， , 谷士

(中國飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089)

基于多信道無線傳輸?shù)男磔d荷測試技術(shù)研究

馬亞平，劉鵬,谷士鵬

(中國飛行試驗(yàn)研究院，西安710089)

直升機(jī)旋翼系統(tǒng)載荷和強(qiáng)度飛行試驗(yàn)是對真實(shí)大氣環(huán)境中旋翼系統(tǒng)應(yīng)力載荷譜的研究，它提供的真實(shí)數(shù)據(jù)是理論計算所不能提供的;因此旋翼系統(tǒng)載荷試飛是直升機(jī)設(shè)計定型試飛中極其重要的項目;針對直升機(jī)旋翼系統(tǒng)載荷測試技術(shù)需求，采用模塊化、冗余度和高集成的設(shè)計理念，通過多信道無線傳輸設(shè)計等技術(shù)，將采集的動態(tài)載荷數(shù)據(jù)調(diào)制、發(fā)射與解調(diào)，實(shí)現(xiàn)了多通道、高帶寬和精同步的旋翼系統(tǒng)載荷數(shù)據(jù)采集與監(jiān)控;該技術(shù)對于直升機(jī)旋翼系統(tǒng)載荷試飛中遇到的類似問題具有一定的借鑒意義。

旋翼系統(tǒng)；載荷；FSK調(diào)制；時間同步

0 引言

直升機(jī)因具有固定翼航空器所不具備的垂直起降、懸停、小速度等特點(diǎn)，在軍民工作場合中使用越來越廣泛。旋翼系統(tǒng)作為直升機(jī)的關(guān)鍵部件，不僅為直升機(jī)提供升力和前進(jìn)力，而且提供直升機(jī)的縱向和橫向操縱力矩以實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的航向操作。旋翼系統(tǒng)的空氣動力特性決定著直升機(jī)的性能、品質(zhì)和可靠性，是直升機(jī)的振動和噪聲的主要來源。確定旋翼系統(tǒng)的應(yīng)力載荷譜關(guān)系到直升機(jī)安全使用壽命。因此，直升機(jī)定型試飛中旋翼系統(tǒng)的載荷試飛是直升機(jī)試飛的關(guān)鍵科目，獲取關(guān)于直升機(jī)疲勞定壽的旋翼載荷測試數(shù)據(jù)是直升機(jī)載荷和強(qiáng)度飛行試驗(yàn)必不可少的任務(wù)。旋翼系統(tǒng)件測量若處置不當(dāng)則直接會影響到飛機(jī)的操控系統(tǒng)進(jìn)而危及飛行安全。旋翼系統(tǒng)在高速旋轉(zhuǎn)過程中會產(chǎn)生非常大的離心過載且混雜有高溫氣流等惡劣工作環(huán)境，因此安裝在旋翼上的測試設(shè)備需要牢固可靠、測量準(zhǔn)確且體積小等特性，其不僅要獲取真實(shí)可靠、高精度的飛行數(shù)據(jù)，而且保證飛行安全也至關(guān)重要。本文主要講述針對旋翼系統(tǒng)載荷試飛中采用無線傳輸技術(shù)實(shí)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)部件載荷數(shù)據(jù)的采集與傳輸。

1 旋翼載荷測試技術(shù)的特點(diǎn)與關(guān)鍵技術(shù)

直升機(jī)旋翼系統(tǒng)一般由主槳轂、傾斜盤、減擺器、彈性部件和槳葉等部件組成，實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的機(jī)動飛行。旋翼系統(tǒng)是直升機(jī)最復(fù)雜的結(jié)構(gòu)之一，許多機(jī)械結(jié)構(gòu)是屬于旋轉(zhuǎn)部件，導(dǎo)致在實(shí)際工作中不可避免的存在振動，過大的振動會造成直升機(jī)結(jié)構(gòu)的損壞。因此對旋翼系統(tǒng)相關(guān)部件的強(qiáng)度載荷測試是直升機(jī)試飛中關(guān)鍵的環(huán)節(jié)。目前旋翼系統(tǒng)載荷試飛中對測試參數(shù)的數(shù)量要求至少80路，采樣率至少1 K/sps。

