电控旋翼主动振动与噪声控制技术研究
发布时间：2020-07-07 22:04
【摘要】：电控旋翼由于取消了自动倾斜器,每一片桨叶的桨距不再受制于其约束,可以进行独立控制。不仅能替代自动倾斜器实现1Ω的旋翼主操纵,也可以同时施加kΩ的高阶谐波桨距控制用于旋翼的振动与噪声控制。本文即针对电控旋翼的振动与噪声主动控制技术进行研究,主要研究工作包括以下内容:(1)以桨毂通过频率振动水平最低,旋翼噪声最小为优化目标,借鉴直升机主动振动控制技术中的自适应控制方法,建立了二次最优目标性能函数及电控旋翼的全局模型,采用卡尔曼滤波算法对系统控制通道的数学模型进行在线辨识,提出了电控旋翼减振/降噪的主动控制方法,并对算法的收敛性及鲁棒性进行了分析。(2)基于MATLAB对所提出的主动控制算法进行了仿真研究。首先基于试验测试数据,采用参数估计方法得到控制通道的数学模型,进一步基于试验获得的无控数据进行了电控旋翼减振降噪的仿真,通过仿真验证了控制算法的可行性和有效性。并重点分析了控制算法中相关权系数、辨识方差初值对控制效果的影响。(3)设计了可行的电控旋翼振动与噪声主动控制试验方案,基于TI C2000处理器完成了主动控制算法的代码实现,完善了电控旋翼振动与噪声测控上位机软件,并对软硬件开发中的若干关键技术问题进行了分析。(4)基于已有的电控旋翼综合试验台,开展了悬停状态和风洞条件下的斜下降状态电控旋翼振动与噪声主动控制试验。通过对试验结果的对比分析,表明基于本文所提出的主动控制方法,可以单独或同时实现电控旋翼的减振降噪。
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V275.1
【图文】：
机的振动和噪声问题，首先要从源头——旋翼上入手。传统采用吸振、隔振等被动抑制来降低直升机振动水平的方法以及传统的降噪方法，大多都是通过各自的装置实现，不可能采用同一形式。然而通过主动控制形式，可以有效地利用同一套装置实现减振降噪。现有的旋翼主动控制方法，诸如高阶谐波控制（High harmonic control，HHC）、独立桨叶控制（Independent blade control，IBC）和主动襟翼控制（Active control flap，ACF）等，已经被成功证明用于旋翼减振降噪的可行性[6]。HHC 通过在位于桨毂下方自动倾斜器上叠加高阶谐波输入，受桨毂“滤波效应”影响和自动倾斜器的限制各片桨叶只能作 kNb/转的“时移”变距运动IBC 和 ACF 方法虽摆脱了非旋转系下的控制，但其仍然保留了自动倾斜器，零阶和一阶变距（总距和周期变距）受限，不能充分发挥桨叶独立控制的优势。与之相比，电控旋翼利用电作动器驱动的桨叶后缘襟翼对旋翼桨距进行控制[7]，突破了自动倾斜器的制约，每片桨叶的桨距可独立控制，理论上可以是任意波形的自由组合，在实现旋翼主操纵的同时，也可以方便的叠加高阶谐波控制，从而实现类似 ACF 的旋翼减振降噪功能。本文即以电控旋翼为对象，研究其振动与噪声主动控制的相关方法、技术与控制规律。图 1. 给出了电控旋翼的工作原理及旋翼桨叶示意图。
飞行试验验证,试飞结果表明，空速为 250km/h 时的座是,尽管 HHC 方法经飞行试验得到了验证,但迄今为止主要原因包括:器影响，只能对桨叶输入桨叶整数倍加一或减一的谐波只能输入相同幅值、相位差的桨距操纵输入;承旋翼上使用该方法消耗功率较大。同，广义 IBC 方法利用位于旋转系的作动器直接控制桨HHC 方法的不足[15]。 广义 IBC 方法又可细化为如下三法：通过位于桨根变距拉杆的作动器驱动桨叶实现高阶该方法[16, 17]。其工作原理如图 1. 2（b）所示。利用位于桨叶后缘的单片或多片后缘襟翼实现桨叶高阶定的优势，因此ACF方法目前成为了世界各国的研究翼(Active Twist Rotor，ATR)方法：通过嵌入桨叶的压。相对而言，该方法被研究的较少，, 主要由美国军方16, 17]。
图 1. 3 OH-6A 直升机基于 HHC 控制系统的飞行测试 IBC 方法相当成熟, 已经在 NASA Ames 研究中心 40 x 80 英尺风洞中进行 旋翼试验[18, 19]，并在 BO-105 直升机、UH-60 直升机上进行了飞行测试[20]，有效，但这种方法因其机械系统复杂，较高的研制成本，及其较高的控制功实际应用。 ACF 方法，除了在气弹理论分析方面进行过广泛的研究外,还利用旋翼缩比翼在风洞中进行过大量的试验验证[21-24]。其中，在美国 NASAAmes 研究中中进行的 ACF 旋翼系统风洞试验表明：桨毂振动可以减少 80％[25]。2005 年在 BK-117 直升机进行了 ACF 技术的飞行测试，其利用 4/rev 的开环控制输载荷减少 90％[26]。此方法与其它方法相比具有如下主要优点:动功率消耗明显低于HHC、IBC或ATR;术实现措施较为简单;全性较高, 因为襟翼独立于主操纵系统, 其失效后对直升机安全性影响小。管上述主动控制方法的实现形式各不相同，但在控制算法上均继承了HHC方入高阶谐波信号，通过改变各谐波的幅值与相位，取得最优的振动控制效果
