次级通道在线辨识的自适应结构响应主动控制研究

直升机结构响应自适应主动控制算法因其适应能力强、重量轻、频带范围宽,效率高且控制效果好在直升机振动抑制中得到广泛应用。从作动器控制输入到目标减振点响应输出之间的次级通道传递函数的辨识精度严重影响系统稳定性,在线辨识能够适应直升机飞行高度、速度、环境、温度及压力等的改变给次级通道带来的影响。通过3种次级通道在线辨识算法控制效果仿真对比,从抗干扰性和收敛速度的角度,分析了现有自适应滤波算法,为直升机减振主动控制算法的设计提供参考。     

用于直升机在大气紊流中的旋翼状态反馈控制

发展了一种集成旋翼状态反馈(Rotor-State Feedback,RSF)控制的飞行控制系统,以提升直升机在大气紊流环境中低速飞行时的飞行品质。基于经典显模型跟踪控制系统,对机体和旋翼状态反馈增益进行协同设计,以综合优化旋翼/机体耦合动稳定性和直升机在飞行品质相关频率范围(1~12rad/s)内的紊流缓和能力。同时,设计了一个旋翼前馈控制以增强直升机的操纵响应特性。对直升机飞行品质的线性分析表明:RSF控制的引入能够在实现旋翼/机体耦合动稳定性控制的同时使滚转和俯仰通道的指令跟踪延迟时间分别降低21.87%和25.82%,扰动抑制带宽分别提升243.22%和72.56%。最后以飞行试验验证的高阶非线性飞行动力学模型进行数值模拟验证控制系统。结果表明:RSF控制的引入使直升机滚转、俯仰角速率对紊流响应的标准差分别降低55.68%和26.81%。集成RSF的控制系统能够提升直升机在紊流中的飞行品质。     

基于主动扭转控制的旋翼减振规律研究

旋翼主动扭转控制(ATR)能够改善旋翼气动环境,降低桨毂振动载荷。本文以SA349/2直升机为例,采用工程上应用较为广泛的Adams和Nastran软件,建立旋翼弹性桨叶气弹耦合模型。通过模型算例计算得到的桨毂时域和频域载荷,与文献资料数据对比,证实了本文模型的有效性。在旋翼周期变距基础上通过主动扭转控制施加二阶、三阶高阶谐波变距,研究主动扭转控制减振作用的规律。     

直升机桨距主动控制对旋翼性能的影响

为摸索直升机桨距主动控制对旋翼性能的影响规律并揭示其机理,首先建立能够考虑2阶谐波桨距控制影响的旋翼气动力模型,进一步建立相应的直升机飞行动力学模型,将旋翼需用功率作为性能评估的依据,在全机配平状态下开展2阶谐波桨距控制对旋翼性能的影响研究.对于样例直升机,前进比为0.2时,施加任何2阶谐波桨距控制均使旋翼需用功率增加;前进比为0.35时,施加幅值为1.5°、初相位为90°的2阶谐波桨距控制使旋翼需用功率降低约5%.通过分析样例直升机桨盘平面迎角分布和阻力系数分布,总结出利用2阶谐波桨距控制提升旋翼性能的物理本质:当直升机处于高速、大载荷飞行状态时,施加适当的2阶谐波桨距控制可以改善桨盘平面迎角分布,推迟后行边桨叶失速,从而降低旋翼需用功率,有效提升旋翼性能.     

主动扭转智能旋翼模型试验研究

在国内首次进行采用压电片驱动的碳纤维弯扭耦合梁作为驱动机构的智能旋翼风洞试验。试验结果表明:主动扭转智能旋翼在高转速前吹风状态下,受控状态下的可动桨尖沿扭转输出轴上下偏转可以明显改变桨叶气动力的相应谐波分量,进而影响桨叶的振动,试验为主动扭转智能旋翼用于直升机旋翼振动主动控制奠定硬件基础。     

基于无级变速的直升机变旋翼转速控制模拟方法研究

为了扩大直升机变旋翼转速变化范围,开展了基于无级变速机构的直升机/传动系统/发动机连续变旋翼转速控制模拟方法研究。基于叶素法和容积动力学方法,建立了主旋翼/发动机综合数学模型用于直升机推进系统仿真,该模型由主旋翼简化模型和涡轴发动机部件级模型组成。在主旋翼/发动机综合模型的基础上,加入了基于能量法建立的无级变速传动装置动力学模型,通过变传动比实现变旋翼转速控制模拟,通过定常来流状态下的数字仿真,分析变旋翼转速控制过程对主旋翼和发动机状态的影响。结果表明,提出的变旋翼转速控制模拟方法在保证涡轴发动机动力涡轮转速变化小于1.5%的前提下使旋翼转速连续变化25%,建立的直升机/传动系统/发动机综合模型为变旋翼转速技术的设计与验证提供了较可靠的数字仿真平台。     

