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。     

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。     

控制系统延迟对轴扭振的影响

控制系统中的轴扭振会引起系统控制量的振荡,加大机械传动装置磨损,甚至会导致传动轴断裂。在工业应用中,多采用陷波滤波器抑制轴扭振,而陷波频率的选取通常未考虑控制系统延迟因素。基于电机角速度增量、轴转矩增量和电机电磁转矩增量的相位图,分析了控制系统延迟对轴扭振频率的影响。仿真结果对分析结论给予了验证。     

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。     

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。     

直升机发动机控制系统与旋翼/动力传动扭振系统耦合稳定性分析

直升机的发动机通过传动系统驱动旋翼及尾浆,形成了一个机械扭振系统,这个系统又与发动机控制系统相互耦合构成一个闭环的动力学系统。本文针对某型直升机建立了相应闭环系统的数学模型,分析、判断闭环系统的稳定性及稳定裕度;研究了使用下陷滤波器来改善耦合系统稳定性的设计思路和参数调整的试验方法。     

采用分枝模态综合/惯性耦合法对某直升机动力传动系统进行扭振动力学研究

本文首先按部件的不同特点和研究的专业不同将某直升机的动力/传动/旋翼(尾浆)系统分为变形互不重叠的旋翼、主减速器与其它传动轴系统的三类分枝系统,然后根据此三类分技系统的扭振模态参数采用分枝模态综合/惯性耦合法对其机械扭振系统进行扭振动力学研究。     

直升机动力传动链扭振稳定性和响应计算研究

本文建立了直升机动力传动链与发动机全权数控系统耦合的动力学有限元模型,研究了其稳定性,并建立了一种计算其扭振瞬态响应的方法,经试验结果验证表明具有较高的预测精度.     

直升机桨叶结构载荷校准过程中的预扭角确定方法

给出了一种直升机桨叶结构载荷校准过程中的预扭角确定方法。首先,介绍了试验原理,试验设计为在桨叶摆振方向小角度范围内加载,计算桨叶剖面在摆振方向加载时对应剖面的挥舞弯矩输出,在线弹性范围内,理论分析了挥舞弯矩电桥的输出结果与摆振竖直方向角度的线性关系;其次,以某型直升机桨叶为例,应用电阻应变计法,采用机载CAM500系列测试设备,完成了对其桨叶剖面预扭角的确定实践,验证了方法的正确性和准确性,为直升机桨叶结构载荷校准提供技术支持。     

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。     

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.      

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.      

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。     

小型无人直升机发动机控制系统设计

发动机转速控制是无人直升机飞行控制的基础,针对小型无人直升机使用的活塞式发动机,给出了一个发动机转速控制系统.通过对发动机输出功率特性、负载特性和动力学特性的分析,建立了发动机的数学模型.采用前馈与反馈的复合控制策略,并通过半物理实时仿真和发动机开车数据的验证,该控制系统具有较好的效果.      

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.      

直升机主减机匣结构振动噪声分析与优化

针对直升机主减速器机匣的振动噪声问题,对机匣进行基于频率响应和模态贡献量的结构动力学特性分析,给出机匣的振动特性,并确定对结构振动特性起主要影响的模态.利用间接边界元与有限元相结合的方法,应用基于结构面板声功率贡献量的分析方法,进行结构噪声功率分析和结构噪声功率面板贡献量分析,给出机匣的声学辐射特性,找出相应激励频率下对结构噪声功率贡献量最大的面板.以该面板为设计域进行结构拓扑优化,并根据优化结果合理布置加强筋,以提高结构刚度,达减振降噪的目的.结果表明:结构速度频率响应峰值下降了36%,减振效果良好,结构声功率级有了明显的降低,其中声功率级峰值下降了5dB,降噪效果良好,为直升机主减机匣提供了一种可行的减振降噪方法.      

武装直升机瞄准线粗/精组合二级稳定技术

提出并采用一种粗/精组合二级稳定的新方案,用于对武装直升机多传感器光电综合制导系统瞄准线（LOS）及图象进行高精度稳定与跟踪。该技术的重要特征是采用挠性支承精稳反射镜组件以及粗/精多回路复合控制技术以获得高回路带宽和对扰动的大幅度衰减。用一个双自由度陀螺进行稳定及跟踪,有效地解决了粗/精通道的匹配与耦合。与传统的LOS稳定系统相比较,稳定精度提高近一个数量级。根据某型直升机振动频谱进行定频振动测试,目前的原理样机在35kg稳定负载下其稳定精度优于14微弧（RMS）,粗、精振幅衰减比大于8倍。