直升機(jī)振動主動控制方法研究綜述

王 瀟, 楊一凡, 張 碩

(南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院直升機(jī)動力學(xué)全國重點實驗室,南京 210000)

0 引言

直升機(jī)憑借其高效的垂直起降及懸停功能,在軍用和民用方面都起著十分重要的作用。旋翼是直升機(jī)的核心部件,其旋轉(zhuǎn)可產(chǎn)生升力,但旋翼在直升機(jī)前飛過程中長期處于非對稱的氣動載荷下,因此引起直升機(jī)的振動問題。直升機(jī)過高的振動水平會加速機(jī)身結(jié)構(gòu)的磨損,縮短電子元件的疲勞壽命,影響操縱及飛行性能,同時也導(dǎo)致長期處在這種環(huán)境下的機(jī)組人員眩暈、惡心及腦中樞機(jī)能下降。因此,直升機(jī)的振動控制是直升機(jī)發(fā)展過程中的一項關(guān)鍵技術(shù)。

針對直升機(jī)振動問題,學(xué)者們設(shè)計開發(fā)了多種直升機(jī)振動控制方法。根據(jù)有、無外部能源,直升機(jī)振動控制分為被動控制方法和主動控制方法。被動控制在20世紀(jì)末至21世紀(jì)初已經(jīng)發(fā)展得較為成熟,包括吸振裝置、隔振裝置、阻尼器以及現(xiàn)代化多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化方法等(主要為旋翼和機(jī)體結(jié)構(gòu)的動力學(xué)設(shè)計)。典型的無源器件(如吸振裝置)可以安裝在槳轂或槳葉上,以重量和阻力損失為代價減少振動;主減速器和旋翼之間的柔性隔離器可以最大限度地減少旋翼力向機(jī)身的傳遞。阻尼器和衰減器可以安裝在機(jī)身的不同位置來達(dá)到最佳的振動控制效果。現(xiàn)代化多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化是另一種基于旋翼設(shè)計的被動控制方法,即使用結(jié)構(gòu)優(yōu)化進(jìn)行細(xì)致的結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計,通過修改槳葉中質(zhì)量和剛度分布來最大程度地減少直升機(jī)前飛過程中的振動[1]。

振動主動控制從20世紀(jì)80年代開始發(fā)展,到20世紀(jì)末,相應(yīng)的控制技術(shù)及控制策略已經(jīng)基本完善,并且逐步發(fā)展至今。主動控制目前大體可以分為基于旋翼系統(tǒng)的振動主動控制和基于機(jī)身結(jié)構(gòu)的振動主動控制兩類。前者旨在減少旋翼上的振動從而在振動傳播到機(jī)身前從源頭上控制振動,而后者是直接作用于機(jī)身,對機(jī)身關(guān)鍵位置進(jìn)行振動控制。

1 直升機(jī)振動控制

直升機(jī)振動控制方法的大致分類如圖1所示,被動控制已經(jīng)發(fā)展得較為成熟,故重點闡述主動控制。

圖1 直升機(jī)振動控制方法Fig.1 Helicopter vibration control method

基于旋翼系統(tǒng)的振動主動控制主要分為高階諧波控制(HHC)和獨立槳葉控制(IBC),其中,IBC根據(jù)作動器對象不同,可以分為作動器安裝在變距小拉桿上的主動變距拉桿(APL)IBC和作動器安裝在槳葉內(nèi)部的槳葉作動控制(OBC)IBC。主動變距拉桿 IBC是通過驅(qū)動變距小拉杠實現(xiàn)的,而槳葉作動控制 IBC 則通過加入位于旋翼槳葉上的OBC裝置來實現(xiàn)獨立槳葉控制。槳葉作動控制 IBC 通過加入位于旋翼槳葉上的 OBC 裝置,至今主要發(fā)展為4種形式,分別為主動扭轉(zhuǎn)旋翼(ATR)、主動控制后緣襟翼(ACF)、主動控制槳尖和微型襟翼。圖2給出了目前主流基于旋翼的各種振動主動控制方法,并對作動器的位置進(jìn)行了標(biāo)注。

