ICS 49.020 CCS V36
团体标
T/AOPA 0100—2025
动力提升航空器结构模态耦合试验规范
Specification for the structural mode interaction (SMI) test on powered-lift
2025-12-24 发布 2025-12-24 实施
中国航空器拥有者及驾驶员协会发布
前言
本文件按照GB/T 1.1—2020《标准化工作导则第1部分：标准化文件的结构和起草规则》的规定起草。
请注意本文件的某些内容可能涉及专利。本文件的发布机构不承担识别专利的责任。
本文件由中国航空器拥有者及驾驶员协会(中国AOPA)提出并归口。
本文件起草单位： 四川沃飞长空科技发展有限公司、四川傲势科技有限公司、中国飞机强度研究所、中国民航大学、西南交通大学、广电计量检测集团股份有限公司。
本文件主要起草人： 薛松柏、谢晒明、王策、周文杰、于挺、谢瑞强、宋巧治、冯振宇、刘建华、张继明。
引言
动力提升航空器飞行过程中，伺服-飞控系统除需实时感知航空器刚体运动状态外，还会同步接收结构弹性振动信号，若处理不当，可能诱发新的非定常载荷; 由该物理过程引发的航空器稳定性问题，被定义为气动伺服弹性问题(简称ASE问题)。结构模态耦合试验(SMI试验)是确认动力提升航空器伺服弹性特性的关键地面试验，确保飞机不会因伺服弹性效应产生不稳定现象。
相较于固定翼航空器，动力提升航空器的 ASE 问题具有更高复杂性：其一，在起降等关键阶段，其通常依赖旋翼、涵道风扇等推力执行机构参与姿态控制，此类执行机构易产生与结构模态耦合的高频控制指令;其二，固定翼航空器推力矢量方向刚度特性显著，主要通过舵面实现姿态控制，而动力提升航空器的推力执行机构处于高能量、高动态工作状态，更易与结构弹性产生强耦合效应，进一步加剧 ASE问题的复杂性。
为规范动力提升航空器 SMI 试验实施，确保试验结果的准确性与有效性，本文件制定适用于动力提升航空器的 SMI 试验规范，综合伺服-飞控系统关键执行部件(含舵面、推力执行机构)特性，明确试验全流程要求及评估准则。
动力提升航空器结构模态耦合试验规范
1 范围
本文件规定了动力提升航空器结构模态耦合试验的一般要求、试验项目和试验方法、试验过程、试验结果与试验稳定性判据、试验报告编写等内容。
本文件适用于动力提升航空器结构模态耦合试验，其他航空器可参照使用。
2 规范性引用文件
本文件没有规范性引用文件。
3 术语和定义
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
动力提升航空器 powered-lift
动力提升航空器是一种重于空气的航空器，能够垂直起飞、垂直着陆和低速飞行，主要依靠以发动机驱动的升力装置或发动机推力在这些飞行状态期间提供升力，并且依靠非旋转翼面在水平飞行时提供升力。
注：分为复合翼类航空器和倾转旋翼、倾转机翼、倾转涵道等倾转类航空器。
3.2
结构模态耦合试验 structural mode interaction test
测试航空器控制系统与弹性结构之间的动力耦合特性，检查航空器伺服弹性稳定裕度的试验，又称结构耦合试验(Structural Coupling Test)。
3.3
控制-结构回路 control-structural loop
航空器飞控计算机、作动器、传感器及飞机弹性结构构成的回路(如图 1)。
注：控制-结构回路是SMI试验分析的主要对象。
图 1 结构-控制回路示意图
3.4
试验构型 Test Configuration
试验中一系列状态的组合。
