直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)工程化應(yīng)用研究

張永孝，李強(qiáng)

(中航工業(yè)西安飛行自動(dòng)控制研究所 飛控部，陜西 西安710065)

0 引言

機(jī)體的振動(dòng)水平是評價(jià)直升機(jī)性能的一項(xiàng)重要指標(biāo)。直升機(jī)飛行時(shí)由于旋翼、尾槳、發(fā)動(dòng)機(jī)等動(dòng)部件產(chǎn)生的激振力的作用，機(jī)體始終處在一個(gè)復(fù)雜且惡劣的振動(dòng)環(huán)境中，不僅降低了結(jié)構(gòu)部件的疲勞壽命與可靠性，影響機(jī)載設(shè)備正常工作，甚至引起結(jié)構(gòu)失效，而且會(huì)干擾飛行員等空勤人員正常工作(研究資料顯示，直升機(jī)40%的事故都與振動(dòng)有關(guān)［1］)，降低乘員的舒適性。隨著直升機(jī)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(dòng)水平成為直升機(jī)研制過程中最為關(guān)鍵的技術(shù)問題之一。

隨著客戶(軍用標(biāo)準(zhǔn)或適航條例)對直升機(jī)振動(dòng)水平的要求越來越高，傳統(tǒng)的被動(dòng)振動(dòng)控制方法已很難滿足要求。例如，現(xiàn)有僅使用被動(dòng)式吸振/隔振裝置的直升機(jī)幾乎不可能達(dá)到美國陸軍頒布的指令性文件ADS-27中提出的直升機(jī)振動(dòng)水平要求(關(guān)鍵部位小于0.05g)。因此，國內(nèi)外均積極開展了直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)方面的研究。經(jīng)過多年發(fā)展，國外目前已經(jīng)開始工程化應(yīng)用，而國內(nèi)基本還處于理論研究和原理驗(yàn)證階段，針對工程化應(yīng)用方面的研究極少。

本文對目前常見的幾種直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)進(jìn)行了介紹和分析，提出了基于結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制的直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)工程化方案，并詳細(xì)介紹了目前在直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制工程化應(yīng)用方面的研究情況、進(jìn)展及目標(biāo)，為推進(jìn)國內(nèi)直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)的成熟應(yīng)用提供了思路。

1 直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

目前直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)主要包括高階諧波控制(Higher Harmonic Control，HHC)、獨(dú)立槳葉控制(Individual Blade Control，IBC)、結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制(Active Control of Structure Responses，ACSR)等方法，其中結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)在國外已經(jīng)開始工程化應(yīng)用［2-3］。

1.1 高階諧波控制技術(shù)

直升機(jī)振動(dòng)的激振力主要來自旋翼產(chǎn)生的交變氣動(dòng)載荷。高階諧波控制技術(shù)采用閉環(huán)控制系統(tǒng)，根據(jù)直升機(jī)飛行過程中實(shí)時(shí)監(jiān)測的振動(dòng)反饋信號，以一定的控制規(guī)律在飛行控制舵機(jī)指令上疊加額外指令，產(chǎn)生額外的槳距角變化從而達(dá)到降低甚至消除旋翼傳給機(jī)身的槳葉載荷交變分量，進(jìn)而解決直升機(jī)機(jī)體振動(dòng)問題，其原理(見圖1)是通過輸入一個(gè)槳距高階諧波操縱量，使得槳葉在各個(gè)方位角上所產(chǎn)生的氣動(dòng)力接近相等，將傳給機(jī)身的交變載荷分量減至最小。高階諧波控制技術(shù)的研究在國外已經(jīng)持續(xù)數(shù)十年，完成了原理性試驗(yàn)(美國及法國分別在OH-6A和SA349型直升機(jī)上進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證，德國也進(jìn)行過相關(guān)試驗(yàn))［2-5］。由于高階諧波控制算法及執(zhí)行機(jī)構(gòu)均面臨很大的技術(shù)挑戰(zhàn)，至今尚未進(jìn)入工程應(yīng)用階段。直升機(jī)電傳飛行控制系統(tǒng)的普遍應(yīng)用有利于突破高階諧波控制在執(zhí)行機(jī)構(gòu)等應(yīng)用方面的限制，將有效促進(jìn)高階諧波控制進(jìn)入工程應(yīng)用階段。

1.2 獨(dú)立槳葉控制技術(shù)