圖2 基于旋翼的主動控制方法Fig.2 Active control method acting on rotor

基于機(jī)身結(jié)構(gòu)的振動主動控制[2]主要為結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動控制(ACSR),該振動控制方法在機(jī)身中實現(xiàn)并且已經(jīng)得到廣泛的應(yīng)用。

2 作用于機(jī)身的結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動控制

ACSR是一種基于機(jī)身結(jié)構(gòu)的振動主動控制方法,該方法由Westland[2]公司首創(chuàng),其通過作動器驅(qū)動機(jī)身結(jié)構(gòu)產(chǎn)生作動響應(yīng),來補(bǔ)償旋翼振動載荷引起的激勵響應(yīng),從而抑制機(jī)身的振動。ACSR方法基于模態(tài)疊加的思想,即在線性系統(tǒng)中,可以疊加多個獨立的響應(yīng)量,使總響應(yīng)為零。相比于基于旋翼系統(tǒng)的振動主動控制方法,ACSR方法直接在機(jī)身上進(jìn)行振動響應(yīng)控制,機(jī)身在特定位置通過受控的強(qiáng)迫輸入進(jìn)行激勵,這樣,機(jī)身由于旋翼載荷和外加激勵而產(chǎn)生的綜合響應(yīng)將被最小化,振動也將大幅減弱。ACSR方法把傳感器布置在機(jī)身減振的關(guān)鍵部位,如座椅和重要機(jī)載設(shè)備等來采集機(jī)身振動響應(yīng)信號,將作動器布置在機(jī)身結(jié)構(gòu)上,通過控制器實時修正控制信號,輸入到作動器并驅(qū)動機(jī)身結(jié)構(gòu)生成合適的作動響應(yīng),從而補(bǔ)償旋翼激勵響應(yīng)實現(xiàn)振動控制。直升機(jī)上常見的ACSR系統(tǒng)布置[3]如圖3所示,圖4為基于ACSR的原理框圖。

圖3 直升機(jī)ACSR系統(tǒng)Fig.3 ACSR system

圖4 ACSR原理框圖Fig.4 Schematic diagram of ACSR

由于直升機(jī)振動主要來源于旋翼振動,將對作用于自動傾斜器的振動主動控制和作用于旋翼槳葉的振動主動控制進(jìn)行詳細(xì)討論。

3 作用于自動傾斜器的振動主動控制

3.1 高階諧波控制(HHC)

HHC的主要原理為:通過作動器驅(qū)動自動傾斜器,增加額外的高階諧波總距輸入,驅(qū)動槳葉槳距產(chǎn)生相應(yīng)頻率的變化,從而在槳葉上生成高階諧波的非定常氣動載荷,以減小疊加到槳轂的振動載荷。通常HHC系統(tǒng)將液壓、電磁等作動器安裝在自動傾斜器不動環(huán)的操縱桿上,驅(qū)動自動傾斜器產(chǎn)生(N-1)Ω、NΩ和(N+1)Ω及其諧波的變距輸入,其中,Ω為旋翼轉(zhuǎn)速,N為槳葉片數(shù),其示意圖[4]見圖5(a)。

