收機等)的靜部件組成。系統(tǒng)組成框圖見圖1。

圖1　旋翼載荷應(yīng)變測試系統(tǒng)框圖

1.2系統(tǒng)主要功能

旋翼載荷應(yīng)變測試系統(tǒng)主要功能如下：

1)通過遙測發(fā)射、接收方式傳輸數(shù)據(jù)；

2)測量通道采樣率可達8 kHz；

3)應(yīng)變通道測量精度優(yōu)于1%(全量程)；

4)與其它系統(tǒng)時鐘同步，同步精度：1 ms；

5)能夠?qū)崿F(xiàn)同步采樣；

6)能夠?qū)⒍嗤ǖ罃?shù)據(jù)進行脈沖編碼調(diào)制輸出；

7)供電方式：感應(yīng)供電與電池供電相備份；

8)可通過USB接口配置通道數(shù)、采樣率、增益、偏置等；

9)系統(tǒng)能夠提供標準信號，以實現(xiàn)每個測量通道的自檢測[2]；

10)通過指示燈顯示系統(tǒng)電源、遙測發(fā)射/接收狀態(tài)、記錄狀態(tài)等信息。

2　機械設(shè)計與安裝

相比于直接采集/記錄和集流環(huán)供電方式，旋翼載荷應(yīng)變測試系統(tǒng)增加了遙測傳輸設(shè)備、天線與電池。由于安裝位置的特殊性，在系統(tǒng)正常工作的同時要確保直升機操縱安全，因此，測試不能采用通常的結(jié)構(gòu)設(shè)計方式，在機械設(shè)計和安裝方面必須滿足以下要求：

1)盡可能減少測試設(shè)備的體積和重量；

2)定制設(shè)計，設(shè)計外形滿足安裝空間要求；

3)計算安裝的設(shè)備動部件的平衡、轉(zhuǎn)動慣量及強度和疲勞性的影響。

為滿足以上要求，機械方面遵循了小型化、特殊材料的設(shè)計原則，同時在設(shè)備外形上也根據(jù)實際的安裝要求進行了特殊的設(shè)計處理。

系統(tǒng)安裝設(shè)計方面，遙測發(fā)射設(shè)備安裝在直升機旋轉(zhuǎn)體上，信號調(diào)節(jié)和信號發(fā)射集成在一個小圓柱體內(nèi)，為適應(yīng)惡劣環(huán)境，在結(jié)構(gòu)上采用玻璃光纖封裝，單個小圓柱模塊可采集放大、調(diào)制發(fā)射8個參數(shù)，可根據(jù)測試參數(shù)的多少在旋轉(zhuǎn)體上安裝若干個該模塊。圖2為部分測試設(shè)備安裝的示意圖。

圖2　部分設(shè)備安裝示意圖

整個機械設(shè)計是與直升機設(shè)計所共同完成的，轉(zhuǎn)動慣量經(jīng)過理論計算滿足設(shè)計要求，在設(shè)備研制后完成了動平衡實驗。

3　硬件設(shè)計

3.1背板總線

所有設(shè)備背板總線采用自定義的模塊互聯(lián)總線(MCB)，是一個小尺寸，與處理器無關(guān)的標準總線，具有高速率，高效率，高度容錯和精密同步觸發(fā)的特點。MCB總線為開放式松耦合結(jié)構(gòu)，無論是主設(shè)備或者是從設(shè)備(目標設(shè)備)的開發(fā)都不需要關(guān)心總線時序，利用橋隔離了總線操作的復(fù)雜性，將功能模塊操作空間映射到CPU存儲空間。

MCB總線采用半同步時序，支持猝發(fā)傳輸。由16位地址/數(shù)據(jù)線(AD[15:0])、3位傳輸控制線、3位時鐘線以及中斷線組成。MCB總線的地址總線與數(shù)據(jù)總線是分時復(fù)用的。這樣做的好處是，一方面可以節(jié)省接插件的管教數(shù)，另一方面便于實現(xiàn)突發(fā)數(shù)據(jù)傳輸。MCB主要特性如下：