基于HHC方法的旋翼噪声抑制机理及参数影响

旋翼桨-涡干扰(BVI)噪声是旋翼气动噪声抑制的主要对象之一。其中,高阶谐波控制(HHC)是一种较为有效的噪声主动抑制方法。为探究HHC方法的降噪效果、降噪机理及参数影响规律,基于嵌套网格生成方法,采用可压雷诺Navier-Stokes方程对流场进行求解,建立了适合于模拟旋翼桨-涡干扰流场的计算流体力学(CFD)数值方法。在流场CFD分析的基础上,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawking)方程预测桨-涡干扰状态下的旋翼噪声,通过对施加高阶谐波控制后的BO-105模型旋翼BVI噪声进行算例验证,得到了一套可以应用于高阶谐波控制下旋翼BVI噪声估算的CFD/FW-H方法。通过对不同HHC方案的数值模拟,发现在直升机斜下降状态下,施加高阶谐波控制后的旋翼BVI噪声能够降低多达4~7dB。进一步,细致分析了HHC方案的控制频率、输入相位以及输入幅值3个参数对旋翼BVI噪声抑制效果的影响,得到了相关参数的影响规律。并且,基于输入幅值对HHC降噪效果的影响规律,对高阶谐波控制方法的降噪机理做出了进一步的说明。     

四旋翼无人直升机飞行控制技术综述

四旋翼无人直升机因具有良好的性能而成为近十几年来的研究热点,针对四旋翼直升机的飞行控制技术进行了简要综述。首先,通过分析四旋翼无人直升机的飞行控制特性,指出了飞行控制系统设计的要求和难点;然后,总结了四旋翼直升机飞行控制的研究现状,对几种常用控制算法的特点进行了分析;最后,在分析四旋翼无人直升机关键技术的基础上,讨论了四旋翼飞行控制的发展趋势。     

主动扭转智能旋翼频域研究及仿真

以直升机主动扭转智能旋翼的数学模型作为控制对象,以主动桨尖偏转引起的桨毂五力素的4阶谐波分量作为输出项,以主动桨尖偏转角作为输入项,建立了多输入多输出控制系统;在此基础上,对主动扭转智能旋翼数学模型进行仿真控制试验,研究不同频率组合的控制信号对桨毂五力素4 Ω谐波分量的抑制影响.     

基于双X驱动机构的智能旋翼模型试验

直升机的减振降噪是直升机发展史中一直面临的一个重要课题。本文主要开展了基于推挽式双X型驱动机构的主动后缘小翼型智能旋翼模型的初步设计分析与试验研究。对智能桨叶及驱动机构进行了设计分析和加工,对驱动机构进行了优化,进行了不旋转状态下的试验,验证了该方案的可行性。     

直升机桨叶连续后缘襟翼设计与气动影响分析

在直升机旋翼减振应用中,连续后缘襟翼和常规分离式襟翼相比具有重量轻、结构紧凑、气流平稳等优点。选用压电纤维复合材料作为驱动材料,基于NACA23012翼型设计带有连续变形后缘襟翼的桨叶段,对襟翼及其驱动结构进行选材设计分析;采用流固耦合方法分析连续后缘襟翼对剖面翼型气动特性的影响。结果表明:连续后缘襟翼在直升机桨叶工作迎角、马赫数范围内可实现有效偏转,显著改变翼剖面气动升力和力矩,证明了连续后缘襟翼在旋翼减振控制中的潜在应用价值。     

颗粒阻尼对直升机旋翼桨叶减振效果的试验

 为探索直升机减振技术的新方法,研究颗粒阻尼技术在直升机旋翼桨叶减振中的应用,设计了直升机旋翼桨叶模型及其相应的颗粒阻尼器形式,利用试验方法研究了颗粒阻尼对非旋转及旋转桨叶模型的阻尼减振效果。试验结果表明：颗粒阻尼可以有效提高非旋转桨叶模型的前3阶阻尼水平,尤其可使桨叶第3阶模态阻尼比提高一个数量级甚至更多;在较低的转速范围内,颗粒阻尼还可以克服离心力作用,使旋转桨叶模型的挥舞和摆振加速度响应水平均得到有效削减,充分表明了颗粒阻尼作为一种振动控制手段应用于直升机旋翼桨叶的可行性。     

结构响应主动控制——一种减少直升机振动的新方法

直升机由于振源多,激振频率多而且激振力幅大,给减振带来很大难度,国内外均在不断寻求有效的减振措施。到目前为止也发展了一系列能够用于型号的直升机减振方法。比较常见的有旋翼机体动力学设计、被动式减振系统如隔振系统与动力吸振器、主动式减振系统如高阶谐波主动控制(HHC)等。 目前已在批生产型号上实际应用的是旋翼机体动力学设计及被动式减振技术。经过多年的努力,综合两方     