旋翼載荷試飛作為直升機(jī)定型試飛科目中的關(guān)鍵考核環(huán)節(jié)。旋翼在高速旋轉(zhuǎn)過程中會產(chǎn)生非常大的離心過載且混雜有高溫氣流等惡劣工作環(huán)境，因此安裝在旋翼系統(tǒng)上的測試設(shè)備需要牢固可靠、測量準(zhǔn)確且體積小等特性，其不僅要獲取真實(shí)可靠、高精度的飛行數(shù)據(jù)，而且保證飛行安全也至關(guān)重要。早期旋翼系統(tǒng)載荷測試采用的接觸式測量方法，即通過電刷集流環(huán)方式實(shí)現(xiàn)對載荷應(yīng)變的供電設(shè)計與信號傳輸。電刷集流環(huán)工作方式是通過安裝在動、靜部件之間的電刷進(jìn)行信號的傳輸，該方式在旋翼高速旋轉(zhuǎn)過程中會因劇烈摩擦而產(chǎn)生大量的噪聲，從而很容易導(dǎo)致載荷應(yīng)變信號波形畸變，其抗干擾性能比較差。此后，避免信號傳輸產(chǎn)生畸變，旋翼載荷測試主要采用采集記錄一體化的形式開展，測量設(shè)備安裝在旋轉(zhuǎn)件上，直接采集并記錄載荷傳感器的輸出信號，不需要任何中間環(huán)節(jié)的轉(zhuǎn)換與傳輸。但是，該方案不能進(jìn)行遙測傳輸，無法實(shí)現(xiàn)載荷數(shù)據(jù)的實(shí)時監(jiān)控；且難以實(shí)現(xiàn)機(jī)載測試系統(tǒng)時間同步技術(shù)，無法保證與機(jī)載數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的時間相關(guān)性。由于技術(shù)的局限性，載荷參數(shù)從數(shù)量上和采樣率都無法達(dá)到試飛需求。因此，旋翼系統(tǒng)載荷測試關(guān)鍵技術(shù)研究的主要內(nèi)容是非接觸無線信號傳輸技術(shù)、旋轉(zhuǎn)部件供電技術(shù)和非標(biāo)準(zhǔn)件定制技術(shù)。

非接觸式無線信號傳輸是對接觸式測量方法的一種革新，克服了傳統(tǒng)接觸式所帶來的噪聲干擾等一系列問題，而且該技術(shù)成熟度高，也是將來旋翼系統(tǒng)測量技術(shù)發(fā)展的必然趨勢。該方法采用信號無線傳輸或光電技術(shù)克服了應(yīng)變信號的采集傳輸問題，從總體上實(shí)現(xiàn)了旋翼系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)過程中動、靜部件之間測試系統(tǒng)數(shù)據(jù)的無線連接。非接觸無線信號傳輸技術(shù)技術(shù)就是將采集的數(shù)據(jù)通過頻率調(diào)制，以特定的頻率發(fā)送到遙測接收機(jī)進(jìn)行解調(diào)，遙測接收機(jī)將解調(diào)出的應(yīng)變信號以特定的形式送到機(jī)載數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。這樣就可以有效的克服旋轉(zhuǎn)部件的數(shù)據(jù)傳輸問題。目前較為先進(jìn)的技術(shù)是在旋轉(zhuǎn)件安裝的采集模塊即具備對應(yīng)變信號的放大、采集、調(diào)制及發(fā)射單元，通過在機(jī)艙安裝接收裝置實(shí)現(xiàn)對應(yīng)變信號的實(shí)時采集與記錄，采用以太網(wǎng)數(shù)據(jù)提取技術(shù)插入到直升機(jī)機(jī)載網(wǎng)絡(luò)化測試系統(tǒng)給試飛員和地面安全監(jiān)控進(jìn)行實(shí)時顯示。

旋轉(zhuǎn)部件供電技術(shù)和非標(biāo)準(zhǔn)件定制技術(shù)是針對旋轉(zhuǎn)部件的機(jī)械結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)旋翼載荷測試系統(tǒng)的雙冗余度電源設(shè)計和針對高離心過載環(huán)境下的測試機(jī)械架構(gòu)設(shè)計。

2 基于無線傳輸?shù)妮d荷測試系統(tǒng)設(shè)計

2.1 設(shè)計原則

依據(jù)試飛測試要求和被測信號的類型、范圍、頻率響應(yīng)等特性，充分考慮旋轉(zhuǎn)件載荷測試系統(tǒng)的可靠性、先進(jìn)性和可擴(kuò)展性，設(shè)計了滿足試飛環(huán)境下的要求的旋轉(zhuǎn)件測試方案。