注：状态包括：机体短舱/涵道倾转角度、起落架收放等结构状态、试验支持状态、载荷状态等边界条件状态和参试传感器、参试飞控计算机等参试设备状态。
a) 机体结构状态：包括短舱/涵道倾转角度、起落架收放等;
b) 边界条件状态：包括试验支持状态、载荷状态等;
c) 参试设备状态：包括参试传感器、参试飞控计算机等。
3.5
试验通道 Test Channel参与试验的控制通道。
注：包括升力、滚转、俯仰、偏航通道。每次选择其中一个通道试验。
4 缩略语
下列缩略语适用于本文件。
ASE：气动伺服弹性(Aeroservoelasticity)
FRF：频率响应函数(Frequency Response Function)
GVT：地面振动试验(Ground Vibration Test)
SMI：结构模态耦合(Structural Mode Interaction)
5 一般要求
5.1 试验目的
结构模态耦合试验(SMI试验)为验证性试验，应在地面振动试验(GVT)试验后开展，应关注结构模态频率附近的激励工况，主要目的包括：
a) 通过在地面开展伺服弹性试验，获取航空器结构模态耦合特性，并判定结构模态耦合回路的稳定性是否满足设计要求;
b) 可通过SMI试验结果修正 ASE 计算中的数学模型，使得 ASE 分析更可靠。
5.2 试验文件要求
5.2.1 试验任务书
试验任务书由试验需求方提出。试验任务书应包括下列内容：
a) 试验名称;
b) 试验目的;
c) 试验项目;
d) 试验航空器状态;
e) 试验状态;
f) 航空器支持要求;
g) 试验测试要求，布置要求及说明等。
5.2.2 技术支持文件
试验前，需求方应向试验承担方提供下列技术支持文件：
a) 航空器重量重心惯量数据;
b) 结构振动测量点坐标及限制要求;
c) 航空器的振动试验结果，应包括作动器最大控制带宽 2 倍以下的各阶模态的振型和频率。
5.2.3 试验大纲
试验大纲由试验承担方依据试验任务书及适航要求编制，试验大纲应包括下列内容：
a) 任务来源;
b) 试验名称;
c) 试验依据;
d) 试验目的;
e) 试验航空器状态;
f) 试验状态;
g) 试验项目;
h) 航空器支持;
i) 试验方法与基本原理;
j) 试验设备;
k) 测量点布置;
l) 试验程序;
m) 试验判据;
n) 试验安全保护及质量保证措施;
o) 试验现场重大问题的处理原则与预案等。
5.3 试验环境
满足正常停机状态的一般环境，宜在试验任务书中规定试验环境要求。
5.4 试验状态
试验状态应满足下列要求：
a) 试验时，航空器结构和系统应装载完备，航空器状态宜与 GVT 试验状态保持一致，试验更改应在试验配套文件中说明，试验状态应符合试验任务书中装载与配重要求，经检验合格，并应经过适航制造符合性检查;
b) 试验时，控制软件应预留试验专用增益调整功能模块，并且其余部分应与实际飞行时完全一致。
5.5 试验对象
试验对象应包括试验机机体结构和飞控系统等各系统。试验应在下列时机进行：
a) 首飞前;
b) 首飞后产生了对气动伺服弹性稳定性影响的更改时。
5.6 试验构型
5.6.1 试验构型划分
试验机试验构型宜按下列情况划分。
a) 机体结构：
1) 倾转类航空器倾转角度状态：悬停状态、过渡状态和巡航状态，各状态定义见表 1;
2) 起落架状态：包括起落架收起状态和起落架放下状态。
b) 边界条件：
1) 支持状态：包括柔性支持状态和正常支持状态;
2) 载荷状态：按需定义一组乘客、货物、油量和外挂物等载荷状态。
c) 参试设备：
1) 参试传感器设备状态：包括传感器 A、传感器 B……;
2) 参试飞控计算机状态：包括飞控计算机 A、飞控计算机 B……。
