李育麗，寇寶智，梁海洲

（中國飛行試驗研究院，西安 710089）

直升機以其可垂直起降、低空飛行、空中懸停等特點，在軍民領(lǐng)域都起到了舉足輕重的作用。某型直升機是國內(nèi)首次采用數(shù)字電傳飛控系統(tǒng)的直升機，其定型試飛首次提出關(guān)于直升機氣動機械及氣動彈性穩(wěn)定性、飛控穩(wěn)定裕度等試飛科目要求，高效的激勵是該型機獲取本機動力學特性至關(guān)重要的基礎(chǔ)。

固定翼飛機進行氣動彈性穩(wěn)定性相關(guān)試飛科目時，為了獲取有效的響應(yīng)數(shù)據(jù)，通常會根據(jù)飛機的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)形式，采用固體小火箭、脈沖駕駛桿、大氣紊流以及電傳飛控系統(tǒng)出現(xiàn)后的操縱面激勵等手段[1-2]。經(jīng)過多年實踐，各種類型電傳固定翼飛機采用顫振試飛激勵系統(tǒng)（簡稱FES）在顫振及伺服氣動彈性試飛科目中取得了良好的效果，極大提高了試飛效率，有效保障了試飛安全[3-5]。對于無法借助電傳系統(tǒng)進行激勵的飛機，同樣基于現(xiàn)代計算機控制技術(shù)開發(fā)了旋轉(zhuǎn)小翼[6-8]及慣性激勵系統(tǒng)[9]。

文中介紹的直升機顫振試飛激勵系統(tǒng)（簡稱HES），繼承和借鑒了固定翼顫振試飛激勵系統(tǒng)的成熟技術(shù)，結(jié)合了直升機的控制原理及接口要求設(shè)計。在整個系統(tǒng)設(shè)計中，考慮機載設(shè)備環(huán)境的特殊要求[10-13]，系統(tǒng)主CPU 選用低功耗、高性能的PPC7447A 處理器，操作系統(tǒng)選用國產(chǎn)嵌入式實時操作系統(tǒng)ACoreOS[14]，可編程產(chǎn)生脈沖、階躍、隨機、恒頻、掃頻等多種類型的激勵信號。依據(jù)直升機控制原理，采用多通道耦合激勵輸出技術(shù)，驅(qū)動舵面以給定的規(guī)律運動，以此獲得飛機縱向、橫向、總距及尾槳的有效激勵。同時為確保飛行安全，系統(tǒng)采用了雙余度設(shè)計、內(nèi)部自檢測和外部監(jiān)控等多種保安監(jiān)控措施。在飛行試驗中，可自動或飛行員手動切除激勵信號，確保飛行安全。該系統(tǒng)研發(fā)有力保障了飛機多種動力學科目試飛，極大提高了試飛效率。

1 系統(tǒng)架構(gòu)

1.1 硬件組成結(jié)構(gòu)

直升機顫振試飛激勵系統(tǒng)的硬件主要由控制盒和控制計算機組成，其組成結(jié)構(gòu)如圖1 所示。

圖1 HES 硬件組成結(jié)構(gòu)Fig.1 The components and structure of HES hardware

控制盒是系統(tǒng)的主要操作輸入和運行狀態(tài)顯示設(shè)備，用于試驗對象、信號類型、試驗時間的設(shè)置，控制試驗的啟停，監(jiān)控系統(tǒng)的狀態(tài)，通過RS422、離散量接口與控制計算機交聯(lián)。

控制計算機是系統(tǒng)的主控設(shè)備，具有信號采集、信號處理、信號輸出、保安監(jiān)控和通道分配等多種功能。通過模擬量、離散量、RS422、1393B 等接口與控制盒、飛控系統(tǒng)、機載測試等交聯(lián)。

1.2 軟件組成結(jié)構(gòu)

直升機顫振試飛激勵系統(tǒng)的軟件組成結(jié)構(gòu)如圖2所示，主要包括應(yīng)用層、操作系統(tǒng)層和模塊支持層軟件。軟件采用可信軟件技術(shù)開發(fā)[15]，通信采用分區(qū)間通信技術(shù)[16]。

