直升機結構響應主動控制技術工程化應用研究

張永孝，李強

(中航工業西安飛行自動控制研究所 飛控部，陜西 西安710065)

0 引言

機體的振動水平是評價直升機性能的一項重要指標。直升機飛行時由于旋翼、尾槳、發動機等動部件產生的激振力的作用，機體始終處在一個復雜且惡劣的振動環境中，不僅降低了結構部件的疲勞壽命與可靠性，影響機載設備正常工作，甚至引起結構失效，而且會干擾飛行員等空勤人員正常工作(研究資料顯示，直升機40%的事故都與振動有關［1］)，降低乘員的舒適性。隨著直升機飛行速度的不斷提高，這種影響變得更加突出。因此，控制振動水平成為直升機研制過程中最為關鍵的技術問題之一。

隨著客戶(軍用標準或適航條例)對直升機振動水平的要求越來越高，傳統的被動振動控制方法已很難滿足要求。例如，現有僅使用被動式吸振/隔振裝置的直升機幾乎不可能達到美國陸軍頒布的指令性文件ADS-27中提出的直升機振動水平要求(關鍵部位小于0.05g)。因此，國內外均積極開展了直升機振動主動控制技術方面的研究。經過多年發展，國外目前已經開始工程化應用，而國內基本還處于理論研究和原理驗證階段，針對工程化應用方面的研究極少。

本文對目前常見的幾種直升機振動主動控制技術進行了介紹和分析，提出了基于結構響應主動控制的直升機振動主動控制系統工程化方案，并詳細介紹了目前在直升機結構響應主動控制工程化應用方面的研究情況、進展及目標，為推進國內直升機振動主動控制技術的成熟應用提供了思路。

1 直升機振動主動控制技術發展現狀

目前直升機振動主動控制技術主要包括高階諧波控制(Higher Harmonic Control，HHC)、獨立槳葉控制(Individual Blade Control，IBC)、結構響應主動控制(Active Control of Structure Responses，ACSR)等方法，其中結構響應主動控制技術在國外已經開始工程化應用［2-3］。

1.1 高階諧波控制技術

直升機振動的激振力主要來自旋翼產生的交變氣動載荷。高階諧波控制技術采用閉環控制系統，根據直升機飛行過程中實時監測的振動反饋信號，以一定的控制規律在飛行控制舵機指令上疊加額外指令，產生額外的槳距角變化從而達到降低甚至消除旋翼傳給機身的槳葉載荷交變分量，進而解決直升機機體振動問題，其原理(見圖1)是通過輸入一個槳距高階諧波操縱量，使得槳葉在各個方位角上所產生的氣動力接近相等，將傳給機身的交變載荷分量減至最小。高階諧波控制技術的研究在國外已經持續數十年，完成了原理性試驗(美國及法國分別在OH-6A和SA349型直升機上進行了試驗驗證，德國也進行過相關試驗)［2-5］。由于高階諧波控制算法及執行機構均面臨很大的技術挑戰，至今尚未進入工程應用階段。直升機電傳飛行控制系統的普遍應用有利于突破高階諧波控制在執行機構等應用方面的限制，將有效促進高階諧波控制進入工程應用階段。

1.2 獨立槳葉控制技術

獨立槳葉控制技術是通過單獨控制每片槳葉的運動從而控制旋翼的振動。其原理(見圖2)是通過在揮舞變距桿或槳葉上安裝作動器，根據飛行過程中實時監控的振動反饋信號，按照一定的控制規律改變槳葉的氣動參數，使槳葉產生的氣動力發生變化，進而消除旋翼的不良振動。美國與德國曾合作開展相關的風洞試驗，試驗結果表明減振效果明顯，此外德國還在CH-53G型直升機上開展了相關的飛行試驗［2-5］。獨立槳葉控制技術從振動根源采取措施且其消耗功率低，是直升機減振的熱點技術之一。但由于其伺服作動器小型化制造、機上安裝等難度較大，目前還處于原理驗證階段，距工程應用還有一定差距。目前國內僅開展了相關理論研究和原理驗證試驗等工作。