獨(dú)立槳葉控制技術(shù)是通過單獨(dú)控制每片槳葉的運(yùn)動(dòng)從而控制旋翼的振動(dòng)。其原理(見圖2)是通過在揮舞變距桿或槳葉上安裝作動(dòng)器，根據(jù)飛行過程中實(shí)時(shí)監(jiān)控的振動(dòng)反饋信號，按照一定的控制規(guī)律改變槳葉的氣動(dòng)參數(shù)，使槳葉產(chǎn)生的氣動(dòng)力發(fā)生變化，進(jìn)而消除旋翼的不良振動(dòng)。美國與德國曾合作開展相關(guān)的風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明減振效果明顯，此外德國還在CH-53G型直升機(jī)上開展了相關(guān)的飛行試驗(yàn)［2-5］。獨(dú)立槳葉控制技術(shù)從振動(dòng)根源采取措施且其消耗功率低，是直升機(jī)減振的熱點(diǎn)技術(shù)之一。但由于其伺服作動(dòng)器小型化制造、機(jī)上安裝等難度較大，目前還處于原理驗(yàn)證階段，距工程應(yīng)用還有一定差距。目前國內(nèi)僅開展了相關(guān)理論研究和原理驗(yàn)證試驗(yàn)等工作。

圖2 獨(dú)立槳葉控制原理圖Fig.2 Schematic view of IBC

1.3 結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)

與高階諧波控制及獨(dú)立槳葉控制相比，結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制(見圖3)的限制較少，不會(huì)導(dǎo)致槳葉彎矩和操縱載荷的增加，不會(huì)降低槳葉的失速裕度。結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制是利用振動(dòng)作動(dòng)器的同頻率、同幅值、反相位來抵消直升機(jī)機(jī)體振動(dòng)。這種控制技術(shù)最早由英國韋斯特蘭直升機(jī)公司于20世紀(jì)80年代提出，并在一架W30型直升機(jī)上進(jìn)行飛行驗(yàn)證試驗(yàn)，試驗(yàn)中對比了采用結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)與采用傳統(tǒng)被動(dòng)式減振技術(shù)的測試數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)前者的減振效果非常明顯，并且在旋翼轉(zhuǎn)速變化以及由過渡飛行轉(zhuǎn)入懸停等飛行狀態(tài)發(fā)生較大變化時(shí)，依然能夠有效降低機(jī)體振動(dòng)。

圖3 結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制原理圖Fig.3 Schematic view of ACSR

相比于重量代價(jià)大、減振頻率單一且不具備自檢能力無法實(shí)現(xiàn)故障隔離的傳統(tǒng)被動(dòng)式減振技術(shù)，結(jié)構(gòu)響應(yīng)振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)具有明顯的優(yōu)勢，此外還具有工程上易實(shí)現(xiàn)等其他振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)所不具備的優(yōu)勢。因此，在英國韋斯特蘭直升機(jī)公司利用W30直升機(jī)進(jìn)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(diǎn)突破相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)，包括多通道自適應(yīng)控制律設(shè)計(jì)、高功率重量比作動(dòng)器研制、作動(dòng)器和傳感器位置及數(shù)量優(yōu)選等，并先后在EH101，CH-47，UH-60M，S-92 等多種機(jī)型上成功進(jìn)行了飛行試驗(yàn)。近年來，上述國家的技術(shù)已逐漸發(fā)展成熟，S-92，UH-60M，EC225/EC725等直升機(jī)已正式裝備了基于結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)的振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)，使直升機(jī)關(guān)鍵部位處的振動(dòng)水平降至0.05g以下，這是采用被動(dòng)式減振/隔振等措施所難以達(dá)到的［3-9］。

此外，在目前已經(jīng)成為直升機(jī)技術(shù)研究熱點(diǎn)的高速直升機(jī)方面，減振更是需要且必須突破的關(guān)鍵技術(shù)之一。美國西科斯基直升機(jī)公司在其最新研發(fā)的高速直升機(jī)X2上，為抑制高速飛行時(shí)嚴(yán)重非定常氣動(dòng)載荷所引起的強(qiáng)烈機(jī)體振動(dòng)，將基于結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)的振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)列為該機(jī)必須裝備的機(jī)載系統(tǒng)之一［7］。

國內(nèi)對結(jié)構(gòu)響應(yīng)控制技術(shù)的研究起步于20世紀(jì)90年代，南京航空航天大學(xué)對相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)均進(jìn)行了深入的研究，包括大量的理論方法研究和模型試驗(yàn)研究，并采用基于自適應(yīng)濾波的具有在線識別功能的時(shí)域自適應(yīng)控制算法，以Z11輕型直升機(jī)為驗(yàn)證機(jī)在國內(nèi)首次進(jìn)行了直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證了算法的有效性，但也暴露出控制算法的穩(wěn)定性和魯棒性還有待進(jìn)一步提高［6］。此外，國內(nèi)相關(guān)研究尚未涉及故障監(jiān)控與重構(gòu)、多作動(dòng)器間控制分配、同步協(xié)調(diào)等工程化問題，因此，國內(nèi)在實(shí)現(xiàn)直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)的工程應(yīng)用還有很長的路要走。