應(yīng)用層軟件是直接面向用戶需求的軟件，在LambdaAE[17]環(huán)境中完成開發(fā)。其主要作用是完成系統(tǒng)初始化與自檢測、激勵任務(wù)的設(shè)置、激勵信號的實時解算與輸出，試驗過程保安監(jiān)控處理和故障告警實施等。

操作系統(tǒng)層軟件介于應(yīng)用層和硬件層之間，選用國產(chǎn)ACoreOS 機載嵌入式實時操作系統(tǒng)。其主要作用一方面負責管理硬件層設(shè)備；另一方面負責應(yīng)用軟件的管理。實現(xiàn)應(yīng)用任務(wù)的調(diào)度、系統(tǒng)資源的分配，為應(yīng)用軟件提供可使用組件C 運行時庫、VxWork 兼容接口、BIT 檢測等，提供API 接口供應(yīng)用軟件訪問操作系統(tǒng)等。

圖2 HES 軟件架構(gòu)Fig.2 HES software architecture

模塊支持層軟件是介于硬件與操作系統(tǒng)層之間，主要包括結(jié)構(gòu)支持包（ASP）、板級支持包（BSP）、映像管理（IM）、駐留通信代理及核心調(diào)試代理等。

2 工作原理

系統(tǒng)工作原理如圖3 所示。首先使用者根據(jù)任務(wù)要求，通過控制盒面板按鍵進行任務(wù)的設(shè)置。設(shè)置好任務(wù)后，通過控制開關(guān)進行任務(wù)的加入，控制計算機根據(jù)接收設(shè)置任務(wù)，實時解算激勵信號，在有效的安全監(jiān)控下耦合輸出到直升機飛控系統(tǒng)中，借助各舵機驅(qū)動激勵直升機，完成相關(guān)科目的試飛。在激勵的同時，系統(tǒng)一方面可對應(yīng)急切除、飛機的響應(yīng)、飛控系統(tǒng)和自身狀態(tài)進行監(jiān)控；另一方面還將系統(tǒng)的信息送至機載測試，用于地面人員的實時監(jiān)控。

圖3 HES 系統(tǒng)工作原理Fig.3 Working principle of HES system

3 電路設(shè)計

3.1 控制盒電路設(shè)計

控制盒電路設(shè)計原理如圖4 所示，系統(tǒng)以32 位定點微控制單元（MCU）CMDSPF2812 為核心，利用F2812 的GPIO 口對按鍵、開關(guān)進行采集，利用GPIO 輸出高低電平控制指示燈、照明燈的亮滅。利用F2812 內(nèi)置的SCI 外設(shè)外擴RS422 總線驅(qū)動器，實現(xiàn)RS422 總線與控制計算機數(shù)據(jù)交互。電源電路的設(shè)計考慮GJB 181A 相關(guān)要求，在滿足內(nèi)部電路供電的同時，設(shè)計了濾波、尖峰浪涌抑制、防掉電、防電源接反等措施。

3.2 控制計算機電路設(shè)計

控制計算機的內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖5 所示，主要由CPU模塊、SDIO（1394B 總線及離散量輸入/輸出）模塊、AIO_EP（模擬量輸入/輸出及保安監(jiān)控）模塊、PS（電源）模塊和MB（母板）組成。

1）CPU 模塊采用PPC7447A 為主處理器，資源主要有1 GB 的DDR2 SDRAM、128 MB 的應(yīng)用Flash、128 MB 的BOOT Flash、512 kB 的NVM 存儲器、2路串行接口、2 路100 M/1000 M 以太網(wǎng)接口、中斷控制器、可編程看門狗電路等。主橋采用基于交換結(jié)構(gòu)的PC109 芯片，主要實現(xiàn)PPC 處理器MPX 總線或60X 總線到存儲器總線，PCI 總線等的橋接功能，對外接口為LBE 總線，提供10 路RS422 接口等。