本文编号：2745668
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V275.1
【图文】：
机的振动和噪声问题，首先要从源头——旋翼上入手。传统采用吸振、隔振等被动抑制来降低直升机振动水平的方法以及传统的降噪方法，大多都是通过各自的装置实现，不可能采用同一形式。然而通过主动控制形式，可以有效地利用同一套装置实现减振降噪。现有的旋翼主动控制方法，诸如高阶谐波控制（High harmonic control，HHC）、独立桨叶控制（Independent blade control，IBC）和主动襟翼控制（Active control flap，ACF）等，已经被成功证明用于旋翼减振降噪的可行性[6]。HHC 通过在位于桨毂下方自动倾斜器上叠加高阶谐波输入，受桨毂“滤波效应”影响和自动倾斜器的限制各片桨叶只能作 kNb/转的“时移”变距运动IBC 和 ACF 方法虽摆脱了非旋转系下的控制，但其仍然保留了自动倾斜器，零阶和一阶变距（总距和周期变距）受限，不能充分发挥桨叶独立控制的优势。与之相比，电控旋翼利用电作动器驱动的桨叶后缘襟翼对旋翼桨距进行控制[7]，突破了自动倾斜器的制约，每片桨叶的桨距可独立控制，理论上可以是任意波形的自由组合，在实现旋翼主操纵的同时，也可以方便的叠加高阶谐波控制，从而实现类似 ACF 的旋翼减振降噪功能。本文即以电控旋翼为对象，研究其振动与噪声主动控制的相关方法、技术与控制规律。图 1. 给出了电控旋翼的工作原理及旋翼桨叶示意图。
飞行试验验证,试飞结果表明，空速为 250km/h 时的座是,尽管 HHC 方法经飞行试验得到了验证,但迄今为止主要原因包括:器影响，只能对桨叶输入桨叶整数倍加一或减一的谐波只能输入相同幅值、相位差的桨距操纵输入;承旋翼上使用该方法消耗功率较大。同，广义 IBC 方法利用位于旋转系的作动器直接控制桨HHC 方法的不足[15]。 广义 IBC 方法又可细化为如下三法：通过位于桨根变距拉杆的作动器驱动桨叶实现高阶该方法[16, 17]。其工作原理如图 1. 2（b）所示。利用位于桨叶后缘的单片或多片后缘襟翼实现桨叶高阶定的优势，因此ACF方法目前成为了世界各国的研究翼(Active Twist Rotor，ATR)方法：通过嵌入桨叶的压。相对而言，该方法被研究的较少，, 主要由美国军方16, 17]。
图 1. 3 OH-6A 直升机基于 HHC 控制系统的飞行测试 IBC 方法相当成熟, 已经在 NASA Ames 研究中心 40 x 80 英尺风洞中进行 旋翼试验[18, 19]，并在 BO-105 直升机、UH-60 直升机上进行了飞行测试[20]，有效，但这种方法因其机械系统复杂，较高的研制成本，及其较高的控制功实际应用。 ACF 方法，除了在气弹理论分析方面进行过广泛的研究外,还利用旋翼缩比翼在风洞中进行过大量的试验验证[21-24]。其中，在美国 NASAAmes 研究中中进行的 ACF 旋翼系统风洞试验表明：桨毂振动可以减少 80％[25]。2005 年在 BK-117 直升机进行了 ACF 技术的飞行测试，其利用 4/rev 的开环控制输载荷减少 90％[26]。此方法与其它方法相比具有如下主要优点:动功率消耗明显低于HHC、IBC或ATR;术实现措施较为简单;全性较高, 因为襟翼独立于主操纵系统, 其失效后对直升机安全性影响小。管上述主动控制方法的实现形式各不相同，但在控制算法上均继承了HHC方入高阶谐波信号，通过改变各谐波的幅值与相位，取得最优的振动控制效果
【参考文献】
相关期刊论文 前6条
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2 史勇杰;徐国华;王菲;;直升机旋翼桨-涡干扰脉冲噪声传播特性研究[J];南京航空航天大学学报;2014年02期
3 张桅;赵剡;张寅;;基于dSPACE的频率特性测试与模型辨识研究[J];宇航计测技术;2010年01期
4 王华明,陈本现;悬停状态下旋翼旋转噪声的分析[J];南京航空航天大学学报;2003年03期
5 尹坚平,胡章伟;由计算的三元非定常压力数据来预估旋翼辐射的桨涡干扰噪声[J];航空学报;1996年06期
6 徐国华，高正;悬停状态下模型旋翼噪声试验的初步研究[J];空气动力学学报;1996年01期
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2 夏鹤鸣;改进型电控旋翼设计及桨距控制研究[D];南京航空航天大学;2009年
3 彭延辉;直升机旋翼桨—涡干扰气动噪声的研究[D];南京航空航天大学;2004年
本文编号：2745668
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