Experimental research of active vibration and noise control of electrically controlled rotor

Electrically Controlled Rotor (ECR), also called as swashplateless rotor, applies blade pitch inputs via trailing-edge flaps system instead of traditional swashplate mechanism. In addition to primary control, rotor vibration reduction and noise alleviation are also achievable via applying higher harmonic control inputs with the trailing-edge flaps. In this paper, the feasibility of ECR to reduce vibration and noise actively is verified experimentally. Firstly, the test scheme of ECR active vibration and noise control is proposed, and the ECR test platform is modified according to the test scheme. Then, an adaptive control algorithm based on Kalman filter is developed. Lastly, hover and wind tunnel tests is performed to verify the feasibility of ECR active vibration and noise control. The results demonstrate that the ECR are effective for reducing rotor vibration and noise simultaneously. In the hover condition, the ECR can reduce the in-plane hub vibration by 42% and the in-plane noise by 4 dB. In wind tunnel condition, ECR can reduce the hub vibration by 75% and the BVI noise by 3 dB.     

Investigation of rotor control system loads

This paper concentrates on the aeroelasticity analysis of rotor blade and rotor control systems. A new multi-body dynamics model is established to predict both rotor pitch link loads and swashplate servo loads. Two helicopter rotors of UH-60A and SA349/2, both operating in two critical flight conditions, high-speed flight and high-thrust flight, are studied. The analysis shows good agreements with the flight test data and the calculation results using CAMRAD II. The mechanisms of rotor control loads are then analyzed in details based on the present predictions and the flight test data. In high-speed conditions, the pitch link loads are dominated by the integral of blade pitching moments, which are generated by cyclic pitch control. In high-thrust conditions, the positive pitching loads in the advancing side are caused by high collective pitch angle, and dynamic stall in the retreating side excites high-frequency responses. The swashplate servo loads are predominated by the rotor pitch link loads, and the inertia of the swashplate has significant effects on high-frequency harmonics of the servo loads.     

旋翼系统典型故障的诊断与预测方法

在分析直升机旋翼系统典型故障的基础上,提出了旋翼系统典型故障的诊断与预测方法,包括:桨叶疲劳寿命预测方法,桨毂疲劳寿命预测方法,拉杆疲劳寿命预测方法,自动倾斜器轴承故障诊断方法等。同时,介绍了基于飞行状态识别,基于虚拟传感器,基于载荷实测的疲劳寿命预测方法和自动倾斜器轴承故障诊断方法的关键技术,说明了旋翼系统典型故障的可测试性以及实现旋翼系统基于状态维修(CBM)的可行性。     

HELICOPTER VIBRATION REDUCTION TECHNIQUE WITH HARMONIC ACTIVE CONTROL

ＨＥＬＩＣＯＰＴＥＲＶＩＢＲＡＴＩＯＮＲＥＤＵＣＴＩＯＮＴＥＣＨＮＩＱＵＥＷＩＴＨＨＡＲＭＯＮＩＣＡＣＴＩＶＥＣＯＮＴＲＯＬＹａｎｇＹｉｄｏｎｇ；ＹｕａｎＳｕｏｚｋｏｎｇ；ＹｕａｎＷｅｉｄｏｎｇ（Ｄｅｐｔ．ｏｆＡｕｔｏｍａｔｉｃＣｏｎｔｒｏｌ，Ｎａｎ...     

用于直升机振动控制的主动调谐式吸振器研究

振动问题是直升机设计中的难题,会导致机体结构疲劳、舒适性降低和高噪声等问题。通常的单桨叶控制方案由于受压电驱动器机电性能的限制而难以实现。智能弹簧是一种采用单桨叶控制原理的主动调谐式吸振器,它通过压电驱动器自适应控制桨叶根部的结构阻抗,达到振动控制目的。建立了智能弹簧的简化模型,对其谐波响应控制特性进行研究;采用频率分析和数字信号合成技术产生参考信号,在DSP平台上设计自适应陷波算法对智能弹簧驱动器组件进行控制;模拟和风洞实验结果均表明智能弹簧能够在较宽频率范围内对桨叶的谐波响应进行有效控制,验证了通过主动阻抗控制实现直升机桨叶振动控制的可行性。     