用于試飛的旋翼載荷測試系統(tǒng)應(yīng)具有的主要功能如下：

1)系統(tǒng)具有采集動態(tài)應(yīng)變的能力；

2)考慮到旋翼機(jī)械安裝的復(fù)雜性與安全可監(jiān)控性，系統(tǒng)具有無線信號傳輸?shù)哪芰Γ?/p>

3)無線傳輸信道相互獨(dú)立，具有快速移植能力；

4)模擬量參數(shù)的測量精度優(yōu)于1%；

5)系統(tǒng)能夠?qū)崿F(xiàn)精確時間同步(優(yōu)于1 ms)；

6)具有IRIG-B時間信號的輸入功能，保證與機(jī)載網(wǎng)絡(luò)化測試系統(tǒng)具有時間統(tǒng)一性；

7)信號采集通道數(shù)大于80路，采樣率大于1 K/sps；

8)雙冗余供電電系統(tǒng)，提高供電的可靠性。

2.2 無線傳輸協(xié)議設(shè)計

根據(jù)直升機(jī)試飛測試系統(tǒng)設(shè)計要求，無線線號傳輸?shù)膮f(xié)議選擇應(yīng)該具有無線信號通道相互獨(dú)立、信道之間可以互相移植的能力，保證在試飛過程中在單一通道出現(xiàn)故障情況下實(shí)現(xiàn)現(xiàn)場的快速切換，同時要求無線信道啟動建立時間短、信號傳輸帶寬滿足測試要求。

數(shù)字調(diào)制技術(shù)決定了無線信道的性能。數(shù)字調(diào)制是使用載波信號對離散量進(jìn)行調(diào)制。參靠目前主流的數(shù)字信號調(diào)制技術(shù)，對比各自的技術(shù)特點(diǎn)最終確定采用FSK(頻移鍵控)數(shù)字調(diào)制旋方式進(jìn)行數(shù)據(jù)的無線傳輸。頻移鍵控FSK數(shù)字調(diào)制是國際電信聯(lián)盟確定的數(shù)字調(diào)制技術(shù)，廣泛使用在網(wǎng)絡(luò)傳輸領(lǐng)域，具有系統(tǒng)設(shè)計ε成熟可靠、抗串?dāng)_能力強(qiáng)、輻射功率小和信道建立時間短等特點(diǎn)。

FSK(頻移鍵控)調(diào)制技術(shù)是數(shù)字信號控制正弦波的頻率，使正弦波的頻率頻率隨數(shù)字信號而變化。FSK信號的數(shù)學(xué)表達(dá)式為：

SM(t)=Acos(2πm△ft+ω0t)

(m=1、2、3、…,M；0≤t≤T)

其中:△f為M個頻率之間的頻率差。

二進(jìn)制FSK信號是兩個不同頻率f1和f2的正弦波對應(yīng)數(shù)字信號的“1”和“0”。二進(jìn)制FSK信號波形如圖1所示。

圖1 二進(jìn)制FSK信號波形圖

2.3 旋翼載荷測試系統(tǒng)設(shè)計

旋翼載荷測試系統(tǒng)主要包括數(shù)據(jù)采集與遙測單元、系統(tǒng)安裝盤、供電單元和遙測數(shù)據(jù)接收單元、以太網(wǎng)數(shù)據(jù)提取系統(tǒng)和地面與機(jī)上數(shù)據(jù)監(jiān)控，系統(tǒng)原理框圖如圖2所示。數(shù)據(jù)采集與遙測單元完成載荷數(shù)據(jù)的采集、調(diào)制和無線發(fā)送，定制的系統(tǒng)安裝盤是數(shù)據(jù)采集與遙測單元的安裝載體，該安裝盤有數(shù)據(jù)采集與遙測單元的安裝底座和信號傳輸與電源的相關(guān)電路，供電單元完雙冗余供電，遙測數(shù)據(jù)接收單元是將接收的載荷數(shù)據(jù)解調(diào)后以模擬量和以太網(wǎng)的方式發(fā)送到機(jī)載網(wǎng)絡(luò)化數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。