2 直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)

結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)結(jié)合了反共振隔振概念與現(xiàn)代控制技術(shù)，通過一套傳感器(加速度計(jì))對直升機(jī)機(jī)體的主要激振載荷進(jìn)行測量，經(jīng)過控制器(控制計(jì)算機(jī))對測量數(shù)據(jù)進(jìn)行分析與計(jì)算(控制算法)，獲得相應(yīng)的控制指令，通過作動(dòng)裝置(振動(dòng)抑制作動(dòng)器)施加在機(jī)體上，使機(jī)體產(chǎn)生一個(gè)反向振動(dòng)與其固有振動(dòng)相抵消，從而達(dá)到減振目的。

2.1 系統(tǒng)組成及原理

直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)包括控制計(jì)算機(jī)、伺服控制器、振動(dòng)抑制作動(dòng)器、加速度傳感器、轉(zhuǎn)速傳感器、控制面板和電源轉(zhuǎn)換器等部件，如圖4所示。其中控制算法及軟件、控制計(jì)算機(jī)及伺服作動(dòng)分系統(tǒng)是直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)的關(guān)鍵部件和研制難點(diǎn)。

控制計(jì)算機(jī)負(fù)責(zé)采集分布于直升機(jī)關(guān)鍵部位的加速度傳感器信號和旋翼轉(zhuǎn)速傳感器信號，得到機(jī)體振動(dòng)信號及旋翼轉(zhuǎn)速信號，振動(dòng)控制算法利用控制計(jì)算機(jī)采集到的振動(dòng)和轉(zhuǎn)速信號完成控制律計(jì)算、生成控制律指令，并輸出至伺服控制器，伺服控制器根據(jù)控制計(jì)算機(jī)發(fā)來的指令通過驅(qū)動(dòng)電路驅(qū)動(dòng)作動(dòng)器輸出相應(yīng)力，該輸出力激發(fā)的振動(dòng)與機(jī)體固有振動(dòng)相互抵消，從而達(dá)到減振目的。

控制面板作為系統(tǒng)與飛行員的交互界面，在上面設(shè)置有系統(tǒng)啟動(dòng)/關(guān)閉及自檢測等開關(guān)與系統(tǒng)故障告警燈。加速度傳感器及轉(zhuǎn)速傳感器可以采購成熟的貨架產(chǎn)品。

圖4 直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)Fig.4 Active control system of helicopter structure response

2.2 系統(tǒng)重構(gòu)

系統(tǒng)重構(gòu)是在故障被檢測確定之后，按照預(yù)定的方案對系統(tǒng)進(jìn)行一定的再組織。例如當(dāng)監(jiān)控到部分傳感器或作動(dòng)器故障時(shí)，可以通過進(jìn)行控制算法重構(gòu)或切斷系統(tǒng)輸出，以補(bǔ)償因故障而導(dǎo)致降級的控制品質(zhì)或避免因故障而導(dǎo)致的危害。

由于結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)的原理是用振動(dòng)來抵消振動(dòng)，所以當(dāng)控制系統(tǒng)由于故障而施加非預(yù)期的激勵(lì)時(shí)，將不僅無法降低機(jī)體振動(dòng)，反而會(huì)加劇機(jī)體原有振動(dòng)。在直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中應(yīng)采取自監(jiān)控等必要措施進(jìn)行故障監(jiān)控與故障隔離，避免此種情況的發(fā)生。在系統(tǒng)設(shè)計(jì)中可以借鑒飛行控制系統(tǒng)等機(jī)載系統(tǒng)采用的成熟通用技術(shù)，實(shí)現(xiàn)直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)故障監(jiān)控與故障隔離功能。

2.3 控制算法及軟件

直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制算法主要分為頻域法和時(shí)域法兩大類。

在頻域法中，等待、采樣和計(jì)算都需要較長的時(shí)間，其修正速率較慢。而且頻域法一般都要經(jīng)過幾個(gè)信號周期才能修正一次，所以對所需要抵消的振動(dòng)響應(yīng)的跟蹤能力不如時(shí)域法，控制的收斂速度就受到極大影響。相反如果采用時(shí)域控制律設(shè)計(jì)法，則能消除兩個(gè)額外的等待時(shí)間，可以預(yù)見，控制的收斂速度將會(huì)得到極大提高。