圖5 HHC,IBC及ACF示意圖Fig.5 Illustration diagrams of HHC,IBC and ACF

HHC可有效降低旋翼振動載荷,然而在振動控制過程中,HHC需在自動傾斜器結(jié)構(gòu)上傳遞控制力,一旦HHC系統(tǒng)失效則會影響直升機(jī)的飛行操作,威脅飛行安全。此外,HHC需要產(chǎn)生足夠大的作動力驅(qū)動槳葉變距,因此,對作動器的輸出能力和控制所需的能量都有很高的要求。HHC發(fā)展早期的代表性成果有:1950年,WINSON[5]提出HHC用來提升直升機(jī)的動態(tài)性能;同年,STEWART等[6]提出了施加高階諧波能夠延緩直升機(jī)前飛狀態(tài)下失速的觀點;1967年,SHAW[7]發(fā)表了首篇系統(tǒng)討論利用HHC進(jìn)行直升機(jī)振動主動控制的論文;20世紀(jì)80年代初,文獻(xiàn)[8-9]提出了一種將對于直升機(jī)振動主動控制十分有效的遞歸參數(shù)估計與線性最優(yōu)控制理論相結(jié)合的自適應(yīng)HHC控制策略,并對這一類算法進(jìn)行了詳細(xì)的討論、分析研究;1983年,HAMMOND[10]對一種四槳葉鉸接式縮比直升機(jī)旋翼模型進(jìn)行了大量的風(fēng)洞測試;1980～1985年,文獻(xiàn)[11-13]等通過風(fēng)洞試驗、數(shù)字模擬和一架OH-6A直升機(jī)的飛行試驗 (在該直升機(jī)上實施的特殊控制算法稱為謹(jǐn)慎型(Cautious)控制器),證明這種方法在向前飛行中可以極大地降低振動水平。

圖6給出了振動垂向力隨著前進(jìn)比變化的典型結(jié)果[14]。

圖6 振動垂向力隨前進(jìn)比變化Fig.6 Vibrational vertical force vs forward ratio

在測試的前進(jìn)比范圍內(nèi),減振效果達(dá)到了70%～90%。在一架配備HHC系統(tǒng)的OH-6A直升機(jī)的全尺寸飛行演示試驗時,HHC系統(tǒng)在開環(huán)模式(手動控制)和閉環(huán)模式(計算機(jī)控制)兩種模式下操作。

圖7所示為以飛行員座位上的垂直加速度關(guān)于真空速的函數(shù)繪制的相關(guān)曲線[14]。飛行測試結(jié)果顯示,直升機(jī)振動水平顯著降低,但不會對槳葉載荷和飛機(jī)性能造成負(fù)面影響。

圖7 飛行員座椅減振隨空速變化圖Fig.7 Variation of damping of the pilot seat with airspeed

20世紀(jì)90年代末,基于計算仿真的綜合氣動彈性模擬能力逐漸成熟,并用于研究HHC中的一些基本問題。分析基于前飛的揮舞-擺振-扭轉(zhuǎn)耦合模型,采用時域非定常氣動力和完全耦合的氣動彈性響應(yīng)分析。確定型(Deterministic)和謹(jǐn)慎型(Cautious)兩種最小方差控制器算法被分別用于局部HHC模型和全局HHC模型。文獻(xiàn)[15]中考慮的典型無鉸式旋翼如圖8所示。

圖8 典型無鉸式旋翼示意圖Fig.8 Illustration diagram of typical windless rotor

利用該模型對擺振柔軟無鉸式旋翼HHC實現(xiàn)的各個方面進(jìn)行了詳細(xì)研究,結(jié)果表明,局部控制器和全局控制器均能有效地降低四槳葉擺振柔軟無鉸式旋翼的振動水平。在沒有HHC輸入的情況下,確定型和謹(jǐn)慎型兩個控制器在降低4Ω槳轂振動水平方面同樣成功。在瞬態(tài)飛行條件下,以15%的前飛速度階躍變化對控制器進(jìn)行研究,其性能令人滿意,但局部控制器表現(xiàn)出比全局控制器更強(qiáng)的振蕩行為。HHC對槳葉整體氣動彈性穩(wěn)定裕度影響不顯著。

20世紀(jì)初,NASA阿姆斯研究中心聯(lián)合多家機(jī)構(gòu)進(jìn)行了UH-60直升機(jī)的全尺寸旋翼風(fēng)洞試驗[16],結(jié)果表明,振動控制效果最顯著的諧波相位和幅值組合可以使振動水平降低70%,槳渦干擾(BVI)噪聲可以降低超過75%。2008年,FüRST等[17]提出了EMA旋翼系統(tǒng)概念。如圖9[18]所示,安裝在槳轂支臂內(nèi)部的作動伺服電機(jī)能夠同時實現(xiàn)周期變距和HHC。

