基于直升机综合扭振模型的发动机扭振抑制方法

为了抑制直升机机动飞行时涡轴发动机自由涡轮、燃油调节系统出现的耦合扭振不稳定性,充分考虑了由旋翼、桨毂、传动系统、发动机以及机身组成的扭矩动力传递链的动态响应过程,建立了具有一定置信度的直升机综合扭振模型;并根据扭矩动力传递链特点,设计了作用于发动机转速控制回路的附加相移小的陷波滤波器以抑制综合扭振模型中涡轴发动机扭振。数字仿真表明,所建立的直升机综合扭振模型,在时域中,不同高度、马赫数下均可见低频扭振和高频扭振,与频域计算得到的低阶扭振频率1.92Hz,高阶扭振频率52.52Hz相符。同时,设计的扭振滤波器滤波幅值约-20d B,相角变化在±50°范围内,通频带附加相移小,能较为显著地抑制自由涡轮、燃油调节系统耦合扭振。     

基于粒子群算法的直升机扭振系统传递函数辨识

为识别扭振系统传递函数,完成结构动力学建模,以某型直升机为例,利用试验扫频数据将扭振系统激励响应数据计算所得的频响函数与理论模型频响函数的差值作为粒子群算法优化目标,通过拟合扭振系统的伯德图(Bode Diagram)完成系统参数辨识。结果表明,粒子群算法能够有效辨识扭振系统传递函数,为结构动力学建模提供依据。     

共轴双旋翼直升机扭振系统固有特性计算方法研究

区别于常规单旋翼带尾桨直升机,共轴双旋翼直升机具有独特的动力传动构型,其所构成的扭振系统特性也具有自身特点。采用模态综合法分析建立此类直升机的扭振系统动力学分析模型,通过算例对该系统扭振固有特性进行了计算和结果分析,验证了此种分析计算方法的可行性。结果表明,此方法可用于研究共轴双旋翼直升机扭振系统固有特性,同时该方法可在共轴双旋翼直升机初步工程设计阶段为旋翼及动力传动系统的设计提供一定的设计指导。     

一种涡轴发动机控制系统自适应扭振抑制方法研究

为了解决直升机机动飞行时涡轴发动机控制系统扭振不稳定性问题,根据扭矩动力传递链特点,设计了一种基于最小均方差(LMS)的自适应滤波器,以抑制自由涡轮转速中的扭振动态,并与常规的陷波滤波器效果进行了对比。仿真结果表明,在定旋翼转速下,陷波滤波器和基于LMS的自适应滤波器均能抑制1.90Hz对应的固定扭振分量,但后者能使扭振幅值降低至5%以下,滤波效果明显优于前者;同时,变旋翼转速飞行时,发动机端的扭振基频率会随着转速变化在1.30~2.20Hz变动,此时常规陷波滤波器不再适用,而基于LMS的自适应滤波器仍可显著抑制扭振动态。     

直升机旋翼/动力传动链扭振分析与试验

本文以某型机为例，对旋翼／尾桨／动力传动系统扭振特性进行了综合建模分析与试验，试验表明整个传动链的扭振固有频率和振型计算结果正确，为消除动力传动链扭振与发动机燃油调节系统耦合动不稳定性提供了可靠的设计依据，提出的传动链扭振与发动机燃调系统耦合稳定性检查试验方法，首次在该型机的研制中取得成功。     

多滤波器并联方式解决直升机动力传动链扭振耦合

为了解决直升机动力传动链扭振系统与动力控制系统的耦合不稳定性问题,提出了一种采用多个陷波滤波器并联组合、根据发动机不同的工作模态选择不同滤波器实现扭振滤波的方法。对陷波滤波器进行了改进,使得引入控制系统通频带的附加相移减小,降低了对系统控制性能的影响。通过直升机联合试验,验证了该方法是有效的。      

一种直升机/发动机系统最经济旋翼转速综合优化方法

为实现直升机/涡轴发动机的最经济运行,开展了直升机/发动机系统最经济旋翼转速综合优化方法研究。首先,建立简化的直升机需求功率性能计算模型与涡轴发动机性能计算模型,共同构成直升机/发动机综合系统性能计算模型;其次,围绕通过可变动力涡轮转速实现变旋翼转速方式,分别以最小直升机需求功率优化与最低发动机燃油流量为优化目标,进行最经济旋翼转速离线优化,并对比分析两种优化模式对直升机/发动机系统综合性能的影响,揭示不同工况对最经济旋翼转速的影响规律。结果表明：变动力涡轮转速下,优化直升机需求功率未必等同于优化直升机/发动机的总体性能,而桨叶固有的失速与压缩特性,会限制进一步实现直升机最经济运行的能力。此外,采用变动力涡轮转速实现变旋翼转速,几乎不影响压气机与燃气涡轮的工作线,沿着相同的工作线运行可获得更经济的直升机/发动机综合性能。     