圖2 獨立槳葉控制原理圖Fig.2 Schematic view of IBC

1.3 結構響應主動控制技術

與高階諧波控制及獨立槳葉控制相比，結構響應主動控制(見圖3)的限制較少，不會導致槳葉彎矩和操縱載荷的增加，不會降低槳葉的失速裕度。結構響應主動控制是利用振動作動器的同頻率、同幅值、反相位來抵消直升機機體振動。這種控制技術最早由英國韋斯特蘭直升機公司于20世紀80年代提出，并在一架W30型直升機上進行飛行驗證試驗，試驗中對比了采用結構響應主動控制技術與采用傳統被動式減振技術的測試數據，發現前者的減振效果非常明顯，并且在旋翼轉速變化以及由過渡飛行轉入懸停等飛行狀態發生較大變化時，依然能夠有效降低機體振動。

圖3 結構響應主動控制原理圖Fig.3 Schematic view of ACSR

相比于重量代價大、減振頻率單一且不具備自檢能力無法實現故障隔離的傳統被動式減振技術，結構響應振動主動控制技術具有明顯的優勢，此外還具有工程上易實現等其他振動主動控制技術所不具備的優勢。因此，在英國韋斯特蘭直升機公司利用W30直升機進行了飛行測試后，美、德、法等國均開始投入大量人力、物力重點突破相關關鍵技術，包括多通道自適應控制律設計、高功率重量比作動器研制、作動器和傳感器位置及數量優選等，并先后在EH101，CH-47，UH-60M，S-92 等多種機型上成功進行了飛行試驗。近年來，上述國家的技術已逐漸發展成熟，S-92，UH-60M，EC225/EC725等直升機已正式裝備了基于結構響應主動控制技術的振動主動控制系統，使直升機關鍵部位處的振動水平降至0.05g以下，這是采用被動式減振/隔振等措施所難以達到的［3-9］。

此外，在目前已經成為直升機技術研究熱點的高速直升機方面，減振更是需要且必須突破的關鍵技術之一。美國西科斯基直升機公司在其最新研發的高速直升機X2上，為抑制高速飛行時嚴重非定常氣動載荷所引起的強烈機體振動，將基于結構響應主動控制技術的振動主動控制系統列為該機必須裝備的機載系統之一［7］。

國內對結構響應控制技術的研究起步于20世紀90年代，南京航空航天大學對相關關鍵技術均進行了深入的研究，包括大量的理論方法研究和模型試驗研究，并采用基于自適應濾波的具有在線識別功能的時域自適應控制算法，以Z11輕型直升機為驗證機在國內首次進行了直升機振動主動控制技術飛行試驗，驗證了算法的有效性，但也暴露出控制算法的穩定性和魯棒性還有待進一步提高［6］。此外，國內相關研究尚未涉及故障監控與重構、多作動器間控制分配、同步協調等工程化問題，因此，國內在實現直升機振動主動控制技術的工程應用還有很長的路要走。

2 直升機結構響應主動控制系統

結構響應主動控制技術結合了反共振隔振概念與現代控制技術，通過一套傳感器(加速度計)對直升機機體的主要激振載荷進行測量，經過控制器(控制計算機)對測量數據進行分析與計算(控制算法)，獲得相應的控制指令，通過作動裝置(振動抑制作動器)施加在機體上，使機體產生一個反向振動與其固有振動相抵消，從而達到減振目的。

2.1 系統組成及原理

直升機結構響應主動控制系統包括控制計算機、伺服控制器、振動抑制作動器、加速度傳感器、轉速傳感器、控制面板和電源轉換器等部件，如圖4所示。其中控制算法及軟件、控制計算機及伺服作動分系統是直升機結構響應主動控制系統的關鍵部件和研制難點。