圖9 EMA旋翼Fig.9 EMA rotor

2017年,文獻(xiàn)[19]從降低旋翼噪聲的角度分析了HHC的旋翼噪聲控制機(jī)理。實驗結(jié)果表明,當(dāng)直升機(jī)處于典型飛行狀態(tài)時,合適的HHC方案能夠降低4～7 dB的BVI噪聲,同時也擁有60%的振動減少效果。

HHC發(fā)展至今,文獻(xiàn)[9-10]奠定了該項技術(shù)的基礎(chǔ),并且最終在休斯直升機(jī)公司的OH-6A直升機(jī)上進(jìn)行了非常成功的飛行測試[11-13]。在開環(huán)和閉環(huán)控制下,整個飛行包線都表現(xiàn)出了出色的減振效果。

直升機(jī)HHC技術(shù)的發(fā)展大致經(jīng)歷了如下4個階段:1) 建立準(zhǔn)確的氣彈動力學(xué)模型來計算高階諧波加載后的旋翼槳轂載荷;2) 將人工智能算法與傳統(tǒng)控制理論相結(jié)合來設(shè)計自適應(yīng)控制器進(jìn)行HHC;3) 振動載荷與噪聲的綜合研究;4) 直升機(jī)機(jī)動飛行狀態(tài)的HHC研究。盡管針對HHC的研究證明了其可行性,但尚未在量產(chǎn)直升機(jī)上實施。尚未實現(xiàn)量產(chǎn)的原因包括:1) 成本較高;2) 一旦HHC系統(tǒng)失效會影響直升機(jī)的飛行操作,威脅飛行安全;3) 作動器的功率需求高,并且與鉸接式旋翼槳葉相比,無鉸式和無軸承旋翼上需要更高的驅(qū)動功率[15]。

3.2 主動變距拉桿獨立槳葉控制

主動變距拉桿獨立槳葉控制是通過變距拉桿驅(qū)動實現(xiàn)的,也被稱為傳統(tǒng)獨立槳葉控制,即IBC。IBC的原理與HHC類似,但是作動機(jī)構(gòu)布置在自動傾斜器動環(huán)的變距桿上,可獨立控制單片槳葉變距,其示意圖見圖5(b)。

IBC不僅可實現(xiàn)總距和周期變距操作,還可以對每片槳葉的槳距單獨進(jìn)行控制,從而對每片槳葉的非定常氣動載荷的頻率、幅值和相位進(jìn)行修正,與HHC相比具有更高的準(zhǔn)確性。因此,基于IBC的控制技術(shù)也獲得了直升機(jī)振動主動控制領(lǐng)域的大量關(guān)注,多項理論分析、風(fēng)洞試驗和飛行試驗研究驗證了IBC的減振效果[4,20-21]。然而與HHC類似,IBC的作動器與自動傾斜器結(jié)構(gòu)相連,影響了直升機(jī)的適航性和安全性。此外,IBC的作動器布置在動環(huán)變距拉桿上,進(jìn)一步提升了控制系統(tǒng)的復(fù)雜性。

在IBC中,每片槳葉都是單獨驅(qū)動的,并且可以有獨立于其他槳葉的控制命令,從而擴(kuò)展了系統(tǒng)針對不同目標(biāo)的可控性。IBC不僅涉及到每片槳葉的獨立控制,還涉及到旋轉(zhuǎn)參考系中每片槳葉的反饋回路,因此與HHC相比更為復(fù)雜。圖10展示出了HHC和IBC的區(qū)別。

圖10 HHC和主動變距拉桿IBC

圖10(a)展示了HHC通過自動傾斜器不動環(huán)控制的典型實現(xiàn),圖10(b)展示了在自動傾斜器動環(huán)上通過液壓主動變距小拉桿驅(qū)動的IBC實現(xiàn)。在這兩種情況下,A表示的輸入來自飛行操縱,B表示的輸入來自主動控制系統(tǒng)。