在直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)中，兩類算法均可使用。國外所見的研究和應(yīng)用絕大部分都是在頻域內(nèi)進(jìn)行的，國內(nèi)對于時(shí)域法的研究較多。

2.4 控制計(jì)算機(jī)

控制計(jì)算機(jī)是直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)的核心部件。振動(dòng)主動(dòng)控制計(jì)算機(jī)具備以下主要功能:加速度傳感器信號采集、旋翼轉(zhuǎn)速傳感器信號采集、控制律計(jì)算、控制策略、故障重構(gòu)以及控制分配等。

如前所述，作為直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)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(zhuǎn)速傳感器信號采集、控制律計(jì)算、系統(tǒng)調(diào)度以及故障監(jiān)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(jī)體振動(dòng)狀態(tài)信息，控制計(jì)算機(jī)在信號采集時(shí)應(yīng)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(dòng)分系統(tǒng)

伺服作動(dòng)分系統(tǒng)由伺服控制器和多臺作動(dòng)器組成。伺服控制器接受控制計(jì)算機(jī)的指令信號，并將指令信號按照一定比例系數(shù)放大后作為作動(dòng)器的輸出力信號，利用伺服控制電路控制作動(dòng)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(jī)體產(chǎn)生的振動(dòng)與機(jī)體原有振動(dòng)是同頻率、同幅值，但相位相反，即兩個(gè)振動(dòng)相互抵消，從而達(dá)到減振目的。根據(jù)輸出力的產(chǎn)生方式，作動(dòng)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(dòng)器

電磁式作動(dòng)器由直線電機(jī)和彈簧組件構(gòu)成(見圖5)。直線電機(jī)的輸出力驅(qū)動(dòng)彈簧運(yùn)動(dòng)，設(shè)置直線電機(jī)輸出力的頻率與彈簧機(jī)械結(jié)構(gòu)的固有頻率相同，將激發(fā)彈簧結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)共振，增大作動(dòng)器輸出力，實(shí)現(xiàn)對控制指令的精確跟隨。

電磁式作動(dòng)器采用音圈電機(jī)作為驅(qū)動(dòng)部件。作動(dòng)器利用加載于音圈電機(jī)的功率電流信號激發(fā)作動(dòng)器結(jié)構(gòu)共振，輸出用于振動(dòng)主動(dòng)控制的作用力。作動(dòng)器內(nèi)部設(shè)置專門的調(diào)頻質(zhì)量塊，通過改變調(diào)頻質(zhì)量塊的大小，可微調(diào)作動(dòng)器的固有頻率，以適應(yīng)不同的機(jī)體結(jié)構(gòu)。

圖5 電磁式作動(dòng)器原理Fig.5 Schematic diagram of electromagnetic actuator

(2)離心式作動(dòng)器

經(jīng)過技術(shù)分析，離心式作動(dòng)器在產(chǎn)品的體積重量、功率消耗、工作適應(yīng)性及安裝靈活性上均比電磁式作動(dòng)器有明顯優(yōu)勢，兩種作動(dòng)器的比較如表1所示。離心式作動(dòng)器已成為國外直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)的主流配置。國外在黑鷹等直升機(jī)上已經(jīng)大量使用離心式作動(dòng)器，而國內(nèi)相關(guān)原理驗(yàn)證試驗(yàn)中均采用電磁式作動(dòng)器。以離心式作動(dòng)器為參照物，在重量、體積及功耗方面，電磁式作動(dòng)器均處于劣勢，且離心式作動(dòng)器還具有工作頻率可調(diào)和、可靠性高等優(yōu)勢。離心式作動(dòng)器雖然具有明顯的應(yīng)用優(yōu)勢，但其對伺服控制技術(shù)要求較高。

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

離心式作動(dòng)器配置兩組轉(zhuǎn)向相反的偏心輪，在伺服電機(jī)的帶動(dòng)下偏心輪以恒定轉(zhuǎn)速轉(zhuǎn)動(dòng)，偏心塊的質(zhì)量、偏心距、轉(zhuǎn)速?zèng)Q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(chǎn)生垂直方向離心力分力，控制兩組偏心輪旋轉(zhuǎn)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(dòng)器原理Fig.6 Schematic diagram of centrifugal actuator

(3)壓電式作動(dòng)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(shí)現(xiàn)壓電式作動(dòng)器，目前歐洲直升機(jī)公司已經(jīng)進(jìn)行了試飛驗(yàn)證，國內(nèi)目前還沒有開展相關(guān)研究工作。

