直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制飛行試驗(yàn)

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1、直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制飛行試驗(yàn)陸洋1，顧仲權(quán)1，凌愛民2,李明強(qiáng)2（1.南京航空航天大學(xué)直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇南京210016；2.中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西景德鎮(zhèn)333001）摘要：為驗(yàn)證結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制方法在直升機(jī)振動(dòng)控制中的有效性，以某輕型直升機(jī)為驗(yàn)證機(jī)，基于具有在線識(shí)別功能的時(shí)域自適應(yīng)控制算法，進(jìn)行了直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制飛行試驗(yàn)研究。本文詳細(xì)給出了飛行試驗(yàn)方法、試驗(yàn)系統(tǒng)組成、試驗(yàn)內(nèi)容及其過(guò)程。通過(guò)對(duì)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的處理分析，對(duì)減振效果進(jìn)行了評(píng)估。試飛結(jié)果表明：ACSR系統(tǒng)對(duì)各測(cè)點(diǎn)的垂向振動(dòng)均有減振效果，各速度狀態(tài)下的全機(jī)垂向減振效率在30-66%之間，巡航速度狀態(tài)下具有

2、最佳的減振效率；此外，各測(cè)點(diǎn)的側(cè)向振動(dòng)水平也有一定程度的減小。本次飛行試驗(yàn)為ACSR技術(shù)在我國(guó)直升機(jī)型號(hào)上的工程應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。關(guān)鍵詞：直升機(jī)；振動(dòng)；結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制；飛行試驗(yàn)中圖分類號(hào)：V212.4,V417文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào):1004***引言直升機(jī)的振動(dòng)問(wèn)題十分突出，不僅影響駕駛員操縱性和舒適性，還會(huì)降低機(jī)載設(shè)備的壽命。因此，解決直升機(jī)的振動(dòng)問(wèn)題意義重大。傳統(tǒng)解決直升機(jī)振動(dòng)問(wèn)題的辦法是采用被動(dòng)式吸振或隔振，由于頻帶窄，重量效率低等原因，難以滿足日益提高的減振要求。隨后出現(xiàn)了更具優(yōu)勢(shì)的直升機(jī)主動(dòng)振動(dòng)控制技術(shù)，包括：高階諧波控制、獨(dú)立槳葉控制、主動(dòng)控制襟翼、結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制（Active

3、ControlofStructureResponse,ACSR）等。在上述主動(dòng)振動(dòng)控制方法中，ACSR由于減振效果好、功耗低、系統(tǒng)重量輕、適應(yīng)性強(qiáng)、易于實(shí)現(xiàn)等優(yōu)點(diǎn)，已成為目前國(guó)內(nèi)外最受關(guān)注的直升機(jī)主動(dòng)振動(dòng)控制技術(shù)。其基本原理是：在直升機(jī)主要模態(tài)的非節(jié)點(diǎn)位置上用作動(dòng)器施加主動(dòng)控制力，通過(guò)控制器的實(shí)時(shí)調(diào)節(jié)，使主動(dòng)控制力在關(guān)鍵部位（如座艙）處產(chǎn)生的振動(dòng)響應(yīng)與外擾激振力引起的振動(dòng)相抵消，從而達(dá)到減振的目的。20世紀(jì)80年代中后期，英國(guó)Westland直升機(jī)公司首先提出ACSR技術(shù),在理論研究的基礎(chǔ)上，利用W30直升機(jī)上進(jìn)行了飛行測(cè)試，能顯著減小旋翼通過(guò)頻率的振動(dòng)水平[1]，顯示出其用于直升機(jī)減振的巨大

4、潛力。此后的二十余年間，英、美、德、法等國(guó)家均投入的大量的人力物力重點(diǎn)突破ACSR的關(guān)鍵技術(shù)，包括：多通道自適應(yīng)控制律設(shè)計(jì)、高功率重量比作動(dòng)器研制、作動(dòng)器及傳感器位置及個(gè)數(shù)優(yōu)選等，并先后在EH101[2]、CH-47[3]、UH-60[4]、S-92[5]等多種機(jī)型上成功地進(jìn)行了ACSR飛行試驗(yàn)。近十幾年來(lái)，上述國(guó)家的直升機(jī)ACSR技術(shù)逐漸發(fā)展成熟，S-92、UH-60M、EC225/EC725等機(jī)型上已正式裝備了ACSR系統(tǒng)[4-6]，可使直升機(jī)關(guān)鍵部位處的振動(dòng)水平降至0.05g以下，這是采用被動(dòng)式減振措施所難以達(dá)到的。近幾年來(lái)，美國(guó)Sikorsky直升機(jī)公司在其最新研發(fā)的高速直升機(jī)X2上，