IBC早期的成果有:1974～1976年,KRETZ首創(chuàng)IBC控制概念,MCCLOUD等在此基礎(chǔ)上繼續(xù)深入發(fā)展該概念,證明了IBC控制可以顯著降低全尺寸旋翼的振動載荷[20-21];1983～1986年,HAM等[22-24]等使用試驗和分析相結(jié)合的方法,探索了IBC控制的各種潛在價值,如槳葉響應(yīng)、阻尼增強(qiáng)、失速緩解和陣風(fēng)響應(yīng)抑制等;1998年,文獻(xiàn)[25]開展了用變距拉桿驅(qū)動的BO-105直升機(jī)的降噪試驗,測試的目標(biāo)是檢查BVI噪聲是否可以有效降低,結(jié)果表明在飛行測試中,IBC振幅保持在±1°不變,相位由控制器改變,可以實現(xiàn)最大程度的降噪,對于重度BVI噪聲條件,有6 dB的降噪效果。

文獻(xiàn)[26]全面描述了在同一架BO-105直升機(jī)上演示閉環(huán)振動控制的飛行試驗。通過采用時域魯棒抗擾控制方法顯著降低了選定的4Ω振動。同一時間還在一架6葉CH-53G直升機(jī)上成功進(jìn)行了閉環(huán)飛行試驗[27]。在測試中,使用2Ω的IBC輸入可獲得3 dB的BVI降噪,同時,水平飛行中使用傳統(tǒng)的T矩陣控制器可降低84%的振動水平。

從2001年12月開始,ZFL公司制造、安裝、認(rèn)證和測試了自主設(shè)計的IBC系統(tǒng)[28],在CH-53G試驗臺進(jìn)行了獨立槳葉控制飛行試驗。試驗結(jié)果表明,即使不明確優(yōu)化相位和幅度,IBC也至少能將單個方向的振動減小90%以上。

HHC方法提及FüRST等于2008年提出的EMA旋翼系統(tǒng),不僅可以實現(xiàn)周期變距的功能,同時可以搭載高階諧波信號,實現(xiàn)獨立槳葉變距振動主動控制。這項具有發(fā)展前景的新概念旋翼系統(tǒng)已經(jīng)應(yīng)用于直升機(jī)CH-53,圖11所示為安裝在CH-53G直升機(jī)上的IBC系統(tǒng)[29]。

圖11 CH-53G的IBC系統(tǒng)示意圖Fig.11 IBC system of CH-53G

盡管小拉桿驅(qū)動的IBC成功進(jìn)行了全尺寸風(fēng)洞和飛行試驗,但尚未在量產(chǎn)直升機(jī)上實現(xiàn)。主要原因是它需要復(fù)雜的液壓滑環(huán)和槳轂設(shè)計,同時驅(qū)動小拉桿需要很高的功率。然而,變距拉桿驅(qū)動的無鉸式旋翼控制系統(tǒng)可能在剛性無鉸式旋翼控制系統(tǒng)中有潛在的應(yīng)用[30]。

HHC和主動變距拉桿的IBC方法是在OBC裝置出現(xiàn)之前開發(fā)的,因此已經(jīng)達(dá)到了很高的成熟度。在很大程度上,這些是OBC的基礎(chǔ)。因此,對這些方法的原理、演變和現(xiàn)狀的總結(jié)對于理解OBC非常重要。

4 作用于旋翼槳葉的振動主動控制

4.1 主動扭轉(zhuǎn)旋翼(ATR)

ATR是通過在槳葉上鋪設(shè)智能材料,驅(qū)動槳葉扭轉(zhuǎn)從而改變槳葉氣動載荷,實現(xiàn)旋翼振動主動控制效果[31-32],其示意圖見圖12,其中,t表示槳葉受到小拉桿作用而受到的扭矩,θ表示槳葉產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)角。