基于叶尖定时原理的整体叶盘振动测试与分析

针对某发动机整体叶盘风扇部件第1级转子叶片振动故障,应用基于叶尖定时原理的多通道非接触叶片振动测试系统 对不同气动状态、不同运行转速下叶片振动参数进行测量,采用整级叶片行波分析方法分析得到了整体叶盘转子叶片的振动形式 以及叶片振动随风扇气动状态和运行转速的变化规律。测试分析结果表明：该整体叶盘转子叶片在多个转速下存在非同步振动, 同时静子参考系可观察到前行波,叶片振动频率、激振因素及振动节径均随转速变化,叶片振动Campbell图存在2条明显的激振 线,与叶片2弯和1扭振型频率线基本一致。通过测试分析可知振动激励源为宽频激励,且与试验件静子结构激振因素无关。可 通过提高叶片自身刚度、强化阻尼效果、降低弯扭耦合来改善叶片振动特性。     

一种无人直升机的双发动机控制策略

针对某无人直升机双发动机控制问题,提出两台发动机采用并联控制方式使其输出功率保持一致,利用两个发动机转速较高者替代旋翼转速作为转速反馈信号,提高旋翼转速的平稳性,并给出了影响旋翼转速平稳性的两个主要扰动因素总距和前飞速度的前馈补偿控制量的试验测量和计算方法;进一步利用两个发动机缸头温度差对其控制量进行差动补偿,从而使得两个发动机的输出功率趋于一致,提高传动系统的平稳性,抑制机身扭振.最后,通过地面系留试验和试飞试验验证了该控制策略的可行性和有效性.      

高速旋转状态下高压涡轮叶盘振动试验研究

在高速旋转状态下,开展对高压涡轮转子叶片的振动特性和缘板阻尼装置减振效果的试验研究,有利于后期的设计迭代,获得真实的叶片振动情况。以高压涡轮转子模拟件为对象,采用雾化油滴非接触式激励方式模拟涡轮叶片周期性气动激励,建立高速旋转状态下高压涡轮转子叶片振动特性试验系统,并进行介于静止状态夹具固定式测试和整机直接测试之间的组件级试验,在高速旋转状态下实现叶片非接触式高频激振,获取叶片的振动特性和缘板阻尼装置对转子叶片的减振效果。结果表明:在常温 10000~19000r / min 运行转速下,缘板阻尼装置对转子叶片减振约 40% ,阻尼质量较大的叶片频率较高。     

直升机尾传动系扭转振动的分析

 在简化直升机尾传动系结构的基础上，根据轴段的扭转动力学方程，用分离变量法获得轴段的扭转主振型。再根据轴段、支点的扭转动力学方程和边界条件，用振型叠加原理求得尾传动系扭转振动的精确解，并进行了扭转振动分析。提出直升机的尾传动系是多个轴段和圆盘的串联系统。给出了尾传动系扭转频响函数的变化幅值的测试方法。     

A New Hybrid Control Scheme for an Integrated Helicopter and Engine System

A new hybrid control scheme is presented with a robust multiple model fusion control(RMMFC) law for a UH-60 helicopter and an active disturbance rejection control(ADRC) controller for its engines.This scheme is a control design method with every subsystem designed separately but fully considering the couplings between them.With three subspaces with respect to forward flight velocity,a RMMFC is proposed to devise a four-loop reference signal tracing control for the helicopter,which escapes the closed-loop system from unstable state due to the extreme complexity of this integrated nonlinear system.The engines are controlled by the proposed ADRC decoupling controller,which fully takes advantage of a good compensation ability for unmodeled dynamics and extra disturbances,so as to compensate torque disturbance in power turbine speed loop.By simulating a forward acceleration flight task,the RMMFC for the helicopter is validated.It is apparent that the integrated helicopter and engine system(IHES) has much better dynamic performance under the new control scheme.Especially in the switching process,the large transient is significantly weakened,and smooth transition among candidate controllers is achieved.Over the entire simulation task,the droop of power turbine speed with the proposed ADRC controller is significantly slighter than with the conventional PID controller,and the response time of the former is much faster than the latter.By simulating a rapid climb and descent flight task,the results also show the feasibility for the application of the proposed multiple model fusion control.Although there is aggressive power demand in this maneuver,the droop of power turbine speed with an ADRC controller is smaller than using a PID controller.The control performance for helicopter and engine is enhanced by adopting this hybrid control scheme,and simulation results in other envelope state give proofs of robustness for this new scheme.     