1)20/40 MHz總線時鐘，最高帶寬為80 MB/s；

2)配置空間、I/O空間、存儲器空間；

3)支持突發(fā)傳輸；

4)具有同步觸發(fā)功能；

5)具有中斷功能；

6)具有錯誤檢測功能；

7)滿足PCI3.3特性；

8)主要的總線操作：包括讀事務(wù)、寫事務(wù)、特殊周期、錯誤處理、事務(wù)終止。

3.2采集編碼單元主控制器設(shè)計

主控制器主要由微處理器、MCB總線橋、脈沖編碼調(diào)制和時鐘晶振組成。其中微處理器主要負責整個系統(tǒng)的調(diào)度工作。操作系統(tǒng)、文件系統(tǒng)、應(yīng)用軟件和配置文件固化在Flash存儲器中。程序/數(shù)據(jù)存儲器作為內(nèi)存使用；PGA完成MCB總線橋、PCM編碼、時鐘產(chǎn)生功能[3]。主控制器組成框圖如圖3所示。

圖3　主控制器組成框圖

微控制器是本插件的核心部件,CPU模塊硬件平臺采用高性能ARM處理器，操作系統(tǒng)采用Vxworks實時操作系統(tǒng)。微處理器電路主要由AT91RM9200、DataFlash和SDRAM組成；網(wǎng)絡(luò)接口電路主要由物理層器件和隔離變壓器組成。FPGA選用ALTERA公司的EP3C80系列器件，實現(xiàn)MCB總線主橋、PCM分發(fā)和輸出功能。CPU模塊提供兩路PCM輸出接口，兼容GJB-21遙測標準。

3.3信號調(diào)理單元設(shè)計

信號調(diào)理單元主要完成應(yīng)變信號的放大、偏置等調(diào)理并完成A/D轉(zhuǎn)換和數(shù)字濾波。其可測取的信號類型為全橋和半橋兩種，飛行試驗中四分之一橋不常見，所以未進行相關(guān)設(shè)計。

全橋/半橋信號測試原理基本一致，信號調(diào)理單元工作原理如圖4所示。采用兩級放大，第一級為固定增益，第二級采用MAX1452信號調(diào)理器，其具有16級可編程增益，增益范圍為39～234。

橋壓輸出可編程，通過16位FSODAC輸出?？删幊唐秒妷河?6位OffsetDAC產(chǎn)生，其分辨率為76 μV/bit。

抗混疊低通濾波器LPF采用5階巴特沃茲開關(guān)電容濾波器MAX7420，截止頻率為0.001 Hz～30 kHz。

圖4　全橋/半橋應(yīng)變采集板工作原理圖

模數(shù)轉(zhuǎn)換器ADC的分辨率為16位，最高采樣率達250 kHz，ADC按照配置的采樣率周而復(fù)始的工作。電壓基準REF產(chǎn)生高精度基準電壓。

3.4遙測發(fā)射單元的設(shè)計

該單元完成多路應(yīng)變信號的采集、編碼和遙測輸出。FSK制式遙測發(fā)射機將應(yīng)變信號在經(jīng)過采集編碼單元進行PCM編碼后，采用FSK頻移鍵控調(diào)制體制實時遙測發(fā)送至機艙內(nèi)機載測試主系統(tǒng)。發(fā)射機支持多項遙控功能：遙控自檢、遙控零位調(diào)節(jié)、遙控增益設(shè)置、遙控激勵設(shè)置、發(fā)射機發(fā)射點頻遙控[4-5]。具體見圖5。