圖2 旋翼載荷測試系統(tǒng)原理框圖

2.3.1 信號采集與處理單元

數(shù)據(jù)采集與處理單元設(shè)計如圖3所示。

圖3 信號的采集表與處理

根據(jù)旋翼載荷測量對應(yīng)變數(shù)據(jù)的精度要求，應(yīng)變數(shù)據(jù)采集采用高精度的恒流源應(yīng)變電路設(shè)計，可有效減少線路設(shè)計帶來的非線性誤差，保證測量數(shù)據(jù)的精度。每路應(yīng)變傳感器都可獨(dú)立提供高精度電流，電流大小用戶可設(shè)置。傳感器信號通過可增益設(shè)置的放大器放大后進(jìn)行A/D變換。處理器(FPGA)將接收的A / D數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換并形成一條串行數(shù)據(jù)流。串行數(shù)據(jù)流以FSK(頻移鍵控)調(diào)制技術(shù)對其進(jìn)行調(diào)制后放大輸出。載波頻率可以通過用戶進(jìn)行設(shè)置，以避免對原機(jī)無線信號產(chǎn)生干擾。

接收天線將接收到的調(diào)制信號送入到接收機(jī)進(jìn)行解調(diào)。接收機(jī)可對不同的通道信號按用戶要求進(jìn)行濾波處理，處理后的信號將以以太網(wǎng)或模擬量的方式輸出到機(jī)載測試系統(tǒng)通用采集器。

2.3.2 系統(tǒng)安裝盤設(shè)計

系統(tǒng)安裝盤是旋翼載荷測試系統(tǒng)的安裝載體，根據(jù)載荷試飛需求，系統(tǒng)安裝盤需要安裝固定信號采集與無線發(fā)射模塊、雙冗余電源控制模塊和備份電池包等部件，實(shí)現(xiàn)應(yīng)變信號的采集、調(diào)制與無線發(fā)射的功能。

由于旋翼槳轂安裝支架的特殊結(jié)構(gòu)，系統(tǒng)安裝盤根據(jù)旋翼槳轂結(jié)構(gòu)需要特殊定制。特別是設(shè)備的重量和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度有特殊的限制。通過前期相關(guān)技術(shù)協(xié)調(diào)，設(shè)計系統(tǒng)安裝盤采用端面式安裝，圓盤形設(shè)計。安裝盤借用旋翼槳轂防雨蓋板的安裝螺釘，設(shè)計成盤型安裝支過渡架。中心設(shè)計成圓盤平臺，用于安裝遙測盤。具體如圖4所示。

圖4 系統(tǒng)安裝盤

信號采集與無線發(fā)射模塊集成應(yīng)變傳感器供電、信號調(diào)理、信號轉(zhuǎn)換、射頻發(fā)射四大功能。該模塊對所有通道進(jìn)行同步采樣，信號調(diào)理單元對輸入信號進(jìn)行濾波處理，A/D變換器對其進(jìn)行超采樣，對采樣的數(shù)字信號進(jìn)行FSK(頻移鍵控)數(shù)字調(diào)制，以無線方式發(fā)射到對應(yīng)的接收機(jī)。

遙測盤技術(shù)指標(biāo)：

信號輸入：應(yīng)變；通道數(shù)：80；傳感器激勵：恒流源激勵，0～10 mA可編程，步進(jìn)0.1 mA；測量范圍：8檔增益可調(diào)；信號帶寬：DC～19 kHz(可設(shè)置)；線性度：±0.2% f.s.;重復(fù)性：<0.5%;自動調(diào)零：±200% f.s.;工作溫度：-40～+125℃;溫度漂移：±0.02%/℃典型溫度補(bǔ)償段內(nèi)。

2.3.3 數(shù)據(jù)提取與安全監(jiān)控

為滿足安全監(jiān)控的試飛要求，直升機(jī)旋翼載荷測試系統(tǒng)需要將實(shí)施采集的旋翼系統(tǒng)載荷數(shù)據(jù)遙測下傳給地面監(jiān)控大廳和飛行員，為飛行安全提供判別依據(jù)。旋翼載荷測試系統(tǒng)遙測接收機(jī)以模擬量和以太網(wǎng)的形式插入到機(jī)載網(wǎng)絡(luò)化數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，再通過以太網(wǎng)提取技術(shù)通過機(jī)載遙測系統(tǒng)下傳到地面供安全監(jiān)控，同時為了保證試飛員第一時間得到載荷數(shù)據(jù)。具體如圖5所示。