直升机动力传动系统扭转振动整体传递矩阵分析

研究了复杂多轴齿轮传动系统整体传递矩阵方法及在直升机动力传动系统扭转振动分析中的应用.首先说明了直升机传动系统传递矩阵方法力学模型,推导了传动系统中典型齿轮副啮合传递矩阵、并车级和行星级齿轮啮合传递矩阵,说明了这种具有多种齿轮副啮合的复杂多轴系统整体传递矩阵模型组集方法,最后用这种方法进行了典型直升机动力传动系统扭转振动特性分析,讨论了这种直升机动力系统振动特性的特点.      

一种涡轴发动机系统应急状态快速响应控制方法

针对直升机应急状态下特殊快速响应需求,基于涡轮放气原理,提出了一种新的应急状态快速响应控制方法.在应急状态下,除了燃油控制外,同时将涡轮放气量作为发动机控制变量,采用多变量鲁棒方法设计了应急状态直升机/涡轴发动机三变量快速响应控制器,该综合控制方法不仅实现了直升机垂飞通道的控制,而且在保持输出功率通道稳定,即自由涡轮转速恒定的前提下,借助于涡轮放气实现了燃气涡轮转速的闭环控制,有效实现了发动机功率快速跟随能力.最后,以直升机UH-60/涡轴发动机T700综合模型为对象,仿真验证了在直升机应急状态急升-急降过程中,直升机垂飞速度、发动机自由涡轮转速以及燃气涡轮转速跟踪指令的情况,结果表明:相比传统的PID(proportional integration differential)控制,基于快速响应控制方法建立的闭环系统响应迅速,动静态品质良好,能够达到直升机应急状态的特殊设计要求.      

脉冲爆震载荷作用下转子系统动力学特性

针对脉冲爆震涡轮发动机(PDTE)气动载荷具有周期性、非定常的特点,应用有限元法建立了PDTE转子系统动力学特性计算模型。在验证计算模型准确性的基础上,研究了周期性、非定常轴向力和扭矩对转子系统动力学特性的影响。研究结果表明:与传统燃气涡轮发动机相比,PDTE转子系统同时存在弯曲振动、轴向振动和扭转振动。脉冲爆震燃烧室的气动载荷会改变转子系统的弯曲刚度,但对气动载荷合理设计后,其对弯曲振动的影响较小。周期性、非定常轴向力引起转子系统轴向振动,且轴向振动特性主要受零频和1阶轴向共振频率处响应的影响。PDTE工作时滚珠轴承的轴向支反力会不断变向,在设计滚珠轴承时应予以考虑。周期性、非定常扭矩引起转子系统扭转振动,1阶扭转共振频率分量在扭转振动响应中占优。      

直升机/涡轴发动机综合系统鲁棒抗扰控制设计

提出了一种直升机/涡轴发动机综合系统鲁棒抗扰控制方法。分别设计了基于线性矩阵不等式(LMI)的鲁棒保性能控制的直升机四通道多变量控制器和涡轴发动机转速控制器;为了进一步提高发动机自由涡轮转速环的抗扰能力,结合自抗扰控制(ADRC)方法,构建了涡轴发动机转速鲁棒保性能控制+扭矩ADRC补偿的控制方案,充分利用了ADRC控制强的干扰补偿能力,避免了鲁棒设计方法的保守性。在UH-60直升机/涡轴发动机综合模型仿真环境下通过模拟直升机大幅急速升降操作,验证了直升机/涡轴发动机综合系统所采用的鲁棒抗扰控制,尤其是涡轴发动机鲁棒自抗扰控制,具有理想的抗扰控制效果,能够抑制直升机机动操作过程中大的扭矩扰动对涡轴发动机造成的不利影响,从而使直升机具有更好的机动能力。     

直升机尾传动系统扭转振动建模与特性

将直升机传动系统简化为轴段和当量圆盘的串联系统,建立了直升机尾传动系统扭转振动的等效多自由度动力学模型.模型中考虑了啮合齿轮对的综合啮合误差激励和尾减齿轮的啮合刚度.针对系统的扭转动力学方程,求得了系统的扭转振动响应,分析了直升机尾传动系统在轴的不同扭转刚度和齿轮的不同啮合刚度下的扭转振动的特性,结果表明:与尾斜轴相联的当量圆盘的扭转角位移始终比与水平轴相联的当量圆盘的扭转角位移的数值大,即与尾斜轴相联的尾减输出齿轮振动大于输入齿轮;当轴的扭转刚度变化时,水平轴相联的当量圆盘与尾斜轴相联的当量圆盘的扭转角位移变化的趋势相反;啮合刚度对系统扭转角位移的影响比较大,在建模时应当给予重视.