控制計算機負責采集分布于直升機關鍵部位的加速度傳感器信號和旋翼轉速傳感器信號，得到機體振動信號及旋翼轉速信號，振動控制算法利用控制計算機采集到的振動和轉速信號完成控制律計算、生成控制律指令，并輸出至伺服控制器，伺服控制器根據控制計算機發來的指令通過驅動電路驅動作動器輸出相應力，該輸出力激發的振動與機體固有振動相互抵消，從而達到減振目的。

控制面板作為系統與飛行員的交互界面，在上面設置有系統啟動/關閉及自檢測等開關與系統故障告警燈。加速度傳感器及轉速傳感器可以采購成熟的貨架產品。

圖4 直升機結構響應主動控制系統Fig.4 Active control system of helicopter structure response

2.2 系統重構

系統重構是在故障被檢測確定之后，按照預定的方案對系統進行一定的再組織。例如當監控到部分傳感器或作動器故障時，可以通過進行控制算法重構或切斷系統輸出，以補償因故障而導致降級的控制品質或避免因故障而導致的危害。

由于結構響應主動控制技術的原理是用振動來抵消振動，所以當控制系統由于故障而施加非預期的激勵時，將不僅無法降低機體振動，反而會加劇機體原有振動。在直升機振動主動控制系統的設計中應采取自監控等必要措施進行故障監控與故障隔離，避免此種情況的發生。在系統設計中可以借鑒飛行控制系統等機載系統采用的成熟通用技術，實現直升機振動主動控制系統故障監控與故障隔離功能。

2.3 控制算法及軟件

直升機結構響應主動控制算法主要分為頻域法和時域法兩大類。

在頻域法中，等待、采樣和計算都需要較長的時間，其修正速率較慢。而且頻域法一般都要經過幾個信號周期才能修正一次，所以對所需要抵消的振動響應的跟蹤能力不如時域法，控制的收斂速度就受到極大影響。相反如果采用時域控制律設計法，則能消除兩個額外的等待時間，可以預見，控制的收斂速度將會得到極大提高。

在直升機結構響應主動控制系統中，兩類算法均可使用。國外所見的研究和應用絕大部分都是在頻域內進行的，國內對于時域法的研究較多。

2.4 控制計算機

控制計算機是直升機振動主動控制系統的核心部件。振動主動控制計算機具備以下主要功能:加速度傳感器信號采集、旋翼轉速傳感器信號采集、控制律計算、控制策略、故障重構以及控制分配等。

如前所述，作為直升機結構響應主動控制系統的核心部件，具備以下主要功能:加速度傳感器信號采集、旋翼轉速傳感器信號采集、控制律計算、系統調度以及故障監控與隔離等。此外，為了確保加速度傳感器信號的同步性，為控制算法提供可靠機體振動狀態信息，控制計算機在信號采集時應采取并行采集等方式，以提高多傳感器信號的同步性。

2.5 伺服作動分系統

伺服作動分系統由伺服控制器和多臺作動器組成。伺服控制器接受控制計算機的指令信號，并將指令信號按照一定比例系數放大后作為作動器的輸出力信號，利用伺服控制電路控制作動器輸出與指令信號頻率相同、幅值成比例的直線輸出力，該力使機體產生的振動與機體原有振動是同頻率、同幅值，但相位相反，即兩個振動相互抵消，從而達到減振目的。根據輸出力的產生方式，作動器分為電磁式、離心式和壓電式，它們的工作原理如下:

(1)電磁式作動器

電磁式作動器由直線電機和彈簧組件構成(見圖5)。直線電機的輸出力驅動彈簧運動，設置直線電機輸出力的頻率與彈簧機械結構的固有頻率相同，將激發彈簧結構實現共振，增大作動器輸出力，實現對控制指令的精確跟隨。