表 1 短舱/涵道倾转状态划分
5.6.2 试验构型示例
试验构型示例如表2所示。
表 2 试验构型示例
5.7 试验设备
5.7.1 概述
航空器 SMI试验应采用专用设备，并应满足下列要求：
a) 试验设备应包括航空器支持设备、主控上位机、激励设备、采集设备等;
b) 设备和仪器应满足试验测试需要，设备和仪器应处于完好状态;
c) 计量仪器应经过计量检定或校准合格且在有效期限内。
5.7.2 航空器支持设备
支持设备和支持方式应根据航空器重量和航空器最低阶共振频率合理选择，航空器可采用下列支持方式：
a) 正常支持：起落架支持，对应航空器的地面工况;
b) 柔性支持：空气弹簧支持或橡皮绳悬挂，模拟航空器飞行时的自由-自由边界条件;难以达到柔性支持试验条件时，应在正常支持状态下将起落架轮胎调整至正常充气压力的 50%～70%，模拟自由-自由边界条件。
柔性支持设备应根据支持方式配置：采用空气弹簧支持时支持设备宜由空气弹簧系统、升降支座、过渡连接件等组成;采用橡皮绳悬挂时设备宜由橡皮绳及过渡转接件等组成。柔性支持刚度应使得刚体平动和转动模态频率小于航空器一阶结构模态频率的1/3。
SMI试验中需要较大的水平力激励时，应分析试验航空器在激励下的安全性，避免正常支持或柔性支持失稳;必要时应加装连接机体的水平限位绳或橡皮绳等限制机体摆动的装置。加装的水平限位绳或橡皮绳不应对航空器的本体结构模态有明显影响。
5.7.3 主控上位机
SMI试验的主控上位机应能够调整控制律的增益状态。应包括下列内容：
a) 回路接通/断开;
b) 控制律陷波滤波器参数设置;
c) 航空器飞行高度、速度等飞行状态设置等。
5.7.4 激励设备
5.7.4.1 通则
激励设备应包括信号发生设备和作动设备，信号发生设备应向作动设备发送激励指令，应包括特定幅值的阶跃、冲击信号，特定幅值和频率的正弦扫频信号，作动设备接受激励指令后应产生激励。
5.7.4.2 信号发生设备要求
信号发生设备可发送的频率上限应至少达到关心的结构模态频率上限的 2 倍。
5.7.4.3 作动设备
5.7.4.3.1 矢量动力作动器
矢量动力作动器激励力应符合下列规定：
a) 在矢量动力作动器模拟标称工况的激励时，竖直和水平总拉力峰值不应使得航空器支持失稳，竖直总拉力峰值宜小于全机重力的 1/4，水平总拉力峰值应小于全机重力的 1/20。当旋翼的气动地面效应严重时，应进行修正;
b) 激励强度应使试验中采集设备的信号幅值强度大于静止时噪声幅值强度 4 倍，信噪比应大于
12 dB;
c) 对于大功率矢量动力作动器，在地面试验时宜替换为小功率矢量动力作动器，但应保证旋翼转速、控制带宽与大功率矢量动力作动器一致。完成替换后，应进行结构动力学评估，应通过调整配重等方式保证替换前后结构动力学特性接近。
5.7.4.3.2 操纵面作动器
航空器自身操纵面作动器的激励无法达到理想的幅值或相位，可采用下列处理方法：
a) 无法达到理想的幅值：宜在操纵面后缘张贴配重条，增加转动惯量的方式增加激振力。加装配重后应重新评估航空器的结构强度，应留有足够的结构余量，不应超过结构限制载荷的 1/4;
b) 无法达到理想的相位：应采用操纵面弹性加载工装实现与气动力近似同相位的激振加载。弹性加载应增加操纵面工装连接操纵面，该工装在不与其他结构干涉的同时，应使得操纵面在偏离零位时获得额外的弹性回复力。
5.7.5 采集设备
SMI试验采集设备应包括航空器侧的惯性传感器和外部布置的结构振动监测传感器。对有余度的控制器、传感器、作动器等设备应使用排列组合。数据记录频率应至少达到结构模态频率上限的 5 倍。
试验中布置的振动监测传感器应能获取下列信息：