圖4 控制盒電路設(shè)計原理Fig.4 Design principle of control box circuit

圖5 控制計算機內(nèi)部結(jié)構(gòu)Fig.5 Internal structure of control computer

2）SDIO 模塊主要實現(xiàn)1394B 總線和離散量輸入/輸出的處理，采用基板和背板的結(jié)構(gòu)方式?；骞δ馨? 條1394B 鏈路層接口，LBE 總線控制邏輯，雙口RAM、離散量輸入/輸出接口，通過雙口RAM 與CPU 模塊交換1394B 通訊，支持CPU 模塊直接控制離散量接口。背板采用PowerPC8245 處理器，專門用于實現(xiàn)1394B 總線數(shù)據(jù)的處理，通過CPLD邏輯實現(xiàn)與外圍電路接口控制。為保證1394B 總線的信號完整性，SDIO 模塊僅設(shè)計鏈路層接口，物理層和變壓器接口設(shè)計在MB（母板）模塊上。

3）AIO_EP 模塊主要實現(xiàn)模擬量輸入/輸出、保安監(jiān)控和通道分配等各項功能，系統(tǒng)采用FPGA 實現(xiàn)模擬量自動采集和輸出，釋放CPU 的計算能力。出于安全考慮，該模塊一方面設(shè)計有保安監(jiān)控電路，可對外部監(jiān)控信號（飛控故障、應(yīng)急切除、加入/斷開）、內(nèi)部監(jiān)控信號（看門狗、DA 門限、DA 比較、通道分配邏輯等）進行綜合判斷，任一條件不滿足，系統(tǒng)均不接通激勵信號輸出通道；另一方面系統(tǒng)只設(shè)計4路DA 輸出，通過通道分配電路最多可輸出8 路（每路4 余度）激勵信號，按照設(shè)置條件，接通預期通道。

4）PS 模塊的功能除了將輸入的28VDC 經(jīng)濾波后為本系統(tǒng)提供28VDC 電源使用外，還根據(jù)系統(tǒng)內(nèi)部電路需要，提供28 V 轉(zhuǎn)5 V、±15 V 二次電源，供系統(tǒng)內(nèi)部使用。電源電路的設(shè)計同時考慮GJB 181A相關(guān)要求，設(shè)計有輸入尖峰、浪涌和濾波保護及輸出過壓、短路保護等措施。

5）MB（母板）模塊采用剛饒板結(jié)構(gòu)，分別連接機內(nèi)模塊連接器和機箱面板連接器，1394B 總線物理層電路也在MB 模塊上實現(xiàn)。設(shè)計同時考慮信號的分類分層設(shè)計、功率設(shè)計、共地設(shè)計、抗干擾設(shè)計等。

4 激勵控制軟件設(shè)計

4.1 軟件結(jié)構(gòu)設(shè)計

激勵控制軟件組成結(jié)構(gòu)如圖6 所示，主要由系統(tǒng)初始化及自檢測任務(wù)、控制參數(shù)表生成任務(wù)和實時激勵信號輸出與監(jiān)控任務(wù)組成。

1）系統(tǒng)初始化及自檢測任務(wù)的主要功能是對系統(tǒng)進行初始化設(shè)置和上電/復位的自檢測（P/RBIT）。

2）控制參數(shù)表生成任務(wù)的主要功能是對使用人員關(guān)于控制盒的按鍵操作進行采集及合理性判斷，生成包括激勵翼面類型、信號類型、持續(xù)時間等任務(wù)設(shè)置參數(shù)，并點亮相應(yīng)按鍵燈。

圖6 激勵控制軟件結(jié)構(gòu)Fig.6 Architecture of excitation control software

3）實時激勵信號輸出與監(jiān)控任務(wù)的主要功能是根據(jù)設(shè)置的信息和直升機的控制算法，實時解算并輸出激勵信號到相應(yīng)翼面。在激勵過程中，對應(yīng)急切除、飛控狀態(tài)、飛機振動、舵面位置和自身狀態(tài)等進行實時監(jiān)控，出現(xiàn)故障立即切除輸出信號并報故障信息。

4.2 激勵信號算法

激勵控制軟件可實時編程產(chǎn)生階躍、脈沖、隨機、正弦恒頻、正弦掃頻等多種類型的激勵信號，并可按縱向、橫向、總距、平尾、尾槳設(shè)置激勵對象，驅(qū)動槳葉運動。其中平尾、尾槳為獨立控制，縱向、橫向和總距依據(jù)原機耦合控制。幾種典型激勵信號如圖7所示。