電磁式作動器采用音圈電機作為驅動部件。作動器利用加載于音圈電機的功率電流信號激發作動器結構共振，輸出用于振動主動控制的作用力。作動器內部設置專門的調頻質量塊，通過改變調頻質量塊的大小，可微調作動器的固有頻率，以適應不同的機體結構。

圖5 電磁式作動器原理Fig.5 Schematic diagram of electromagnetic actuator

(2)離心式作動器

經過技術分析，離心式作動器在產品的體積重量、功率消耗、工作適應性及安裝靈活性上均比電磁式作動器有明顯優勢，兩種作動器的比較如表1所示。離心式作動器已成為國外直升機結構響應主動控制系統的主流配置。國外在黑鷹等直升機上已經大量使用離心式作動器，而國內相關原理驗證試驗中均采用電磁式作動器。以離心式作動器為參照物，在重量、體積及功耗方面，電磁式作動器均處于劣勢，且離心式作動器還具有工作頻率可調和、可靠性高等優勢。離心式作動器雖然具有明顯的應用優勢，但其對伺服控制技術要求較高。

表1 電磁式與離心式作動器比較Table 1 Comparison of electromagnetic and centrifugal actuator

離心式作動器配置兩組轉向相反的偏心輪，在伺服電機的帶動下偏心輪以恒定轉速轉動，偏心塊的質量、偏心距、轉速決定離心力的大小。如圖6所示，同組偏心輪水平方向離心力分力抵消，僅對外產生垂直方向離心力分力，控制兩組偏心輪旋轉的相位差便可控制垂直方向離心力的矢量和，即最終輸出力。

圖6 離心式作動器原理Fig.6 Schematic diagram of centrifugal actuator

(3)壓電式作動器

利用壓電陶瓷等智能材料特性，采用多片壓電纖維材料疊加的方式實現壓電式作動器，目前歐洲直升機公司已經進行了試飛驗證，國內目前還沒有開展相關研究工作。

3 地面驗證試驗環境

為了驗證系統功能及性能，建立直升機結構響應主動控制系統地面驗證試驗環境(國內外常見的驗證環境見圖7)。以試驗模型為載體，利用激振器激振，模擬機上固有振動特性，通過安裝在試驗模型上的直升機結構響應主動控制系統進行振動控制，對比系統工作前后的振動差異，可以驗證系統的性能等參數。

圖7 國內外常見驗證環境Fig.7 Laboratory test of BELL and NUAA

通過對國內外相關地面驗證試驗環境的分析，發現其工作原理是相同的(見圖8)。其中機體動力學相似模型是對選取的目標直升機機體結構進行動力學特性分析后采取相應簡化，最后將其等效為簡單力學結構的組合。振動激勵系統用于模擬機上振源激勵機體動力學相似模型產生與真實直升機機體相似的振動，為直升機振動主動控制系統提供控制對象。通過在振動激勵系統增加指令干擾，可以模擬直升機空中飛行時的擾動，使地面試驗更加貼近實際飛行狀態。地面驗證試驗環境將對完成直升機結構響應主動控制系統裝機前的功能、性能及故障模擬試驗提供有力支撐。

圖8 地面驗證試驗原理Fig.8 Schematic diagram of laboratory test

4 結束語

直升機結構響應主動控制系統在國外已經實現工程化應用，甚至在西科斯基最新的高速直升機X2上已經成為解決大速度飛行時振動問題的必需系統。但是在工程實現方面，國外公開資料很少提及技術細節，國內也主要關注于控制算法及關鍵部件等技術點，沒有開展面向工程化應用的系統性研究。

本文在介紹目前常見的幾種直升機振動主動控制技術的基礎上，針對直升機結構響應主動控制技術的工程化應用，對其系統方案、關鍵部件及地面驗證技術進行了詳細分析，對不同的控制算法和作動器等關鍵部件進行了對比，為后續直升機結構響應主動控制系統的工程化研制及推進國內直升機振動主動控制技術的成熟應用提供了思路。

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