a) 反映每个分布式推进器处，推力轴线方向的振动情况;
b) 反映每个操纵面后缘处，操纵面偏转方向的振动情况以及翼尖振动情况;
c) 反映每个惯性传感器处的三轴线加速度情况。
6 试验项目和试验方法
6.1 试验项目
航空器 SMI试验项目应包括各通道开环试验和闭环试验，并应按上述顺序进行，试验示意图如图 2所示。
6.2 试验方法
试验方法应按下列步骤执行。
a) 开环试验：宜采用扫频信号激励各通道并进行开环频域响应分析，试验过程中由小到大逐渐增加扫频幅值，直至达到幅值无关区，开环试验可估计航空器各通道的闭环稳定裕度。
b) 闭环试验：宜采用脉冲或扫频激励各通道并进行时域分析，逐渐增加主增益直至 2 倍，试验过程中逐渐变更扫频幅值验证航空器各通道稳定裕度。
c) 试验时应根据航空器结构特性和控制律特性等合理选择下列控制-结构回路断开方式：
1) 断开位置 1：在作动器之前断开，此时输入 X 为试验通道的激励信号，输出Y 为试验通道的广义作动指令;
2) 断开位置 2：在惯性传感器之后断开，此时输入 X 为试验通道激励信号，宜为角速率和加速度，输出Y 为试验通道主要的惯性传感器信号。
图 2 试验示意图
6.3 试验项目选择
试验项目应根据试验构型选择。并应符合下列规定。
d) 对于构型全部通道，按顺序完成开环试验和闭环试验。
e) 对于起落架可收放航空器，仅进行起落架收起状态的柔性支持试验项目，以及起落架放下状态的正常支持试验项目。
f) 对于复合翼类航空器，进行全部通道的柔性支持状态和正常支持状态下的试验项目，试验项目可参照表 3选择。
g) 对于可倾转类航空器，试验项目可参照表 3选择，并应符合下列规定：
1) 悬停状态下应完成全部通道的柔性支持状态和正常支持状态下的试验项目;
2) 过渡状态下应完成全部 4 个通道的柔性支持状态下的试验项目;当过渡状态包括连续变化的倾转角度时，宜选择一组有代表性的典型倾转角度试验，应使得每个构型之间结构模态的频率变化和每个构型下特定的激励传递情况无较大变化;
3) 巡航状态下应完成滚转、俯仰、偏航通道的柔性支持状态下的试验项目。
表 3 试验项目选择
h) 应根据对航空器载荷工况的评估，按需增加不同载荷状态试验;应结合控制逻辑和飞行包线，按需选择几组代表性的最大控制律增益试验。
6.4 试验安全控制
试验过程中应保障试验人员和试验件安全，并应满足下列要求：
a) 应设置结构变形、动响应等试验状态限制值;
b) 应对试验现场进行区域控制，可采用隔离屏障保障现场试验人员安全;
c) 应设有紧急制动开关;
d) 应设有动力系统监控人员;
e) 应设有安全员和应急医疗处置人员。
7 试验程序
7.1 试验流程
试验流程主要包括试验前准备、试验、数据采集和处理以及试验记录四个阶段，图3为试验流程示意图。
图 3 试验流程示意图
7.2 试验前准备
试验前准备宜包括下列内容：
a) 完成试验策划，明确试验构型，试验判据等;
b) 按 5.2.1 要求完成试验大纲的编写，确定试验方案;
c) 确认航空器的试验状态及试验条件;
d) 根据试验大纲，完成试验设备安装;
e) 按 5.7 要求完成航空器与主控上位机、激励设备、采集设备等设备之间的联调;
f) 完成飞控传感器采集的振动信号及相同位置安装的振动监测设备信号的校核。
7.3 试验
开环试验和闭环试验应按下列步骤进行。
a) 开环试验应按下列流程执行：
1) 完成试验准备后开始试验;
2) 通过配置指令调整控制器的增益状态;将控制器积分器断开;
3) 按试验计划进行扫频激励试验，确保输入的激励指令为期望值;
4) 对输入输出信号处理，得到 FRF，结果满足要求结束试验;不满足要求，调整陷波器参数后对有影响的频率点复测，直至满足要求。