独立桨距控制对直升机飞行性能的影响

为研究旋翼独立桨距控制对直升机飞行性能的影响,在已验证的直升机性能分析模型基础上,以UH-60A直升机为样例,通过输入不同阶次、幅值和相位角的独立桨距,分析直升机的需用功率和升阻比变化,在此基础上给出了旋翼桨盘内迎角和阻力系数的分布,探讨了独立桨距控制提升直升机性能的机理。分析结果表明：高速时,2阶和3阶的独立桨距控制可降低旋翼需用功率、提高直升机的升阻比,但提升效果有限,直升机起飞重量较大时,效果更明显;2阶耦合3阶的独立桨距控制对旋翼性能的提升效果比单独的2阶或3阶桨距输入更好,样例直升机的需用功率最多降低了4.5%,4阶的独立桨距输入则不利于提升旋翼性能;输入独立桨距后,旋翼桨盘迎角分布改善,后行侧迎角减小,有利于推迟失速,桨盘的后行侧的阻力系数减小,可有效降低旋翼的需用功率,提升直升机飞行性能。     

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。     

电控旋翼稳态操纵响应研究

电控旋翼是于21世纪初提出的一种新概念旋翼系统。为探索其操纵规律,首先给出电控旋翼的理论计算模型。以此为基础,对SA349基准电控旋翼的稳态操纵响应进行了计算分析。得出结论:(1)襟翼操纵可有效改变桨叶桨距,时滞约为1/10旋转周期;(2)前飞状态下,襟翼总距操纵会产生周期变距效应;(3)襟翼周期变距操纵响应与传统旋翼类似。在原理性电控旋翼系统上,进行了悬停和前飞状态下襟翼的总距和周期变距操纵试验。通过对操纵响应试验结果的对比分析,证明了理论计算模型的正确性,同时也说明电控旋翼完全可用于旋翼操纵。     

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.     

原理性电控旋翼系统试验研究

电控旋翼是于本世纪初提出的一种新概念旋翼系统。本文首次开展了电控旋翼的试验研究。首先自行研制了一套用于试验的原理性电控旋翼系统。以此为基础,进行了悬停和前飞状态下的电控旋翼襟翼总距和周期变距操纵试验。试验结果表明,电控旋翼的襟翼总距和周期变距操纵效果与常规旋翼类似,电控旋翼完全可以取代传统的自动倾斜器操纵系统实现旋翼操纵。理论与试验结果的对比则相互印证了正确性。     

直升机旋翼瞬态气弹运动有限元模型研究

从能量变分原理出发建立了旋翼的瞬态气弹有限元模型,模型考虑了旋翼转速加速度对桨叶动能变分的影响。采用叶素理论建立了桨叶在复杂流场中的气动载荷模型,模型计入了旋翼主轴纵倾和横滚角的影响,研究了流场风速分量的计算。运用所建模型仿真分析了直升机在护卫舰尾流场内起动时桨叶的挥舞、摆振、扭转(变距)等瞬态运动过程。模型可用于旋翼的振动仿真分析、噪声估计和故障诊断方法的验证。     

直升机振动主动控制的机身/压电叠层作动器耦合优化法

直升机振动主动控制通常使用惯性作动器,一般惯性作动器的附加重量要占到机体重量的4％～5％才有较好的控制效果.压电叠层作动器(PSA)作为轻质、高效的执行元件用于直升机振动主动控制可有效地降低附加重量、提高控制性能.本文将压电叠层作动器用于直升机振动主动控制,并提出了机身/压电叠层作动器耦合优化法.采用基于频率响应函数的...     