圖7 典型激勵信號Fig.7 Typical excitation signals: a) step signal; b) pulse signal; c) sinusoidal constant frequency signal; d) sine sweep signal

4.3 流程設(shè)計

激勵控制軟件的運行流程如圖8 所示。軟件運行后，首先進行系統(tǒng)的初始化和各類接口自檢測。成功后，進入控制參數(shù)表生成任務(wù)，實時采集按鍵、開關(guān)信息，對設(shè)置信息進行邏輯檢查，實時點亮控制盒相應(yīng)按鍵燈，并向機載測試發(fā)送設(shè)置狀態(tài)。設(shè)置合理后，進行實時激勵任務(wù)的初始設(shè)置。此時當使用人員將“加入/斷開” 開關(guān)扳至加入狀態(tài)后，系統(tǒng)啟動實時激勵任務(wù)。進入實時激勵任務(wù)后，系統(tǒng)根據(jù)設(shè)置和控制原理實時解算并輸出激勵信號到相應(yīng)翼面。在激勵過程中，軟件還實時對應(yīng)急切除、飛控故障、舵面位置、振動信號和對自身狀態(tài)進行監(jiān)控，任一監(jiān)控因素故障，系統(tǒng)立即停止激勵信號的輸出，并報故障信息。在激勵任務(wù)結(jié)束或故障解除后，返回控制參數(shù)表生成任務(wù)，可進行下一次任務(wù)的設(shè)置。

圖8 激勵控制軟件的運行流程Fig.8 Operational process of excitation control software

5 仿真測試

為提高產(chǎn)品的開發(fā)、調(diào)試、檢測、使用和維護效率，開發(fā)了配套的智能化地面檢測系統(tǒng)。通過可視化的界面，實現(xiàn)各種輸入信號的仿真和各種輸出信號的監(jiān)控和記錄，實驗室仿真測試畫面如圖9 所示。

6 設(shè)備應(yīng)用

實現(xiàn)直升機顫振試飛激勵系統(tǒng)的軟硬件設(shè)計，并進行相關(guān)試驗驗證后，進行了某型直升機的氣動彈性相關(guān)飛行試驗。試驗過程中，設(shè)計了正弦掃頻激勵信號進行耦合激勵，見公式（1）[18]。

式中：y為激勵信號；A為激勵幅值；1f為起始頻率；2f為結(jié)束頻率；T為激勵時長；t為激勵時間。激勵信號的時域如圖10 所示。

選擇典型的旋翼處在橫向變距角激勵情況下的振動響應(yīng)（如圖11 和12 所示），可以看出，激勵時直升機振動響應(yīng)明顯，可以充分得到相應(yīng)的頻譜。借助該系統(tǒng)，已成功開展了某直升機地面共振[19]、空中共振、旋翼及機體顫振、氣動伺服彈性、飛行品質(zhì)試飛和穩(wěn)定裕度等試飛任務(wù)，支撐了多項直升機氣動彈性[20]試飛難題的解決，為其設(shè)計鑒定提供依據(jù)。

圖9 實驗室仿真測試畫面Fig.9 Test screen of laboratory simulation

圖10 各向激勵的激勵信號時域圖Fig.10 Time domain diagrams of excitation signals for different dimensions: a) longitudinal excitation; b) transverse excitation; c) total distance excitation; d) plane circular excitation

圖11 主減機匣應(yīng)變時域曲線Fig.11 Time domain curve for strain of main gear reducer casing strain

圖12 主減機匣應(yīng)變頻譜Fig.12 Spectrum for strain of main gear reducer casing

7 結(jié)語

文中針對直升機復雜傳動關(guān)系，首次采用多通道耦合激勵輸出信號技術(shù)，系統(tǒng)設(shè)計遵循 “國產(chǎn)化、智能化” 的設(shè)計理念，解決了直升機相關(guān)試飛科目中的關(guān)鍵技術(shù)，為有效降低試飛風險，提高試飛效率，縮短試飛周期，提供強有力的支持保障。同時系統(tǒng)設(shè)計考慮可擴展性和兼容性，既能滿足某直升機試飛的需要，也可應(yīng)用于其他型號的試飛任務(wù)。