高阶谐波控制对旋翼桨-涡干扰载荷和噪声的影响

直升机小速度平飞和斜下降飞行时会产生严重的桨-涡干扰(BVI)噪声。基于修正Beddoes尾迹/桨叶动力学耦合方法和Farassat 1A公式,建立了一个新的能够计入高阶谐波控制(HHC)影响的旋翼桨-涡干扰气动载荷和噪声计算模型。在该模型中,高阶谐波控制引起的桨尖涡附加位移通过对高阶入流进行时间积分推导得出,而单一阶次的谐波输入引起的各阶谐波响应通过传递函数来确定,传递函数则由桨叶的动力学特性计算。首先对HARTⅡ旋翼斜下降飞行状态的桨-涡干扰气动载荷进行了计算模拟,验证了所建立方法的可靠性。然后,着重研究了在典型的三阶谐波桨根激励下,不同输入相位对HARTⅡ旋翼桨-涡干扰气动载荷和噪声特性的影响。结果表明:桨叶的动力学特性尤其是扭转特性对高阶谐波控制效果影响显著,且高阶谐波输入的相位选择对桨-涡干扰噪声的控制至关重要,若控制相位选择不当,反而会增大旋翼噪声。     

共轴式直升机双旋翼载荷计算模型研究

理论计算和实验测量表明,共轴式直升机在悬停、前飞状态下,上下旋翼桨盘处轴向诱导速度分布与单旋翼直升机的相类似,本文根据共轴式直升机双旋翼这一特点,引入气动力相互干扰因子,将单旋翼直升机一阶谐波形式的Pitt-Peters静态非均匀入流模型推广到共轴式直升机,建立了一种共轴双旋翼载荷计算模型,为共轴式直升机飞行动力学建模作前期准备。以某共轴双旋翼为研究对象进行载荷计算,并与国外计算结果进行了对比,两者吻合较好。      

Kirchhoff方法在旋翼前飞噪声预测中的应用研究

将CFD(计算流体力学)技术与噪声预测的Kirchhoff方法相结合,发展了前飞状态下直升机旋翼远场气动噪声的定量预测方法,得到了旋翼噪声的时域解。先用具有解析解的“点源”流动代替旋翼流动,通过比较计算值与理论值,验证了该预测方法的可行性和可靠性;尔后针对AH—1／OLS旋翼模型的两种前飞状态进行计算,通过比较计算值与实验值,进一步验证了本文方法及其所发展的程序的正确性。     

基于声压相消的旋翼厚度噪声控制机理

低频、面内传播的旋翼厚度噪声对于直升机适航及声隐身特性具有重要影响。本文基于声压相消原理,建立一种通过在桨叶外端布置阻力激励器来进行旋翼厚度噪声降噪的控制方案,并开展了其控制机理的数值模拟研究。以AH-1/OLS旋翼为研究对象,分析了厚度噪声的组成以及展弦比等参数对噪声特性的影响;进行了控制力噪声形成特性以及控制力幅值、频率等参数的影响规律研究;并分析了不同飞行状态下阻力激励控制方法对旋翼厚度噪声降噪特性的影响。结果表明:当桨尖阻力激励器产生的非定常阻力在桨盘平面90°方位角处变化率最大时,阻力产生的抑制声波可以有效降低旋翼前方区域的噪声;相比于高阶谐波控制力,采用低阶谐波控制力进行厚度噪声降噪时,降噪区域范围大,但所需的控制力幅值较大;相同的桨尖阻力,前飞状态下的降噪效果更好。     

装配自由涡轮轴发动机直升机旋翼转速超限分析

装配自由涡轮轴发动机的直升机试飞过程中,可能出现旋翼转速超转的问题,文中从直升机旋翼的工作状态和发动机/旋翼控制系统两方面入手,对该问题进行了分析,指出了导致这一问题的原因,并初步找到了一种解决问题的方法。     

直升机结构响应自适应控制研究

研究了基于自适应滤波技术、采用伺服惯性力发生器（SIFG）的直升机结构响应主动控制;比较了被动动力吸振器和SIFG的减振效果。研究表明,SIFG在直升机前飞速度和旋翼转速及前飞速度改变的情况下均能保持良好的减振效果。     

基于独立桨距控制的旋翼减振规律研究

独立桨距控制(IBC)能够改善旋翼气动环境,降低桨毂振动载荷。本文以SA349/2直升机为例,桨叶气动力计算采用Leishman-Beddoes动态失速模型和Pit-Peters动态入流模型,利用Fortran程序编译成为Adams子程序;桨毂载荷计算采用工程上应用较为广泛的Adams和Nastran软件,建立旋翼弹性桨叶气弹耦合模型。在周期变距基础上施加二阶、三阶谐波变距,研究独立桨距控制减振作用的规律。