某型机助力器承载特性分析

某旋翼系统装于某型直升机,实测了该直升机在悬停、盘旋、平飞、过载、机动飞行科目下的桨叶变距拉杆的铰链力矩,据此计算了该型机纵向和横向操纵助力器所受载荷;同时根据该机操纵助力器输出力与操纵速度特性曲线,考核验证某旋翼系统的铰链力矩、某型机操纵助力器的承载特性即桨叶和助力器的设计及其匹配是否合理、安全可行。     

直升机操纵杆振动特性测量与分析

基于直升机铰链力矩的研究成果,建立了倾斜器操纵杆载荷的计算模型.在参考常规飞机测试元件的基础上,研制了具有足够强度和灵敏度的测力元件,通过地面试验解决了测量精度与飞行安全之间的矛盾,成功地进行了飞行试验, 并获得操纵杆载荷这一重要参数.本文计算结果与试验数据基本一致,激振力的频率与主旋翼的1倍和2倍频率接近.可以满足工程计算要求,为直升机操纵系统的设计和检验提供依据.      

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。     

直升机扭振固有频率测量试验方法

直升机扭振与FADEC控制的耦合具有强大的破坏作用,在FADEC中必须采取有效措施防止这种共振,有必要通过试验的方法测量扭振的固有频率。独创性地设计了用于直升机扭振固有频率测量的新方案:采用颤振扫频技术,直接对FADEC系统动力涡轮转速给定值进行激励,通过闭环系统对发动机动力涡轮转速进行扫频激励的方法,获取了直升机扭振系统不同工作模态下的扭振频率点。试验结果表明:该新方法能够在直升机平台准确地获取扭振固有频率。     

多片后缘小翼对直升机旋翼桨叶动态失速及桨毂振动载荷的控制

 减缓直升机后行桨叶动态失速发生、降低直升机桨毂振动载荷是提高直升机飞行速度、改进直升机飞行性能的重要途径。本文研究了直升机在高速高载情况下利用多片受控的桨叶后缘小翼对直升机的后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷同时进行控制的有效方法。建立了弹性桨叶和后缘刚性小翼的结构动力学模型。桨叶剖面气动载荷采用Leishman-Beddoes 二维非定常动态失速模型计算,后缘小翼剖面气动载荷采用Hariharan-Leishman二维亚声速非定常气动模型计算。采用伽辽金和数值积分相结合的方法求解旋翼系统的气弹响应。建立了有效的多片后缘小翼控制策略和控制方法,分析了3片后缘小翼的运动规律及对后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷的控制效果,结果表明利用多片小翼的运动是控制桨叶动态失速和桨毂振动载荷的有效方法。     

低振动旋翼桨叶的动力学优化设计

从工程应用的角度，在桨叶气动外形参数和桨毂型式确定的情况下，探讨在设计阶段如何通过设计参数的选择设计桨叶使桨根切力最小，从而降低直升机相应的振动水平。研究了３种情况的桨叶设计：（１）控制桨叶的固有频率；（２）控制桨叶挥舞一阶振型节点位置；（３）振动水平指数最小。在分析比较的基础上给出了既能降低桨根切力减小直升机相应振动水平又能改善桨叶疲劳状况的桨叶动力学优化设计方法。     

转换式高速直升机RD15方案

首先对目前各种类型的高速直升机进行了分析,在此基础上提出了一种旋翼/机翼转换式高速方案;然后对此方案的旋翼系统的气动特性和关键技术——直升机/飞机模式转换过程中盘翼的仰角、桨叶的长度、转速以及桨距等参数的变化进行了理论和试验研究,提出了高速直升机RD15的总体方案,并设计了直升机/飞机模式转换过程。计算表明,该方案在直升机/飞机模式相互转化过程中升力、功率和操纵的改变能够实现平滑连续并保持操稳性。     

电控旋翼直升机配平及操纵特点分析

对采用电控旋翼直升机的配平及操纵特性进行了研究。首先根据电控旋翼的刚体桨叶变距运动方程，推导了襟翼操纵量与桨叶桨距的显式关系式。以此为基础，建立了电控旋翼直升机的飞行动力学模型。以WZ-1直升机为样例直升机，对比分析了电控旋翼直升机与常规直升机的配平特性和操纵响应特性。结果表明，电控旋翼直升机具有与常规直升机类似的配平和操纵特性，桨叶预安装角和桨根扭簧刚度这两个参数对其影响显著。