圖12 ATR控制示意圖Fig.12 Control diagram of ATR

相比于HHC和IBC,ATR所需功率更小,由于其控制系統(tǒng)不涉及自動傾斜器結(jié)構(gòu),對直升機(jī)適航性的影響也更小。然而,如何實現(xiàn)控制能量向旋翼系統(tǒng)傳遞是此類方法所面臨的難題,同時旋轉(zhuǎn)中槳葉復(fù)雜的環(huán)境也給電子控制元件的穩(wěn)定性帶來了挑戰(zhàn)。

ATR的發(fā)展與智能材料和結(jié)構(gòu)技術(shù)的發(fā)展密切相關(guān),這些技術(shù)的突破始于20世紀(jì)90年代初[33]。ATR發(fā)展至今國內(nèi)外有代表性的研究工作及成果有:20世紀(jì)90年代初,BARRETT[34]首次嘗試通過定向放置的壓電陶瓷作為作動器驅(qū)動槳葉扭轉(zhuǎn);1996年,CHEN等[35-36]建立了兩種ATR槳葉模型進(jìn)行對比研究,研究表明增加作動器數(shù)量并不一定會提高槳尖的扭轉(zhuǎn)效率,且當(dāng)壓電陶瓷鋪設(shè)角度為45°時可以獲得最大的扭轉(zhuǎn)效果,兩種不同的壓電陶瓷鋪設(shè)方式和不同鋪設(shè)角度的扭轉(zhuǎn)響應(yīng)如圖13[36]所示,其中,圖13(b)展示了作動器在不同電壓下,槳尖扭轉(zhuǎn)角的差別;1996年,NASA蘭利研究中心、陸軍研究實驗室、麻省理工學(xué)院[36]為探究新主動纖維復(fù)合材料(AFC)技術(shù)的可用性,發(fā)起了ATR旋翼合作項目并設(shè)計和研制ATR旋翼,臺架實驗扭轉(zhuǎn)效果與設(shè)計目標(biāo)吻合;1997年,BENT等[37]開發(fā)出具有叉指電極的壓電驅(qū)動纖維復(fù)合材料,槳葉可以被這些嵌入其中的壓電纖維復(fù)合材料整體扭曲,相比較于傳統(tǒng)的壓電陶瓷材料具有更好的控制驅(qū)動能力;2000～2002年,WILBUR等[38]在蘭利風(fēng)洞實驗室里對ATR旋翼進(jìn)行了風(fēng)洞試驗,ATR懸停測試表明槳葉扭轉(zhuǎn)響應(yīng)的主要影響因素包括空氣密度、轉(zhuǎn)速和槳距,且懸停狀態(tài)下空氣密度是主要影響因素;開環(huán)前飛試驗表明開環(huán)試驗具有60%～90%的減振性能,主動扭轉(zhuǎn)控制頻率為3P時減振效果最為明顯,安裝了如圖14[39]所示的ATR旋翼的ARES試驗臺;2002年,DLR、ONERA[40]聯(lián)合開展主動扭轉(zhuǎn)智能旋翼項目;2007年,周國慶等[41]進(jìn)行了國內(nèi)首次智能扭轉(zhuǎn)旋翼風(fēng)洞試驗,結(jié)果表明在離心力場作用下,壓電陶瓷智能材料驅(qū)動的碳纖維彎扭耦合梁可成功驅(qū)動槳葉,并對氣動力產(chǎn)生明顯的作用效果;2009年,張紅艷等[42]采用MFC壓電復(fù)合材料對旋翼模型進(jìn)行了扭轉(zhuǎn)控制的實驗研究,結(jié)果表明,結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)角隨作動電壓的增大呈線性增加,梁的扭轉(zhuǎn)角隨MFC材料各向異性系數(shù)的增大也相應(yīng)增大;2017年,KALOW等[43]修訂了STAR槳葉并解決了MFC的疲勞問題,槳葉不存在顫振問題且改進(jìn)后的槳葉應(yīng)變水平急劇降低,滿足強(qiáng)度要求;2017年,SEKULA等[44]優(yōu)化ATR槳葉參數(shù),開發(fā)了一種先進(jìn)幾何外形的ATR槳葉,通過主動扭轉(zhuǎn)驅(qū)動獲得了75%減振效果,提高了約50%的主動扭轉(zhuǎn)控制能力;2018～2021年,文獻(xiàn)[45-47]對于既不降低槳葉扭轉(zhuǎn)剛度又能實現(xiàn)槳葉扭轉(zhuǎn)控制效率的瓶頸問題,提出了協(xié)同效應(yīng)的ATR智能旋翼設(shè)計新方法,即通過優(yōu)化剪裁彈性耦合和壓電激勵耦合的協(xié)同效應(yīng)來提高旋翼槳葉的扭轉(zhuǎn)控制效率;2021年,WANG等[46]通過對耦合協(xié)同效應(yīng)旋轉(zhuǎn)薄壁梁的研究,揭示了壓電纖維激勵耦合和纖維增強(qiáng)復(fù)合材料彈性剪裁的協(xié)同效應(yīng)機(jī)理,發(fā)現(xiàn)了利用逆壓電效應(yīng)引起的橫向剪切和扭轉(zhuǎn)-彎曲彈性耦合的協(xié)同效應(yīng)可以大幅提高主動扭轉(zhuǎn)效率的現(xiàn)象,與現(xiàn)有的ATR僅把壓電纖維作為作動器的設(shè)計方法不同,通過研究建立了獲得協(xié)同效應(yīng)及高效扭轉(zhuǎn)控制效率的壓電纖維鋪設(shè)和纖維增強(qiáng)復(fù)合材料鋪設(shè)的綜合設(shè)計方法,相比較于已有的ATR設(shè)計,基于協(xié)同效應(yīng)的ATR設(shè)計既能提高20%的扭轉(zhuǎn)剛度,又能提高5%的扭轉(zhuǎn)控制效率。