圖5　遙測發(fā)射單元的原理圖

4　軟件設(shè)計

系統(tǒng)軟件包括系統(tǒng)管理軟件、機載軟件和數(shù)據(jù)處理軟件。系統(tǒng)管理軟件組成見圖6。

圖6　系統(tǒng)管理軟件組成

系統(tǒng)管理軟件完成系統(tǒng)配置、上傳/下載、系統(tǒng)狀態(tài)管理、遠程控制等功能。

機載軟件完成測試通道設(shè)置、定義通道采樣率、PCM數(shù)據(jù)幀的結(jié)構(gòu)并輸出標準的配置文件。數(shù)據(jù)處理軟件完成機載記錄和實時遙測傳輸數(shù)據(jù)的處理，其事先需要導(dǎo)入機載軟件生成的配置文件。

5　應(yīng)用實例及飛行試驗結(jié)果

系統(tǒng)在正式裝機前，在實驗室對整個系統(tǒng)進行了聯(lián)試，對系統(tǒng)功能和技術(shù)指標進行了驗證。

裝機后，首先完成了直升機地面載荷標定試驗，并記錄了試驗數(shù)據(jù)，槳葉測量點分布示意圖見圖7，圖8為部分試驗數(shù)據(jù)。

圖7　槳葉測量點分布示意圖

圖8　地面載荷標定試驗數(shù)據(jù)

第二步，完成了直升機地面開車試驗和首次飛行試驗—系統(tǒng)檢飛，對裝機后的系統(tǒng)工作狀態(tài)進行了檢驗，對系統(tǒng)管理軟件和數(shù)據(jù)處理軟件的有效性進行了判定。

6　結(jié)論

旋翼載荷應(yīng)變測試系統(tǒng)正確有效地獲取了直升機在飛行試驗中的旋翼系統(tǒng)載荷數(shù)據(jù)；系統(tǒng)設(shè)計和安裝都采取了獨特的方式，適合于直升機動部件的測試改裝特點；數(shù)據(jù)傳輸采用了無線高速傳輸，能夠完成實時監(jiān)控。經(jīng)歷了多個架次的飛行和數(shù)據(jù)處理結(jié)果表明：系統(tǒng)工作穩(wěn)定，可靠，數(shù)據(jù)準確，同時該系統(tǒng)在直升機旋翼載荷測試方面具有通用性，在設(shè)備外形做適當更改后可以用于其它型號任務(wù)。

[1] 張曉谷.直升機動力學(xué)設(shè)計[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，1995.

[2] 楊永.基于PD控制的航天飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計與實現(xiàn)[J].計算機測量與控制，2014，22(6)：1738-1740.

[3] 趙雅興.FPGA原理、設(shè)計與應(yīng)用[M].第一版.天津:天津大學(xué)出版社，1999.

[4] Blostein S D,Leib H. Multiple antenna systems: Their role and impact in future wireless access[J]. IEEE Commune. 2003,40(7):94-101.

[5] Paulraj A J,Gore D A,Nabar R U,et al. An overview of MIMO communications- A key to gigabit wireless [J]. Proceedings of the IEEE,2004,92(2): 198-218.

Design and Implementation of Flight-test Measurement System for Helicopter Rotor

Liu Ming，Wei Guobo,Li Guoxing

(Chinese Flight Test Establishment，Xi′an710089，China)

In order to obtain the flight-test data of the rotor,the safety service life of the helicopter rotor is given,and the flight-test of the helicopter is prepared to test whether it can meet the design targets or not. it is necessary to design the data acquisition system of flight-test. Aiming at the problems of power supply and data transmission between rotating and stationary components, it is proposed that the way of inductive power supply and telemetry transmission technology in the short range,and introduced that the design scheme of the testing system. Through the ground test and the flight test,it is proved that the test system is reliable and effective.

flight-test measurement system; helicopter rotor; telemetry

1671-4598(2016)04-0039-03DOI：10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.04.012

TP274

A

2015-10-26；

2015-11-17。

劉明(1971-)，男，碩士，高級工程師，主要從事飛行試驗、測試系統(tǒng)方向的研究。