b) 闭环试验应按下列流程执行：
1) 完成试验准备后开始试验;
2) 通过配置指令调整控制器的增益状态;将控制器积分器断开;
3) 开始按照试验计划进行激励;
4) 结果满足要求结束试验;不满足要求，调整陷波器参数后复测，直至满足要求。
c)调整陷波滤波器的陷波中心频率、带宽以及陷波深度：陷波深度应足以将该频率的幅值响应降低到安全裕度以下。
7.4 数据采集和处理
7.4.1 试验采集数据应为结构-控制回路断开点的输入和输出， 以及振动监测点数据。
7.4.2 幅频特性和相频特性等频率响应应根据输入数据和输出数据通过频域处理得到。
7.5 试验记录
试验记录应包括下列内容。
a) 试验项目：
1) 明确试验类型，包括开环和闭环试验等;
2) 试验目的或目标，包括验证结构模态参数等。
b) 试验人员：
1) 参与试验的主要技术人员名单及其职责，包括试验负责人、数据采集人员、传感器安装人员和数据分析工程师等;
2) 岗位人员资质或经验简要说明;
3) 外部技术支持单位或合作测试机构名称。
c) 试验时间：
1) 试验开始与结束日期;
2) 每个阶段或步骤的执行时间段，包括激励指令施加时间、数据采集时段等;
3) 数据记录的时间戳。
d) 试验条件：
1) 激励方式与设备参数：包括激励类型等激励设备参数;
2) 支撑或边界条件：说明试验件支撑方式;
3) 结构状态：是否为原始未损伤结构，或已存在裂纹等设定状态。
e) 试验构型：
1) 被试结构的几何构型描述，包括外形尺寸、重量、重心位置等关键参数;
2) 被试航空器的控制律软件版本以及配置指令情况;
3) 振动监测传感器布置图：传感器类型、数量、型号、安装位置和方向等。
f) 试验程序执行情况：
1) 实际执行的试验流程与计划程序的一致性，包括扫频方式、步进频率间隔等;
2) 试验过程中出现的异常情况或偏差，包括传感器故障、激励失效、数据丢失等，并附原因分析与处理措施;
3) 数据采集系统的配置信息：包括采样率、滤波设置、量程范围、触发方式等;
4) 数据保存路径与格式;
5) 初步数据检查结果，是否存在噪声干扰、信号失真等问题。
8 试验结果与试验稳定性判据
8.1 试验结果
应对试验件的测试状态、测试系统的软硬件状态等按照5.4和5.7描述进行检查，确保试验数据真实有效。
开环试验结果应为输入输出信号的频率响应函数;闭环试验结果应为包含完整激励和响应过程的输入信号和输出信号的时域数据。
8.2 稳定性判据
8.2.1 开环试验
开环试验结构耦合稳定性合格判据为下列要求之一：
a) 对于尚未首飞的试验对象：对于一阶及以上弹性模态，各通道开环频率响应幅值峰值宜小于
-9dB;
b) 对于完成首飞的航空器：对于一阶及以上弹性模态，各通道传开环频率响应幅值峰值宜小于
-6dB。
8.2.2 闭环试验
闭环试验结构耦合稳定性合格判据为：
a) 在脉冲或扫频激励下，应保证逐步增加到双倍增益的闭环时域响应不发散;
b) 响应应符合增加陷波滤波器后闭环传递函数的设计值。
9 试验报告编写
试验结束后，按照试验任务书和试验大纲的规定，分析试验数据和原始记录，编写试验报告，并将试验报告提交适航审定部门审查。
试验报告内容应包括：
a) 试验项目名称;
b) 试验目的、依据;
c) 试验状态及测试项目;
d) 飞机支持;
e) 试验方法原理;
f) 试验设备仪器;
g) 试验步骤;
h) 试验结果及分析;
i) 试验人员等。
同时应提供试验过程中的原始记录和声像资料。
参考文献
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