圖13 壓電陶瓷鋪設(shè)方式及響應(yīng)圖Fig.13 Piezoelectric ceramic laying method and response diagram

圖14 裝有ATR旋翼的ARES試驗臺Fig.14 ARES test stand with ATR rotor

對于ATR旋翼的進(jìn)一步應(yīng)用,文獻(xiàn)[48]給出了ATR旋翼工程應(yīng)用的一些局限性,首先,ATR槳葉如何在惡劣的環(huán)境條件下長時間工作目前還不清楚;其次,槳葉所需的智能材料成本高,ATR在降低振動和噪聲方面的系統(tǒng)級效益尚未得到證明。

4.2 主動控制后緣襟翼(ACF)

ACF通過控制槳葉后緣小翼改變距葉非定常氣動載荷,從而降低旋翼振動載荷實現(xiàn)振動控制[14,49],其示意圖見圖5(c)[50]。

ACF通過主動控制槳葉外端后緣處的襟翼在不同方位角的有效偏轉(zhuǎn)來改善直升機(jī)旋翼因氣流速度不對稱所產(chǎn)生的氣動力交變載荷分布,同時降低前行側(cè)槳葉激波和后行側(cè)槳葉的動態(tài)失速問題。針對襟翼偏轉(zhuǎn)帶來的阻力增加問題,文獻(xiàn)[51]探索了使用ACF同時進(jìn)行減振和性能增強(qiáng)的可能。研究發(fā)現(xiàn),在旋翼性能至關(guān)重要的巡航飛行速度下,ACF在產(chǎn)生了約50%減振效果的同時也顯著降低了旋翼功率。

LEMNIOS等[52]利用卡曼式伺服襟翼進(jìn)行了相關(guān)研究,通過伺服襟翼引入周期性變化的槳葉彎曲變形,旋翼在得到一定性能提升的同時,槳葉彎曲載荷振幅降低了30%。該旋翼系統(tǒng)也在風(fēng)洞[53]中進(jìn)行了測試,槳葉彎曲振幅和自動傾斜器控制負(fù)載均明顯減少。