圖5 數(shù)據(jù)提取與安全監(jiān)控

2.4 實(shí)驗(yàn)室調(diào)試與驗(yàn)證

對于載荷測試系統(tǒng)設(shè)計,時間同步技術(shù)設(shè)計是關(guān)鍵技術(shù)?；跁r間歷程的數(shù)據(jù)分析關(guān)鍵在于每個通道的時間延遲和通道之間的時間同步性指標(biāo)。系統(tǒng)采用IRIG-B時間協(xié)議對系統(tǒng)的各個處理單元進(jìn)行時間同步，時間同步精度設(shè)計指標(biāo)1 ms。通過以太網(wǎng)對每個采集通道進(jìn)行采集配置工作，將編程好的配置軟件加載到旋翼載荷測試系統(tǒng)。機(jī)載遙測數(shù)據(jù)接收單元對整個系統(tǒng)的運(yùn)行狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)控，檢查整個測試系統(tǒng)的每個采集節(jié)點(diǎn)的時間同步性，最終保證旋翼載荷測試系統(tǒng)滿足設(shè)計指標(biāo)。

2.4.1 采集通道的同步性誤差測試

對于不同通道的應(yīng)變信號經(jīng)過采樣、調(diào)制、發(fā)射、接收、解調(diào)和二次采樣的過程，通道間的同步誤差關(guān)系到后期數(shù)據(jù)處理對參數(shù)時間相關(guān)性的要求。其試驗(yàn)結(jié)果如圖5所示。

從示波器下測得的畫面，可以得出同步時間間隔為：

T0=t1-t2=464 ns-(-472 ns)=936 ns<1 μs

2.4.2 采集通道的時間延遲測試

測試系統(tǒng)的時間延遲主要包含信號放大延時、濾波器延時、A/D轉(zhuǎn)換延時、D/A轉(zhuǎn)換延時、無線傳輸延時、處理與緩存延時等。任選兩個采集通道，使用同一標(biāo)準(zhǔn)信號源做輸入，利用高精度示波器監(jiān)測這兩個通道的信號波形，分析兩個通道輸入信號與輸出信號的響應(yīng)時間，就可測試出這兩個采集通道的各自時間延遲，即載荷測試系統(tǒng)的時間延遲。其試驗(yàn)結(jié)果如圖6所示。

圖6 時間同步性與延遲性測試結(jié)果

從示波器下測得的畫面，可以得出系統(tǒng)延時：

T1：T1=t2-t1=0.956 ms-0=0.956 ms

3 結(jié)束語

通過采用多信道無線通信和雙冗余度旋轉(zhuǎn)部件供電等關(guān)鍵技術(shù)，順利實(shí)現(xiàn)旋翼高速旋轉(zhuǎn)過程中旋轉(zhuǎn)件、靜部件之間測試系統(tǒng)的數(shù)據(jù)無縫連接，從而提供一種切實(shí)可行的旋翼載荷測試方案。該技術(shù)方案穩(wěn)定可靠，目前已經(jīng)成功的應(yīng)用，采集的旋翼載荷數(shù)據(jù)準(zhǔn)確、可靠，并首次實(shí)現(xiàn)翼載荷信的實(shí)時安全監(jiān)控。該技術(shù)對后續(xù)的直升機(jī)旋翼載荷測試具有一定的借鑒與推動作用。

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ResearchonRotorLoadTestingTechnologyBasedonMulti-channelWirelessTransmission

Ma Yaping，Liu Peng, Gu Shipeng

(Chinese Flight Test Establishment，Xi′an 710089，China)

Helicopter rotor system load and strength flight test is the real atmosphere environment of the rotor system stress load spectrum of the study, it provides real data can not be provided by the theoretical calculation, so the rotor system load test flight is the helicopter design stereotypes test flight is extremely important project. According to the requirements of helicopter rotor system load test technology, the dynamic load data modulation, transmission and demodulation are realized by multi-channel wireless transmission design using modularity, redundancy and high integration design. Data Acquisition and Monitoring of Rotor System Load with High Bandwidth and Accurate Synchronization. This technique has some reference significance for the similar problems encountered in the helicopter rotor system load test flight.

rotor system; Load; FSK modulation; time synchronization

2017-07-05；

2017-08-09。

馬亞平(1972-)，男，碩士，高級工程師，主要從事飛行試驗(yàn)、測試系統(tǒng)方向的研究。

1671-4598(2017)10-0048-03

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.10.013

TP274

A