5、為抑制高速飛行時(shí)嚴(yán)重非定常氣動(dòng)載荷所引起的強(qiáng)烈機(jī)體振動(dòng)，將ACSR系統(tǒng)設(shè)置為該機(jī)必需裝備[7]。國(guó)內(nèi)對(duì)ACSR技術(shù)的研究起步于20世紀(jì)90年代，南京航空航天大學(xué)的顧仲權(quán)等人對(duì)ACSR涉及的各領(lǐng)域關(guān)鍵技術(shù)均進(jìn)行了深入的研究[8-13]，包括大量的理論方法研究和模型試驗(yàn)研究。為將ACSR技術(shù)最終推向?qū)嵱?，為我?guó)直升機(jī)型號(hào)服務(wù)，在中國(guó)直升機(jī)技術(shù)研究所的全力支持下，以前期研究成果為基礎(chǔ)，利用某國(guó)產(chǎn)輕型直升機(jī)為驗(yàn)證機(jī)在國(guó)內(nèi)首次進(jìn)行了ACSR飛行試驗(yàn)。在本次飛行試驗(yàn)中，ACSR控制器采用具有在線識(shí)別功能的時(shí)域自適應(yīng)控制算法，相比于國(guó)外普遍采用的頻域算法，具有控制器參數(shù)更新快、跟蹤受控對(duì)象動(dòng)特性能力強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)

6、；此外，專門研制了電磁慣性共振式作動(dòng)器，具備功耗小、輸出力大的特點(diǎn)；并自行開發(fā)研制了全套硬件系統(tǒng)，整套系統(tǒng)重量?jī)H占全機(jī)重量的1.2%，遠(yuǎn)低于常規(guī)被動(dòng)式減振系統(tǒng)的重量。本文詳細(xì)給出了此次ACSR飛行試驗(yàn)的試驗(yàn)方法、試驗(yàn)步驟和試驗(yàn)系統(tǒng)組成，并通過(guò)對(duì)飛行試驗(yàn)結(jié)果的分析，總結(jié)評(píng)估了減振效果。1飛行試驗(yàn)方法控制律是ACSR技術(shù)實(shí)現(xiàn)的核心，如前所述，本次飛行試驗(yàn)采用的是具有在線識(shí)別功能的基于自適應(yīng)濾波的時(shí)域自適應(yīng)控制算法。該算法的原理框圖如圖1所示：圖1基于自適應(yīng)濾波的時(shí)域控制律原理框圖圖中，為外擾信號(hào)，也是參考信號(hào)，為主通道（從旋翼經(jīng)機(jī)體結(jié)構(gòu)到各減振點(diǎn)），為誤差通道（從控制器輸出電壓、功放、作動(dòng)器、機(jī)體

7、結(jié)構(gòu)至各減振點(diǎn)），為要消除的振動(dòng)（對(duì)本次飛行試驗(yàn)而言，為旋翼通過(guò)頻率3Ω的垂向振動(dòng)），為自適應(yīng)濾波器。當(dāng)自適應(yīng)過(guò)程收斂時(shí)，是的最佳估計(jì)，自適應(yīng)濾波器輸出能最好地再現(xiàn)，此時(shí)誤差信號(hào)最小。為了在線識(shí)別參數(shù)，本算法在控制器輸出端疊加一個(gè)與外擾信號(hào)無(wú)關(guān)的隨機(jī)噪聲，同時(shí)作為自適應(yīng)濾波器的輸入，當(dāng)自適應(yīng)過(guò)程收斂時(shí)，濾波器可唯一收斂到。同理，當(dāng)誤差通道濾波器收斂時(shí)，并行環(huán)節(jié)濾波器將收斂到。需要指出的是，為便于說(shuō)