3 地面驗(yàn)證試驗(yàn)環(huán)境

為了驗(yàn)證系統(tǒng)功能及性能，建立直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)地面驗(yàn)證試驗(yàn)環(huán)境(國內(nèi)外常見的驗(yàn)證環(huán)境見圖7)。以試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑檩d體，利用激振器激振，模擬機(jī)上固有振動(dòng)特性，通過安裝在試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕系闹鄙龣C(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)進(jìn)行振動(dòng)控制，對比系統(tǒng)工作前后的振動(dòng)差異，可以驗(yàn)證系統(tǒng)的性能等參數(shù)。

圖7 國內(nèi)外常見驗(yàn)證環(huán)境Fig.7 Laboratory test of BELL and NUAA

通過對國內(nèi)外相關(guān)地面驗(yàn)證試驗(yàn)環(huán)境的分析，發(fā)現(xiàn)其工作原理是相同的(見圖8)。其中機(jī)體動(dòng)力學(xué)相似模型是對選取的目標(biāo)直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)特性分析后采取相應(yīng)簡化，最后將其等效為簡單力學(xué)結(jié)構(gòu)的組合。振動(dòng)激勵(lì)系統(tǒng)用于模擬機(jī)上振源激勵(lì)機(jī)體動(dòng)力學(xué)相似模型產(chǎn)生與真實(shí)直升機(jī)機(jī)體相似的振動(dòng)，為直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)提供控制對象。通過在振動(dòng)激勵(lì)系統(tǒng)增加指令干擾，可以模擬直升機(jī)空中飛行時(shí)的擾動(dòng)，使地面試驗(yàn)更加貼近實(shí)際飛行狀態(tài)。地面驗(yàn)證試驗(yàn)環(huán)境將對完成直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)裝機(jī)前的功能、性能及故障模擬試驗(yàn)提供有力支撐。

圖8 地面驗(yàn)證試驗(yàn)原理Fig.8 Schematic diagram of laboratory test

4 結(jié)束語

直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)在國外已經(jīng)實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用，甚至在西科斯基最新的高速直升機(jī)X2上已經(jīng)成為解決大速度飛行時(shí)振動(dòng)問題的必需系統(tǒng)。但是在工程實(shí)現(xiàn)方面，國外公開資料很少提及技術(shù)細(xì)節(jié)，國內(nèi)也主要關(guān)注于控制算法及關(guān)鍵部件等技術(shù)點(diǎn)，沒有開展面向工程化應(yīng)用的系統(tǒng)性研究。

本文在介紹目前常見的幾種直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)的基礎(chǔ)上，針對直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制技術(shù)的工程化應(yīng)用，對其系統(tǒng)方案、關(guān)鍵部件及地面驗(yàn)證技術(shù)進(jìn)行了詳細(xì)分析，對不同的控制算法和作動(dòng)器等關(guān)鍵部件進(jìn)行了對比，為后續(xù)直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制系統(tǒng)的工程化研制及推進(jìn)國內(nèi)直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)的成熟應(yīng)用提供了思路。

［1］ 劉孝輝，徐新喜，白松，等.軍用直升機(jī)振動(dòng)與噪聲控制技術(shù)［J］.直升機(jī)技術(shù)，2013(1):67-72.

［2］ Vignal B，Krysinski T.Development and qualification of active vibration control system for the Eurocopter EC225/EC725［C］//American Helicopter Society 61st Annual Forum.Grapevine，USA，2005:96-106.

［3］ 尹春望，童國榮.直升機(jī)振動(dòng)水平控制技術(shù)途徑探討［J］.直升機(jī)技術(shù)，2009(4):26-30.

［4］ 梅振景.直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)魯棒控制研究［D］.南京:南京航空航天大學(xué)，2007.

［5］ Wickramasinghe Viresh，Zimcik David，Chen Yong.A novel adaptive structural impedance control approach to suppress aircraft vibration and noise［R］.RTO-MP-AVT-110，2004.

［6］ 陸洋，顧仲權(quán)，凌愛民，等.直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制飛行試驗(yàn)［J］.振動(dòng)工程學(xué)報(bào)，2012，25(1):24-29.

［7］ Blackwell R，Millott T.Dynamic design characteristics of the Sikorsky X2 technology demonstrator aircraft［C］//American Helicopter Society 65th Annual Forum.Montreal，Canada，2008:712-729.

［8］ 陸軼，顧仲權(quán).直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制作動(dòng)器優(yōu)化設(shè)計(jì)研究［J］.振動(dòng)與沖擊，2007，26(3):23-26.

［9］ 楊鐵軍，顧仲權(quán).基于誤差通道在線辨識的直升機(jī)結(jié)構(gòu)振動(dòng)主動(dòng)控制研究［J］.航空學(xué)報(bào)，2004，25(1):36-40.