受到ATR的啟發(fā),加利福尼亞大學(xué)洛杉磯分校(UC-LA)提出了用于振動控制的主動控制后緣襟翼,其減振效果在文獻(xiàn)[54-56]中得到了證明。FRIEDMANN等[14]通過在兩種不同的槳葉模型上加裝后緣襟翼,分析了ACF對槳轂4階載荷的影響,將ACF的減振效果和HHC算法閉環(huán)控制的減振效果進(jìn)行了對比,驗證了基于頻域的主動控制算法的ACF的有效性,證明了ACF擁有與HHC相同的減振能力。

為了分析后緣襟翼對旋翼振動、噪聲以及旋翼性能等方面的影響,麥道直升機(jī)系統(tǒng)公司(MDHS)和NASA蘭利聲學(xué)部門在1992～1995年期間開展了一個聯(lián)合項目[57-59]。實驗結(jié)果表明,主動襟翼在降噪和振動控制方面效果顯著,但需要進(jìn)一步研究來確定最佳減振的諧波、振幅和相位。

MYRTLE等[60]為槳葉-襟翼組合開發(fā)了一種二維可壓縮時域氣動力模型,可對高達(dá)60 Hz的高頻振蕩下ACF產(chǎn)生的非定常氣動力進(jìn)行計算。

后續(xù)的研究[61]中,在單個伺服襟翼、單個平面襟翼和獨立驅(qū)動雙伺服襟翼3種不同的配置下對ACF的旋翼減振效果進(jìn)行測試。結(jié)果表明,與伺服襟翼相比,普通襟翼需要更大的襟翼偏轉(zhuǎn)來實現(xiàn)減振,雙后緣襟翼系統(tǒng)的減振效果優(yōu)于單后緣襟翼系統(tǒng)。

為了研究后緣襟翼對旋翼振動、噪聲和旋翼性能的影響,MART智能旋翼項目開始施行[62]并在NASA風(fēng)洞進(jìn)行了性能測試。實驗數(shù)據(jù)表明,后緣襟翼可以有效地延緩槳葉動態(tài)失速的出現(xiàn),在大速度前飛狀態(tài)下降低了振動載荷。

此后的一大研究重點是開發(fā)仿真計算模型,為設(shè)計和測試研究所需的ACF系統(tǒng)提供理論基礎(chǔ)。現(xiàn)將主動控制后緣襟翼的代表性研究工作和與開發(fā)仿真計算模型相關(guān)的研究簡要總結(jié)如下:1981年,SHAW等[51]探索使用ACF同時進(jìn)行減振和性能增強(qiáng)的可能;1972年,LEMNIOS等[52]利用卡曼式伺服襟翼提升旋翼性能;1978年,MCCLOUD等[53]測試卡曼式伺服襟翼提升旋翼性能的可行性;1992～1994年,MILLOTT等[54-56]提出新的用于振動控制的主動控制后緣襟翼;1995年,FRIEDMANN等[14]在兩種不同的槳葉模型上加裝后緣襟翼,對比ACF和HHC算法閉環(huán)控制的減振效果;1998年,MYRTLE等[60]測試單個伺服襟翼、單個平面襟翼和獨立驅(qū)動雙伺服襟翼3種不同的配置下對ACF旋翼減振效果的影響;2002年,DEPAILLER等[63]對主動襟翼旋翼的氣動彈性穩(wěn)定性開展的研究;2003年,ROGET等[64]通過改進(jìn)控制律提升主動后緣襟翼減振效果;2006年,DIETERICH等[65]設(shè)計了參數(shù)化優(yōu)化槳葉的后緣襟翼,得到了使該后緣襟翼減振效果最佳的條件;2008年,GLAZ等[66]主動控制后緣襟翼降低的性能損失研究;2012年,JAIN等[67]采用CFD/CSD耦合計算方法研究槳葉扭轉(zhuǎn)剛度對裝有后緣襟翼的旋翼系統(tǒng)性能的影響;2013年,王榮等[68]對多襟翼的控制效果進(jìn)行研究,結(jié)果表明多片襟翼的主動偏轉(zhuǎn)能夠更有效地延緩槳葉的動態(tài)失速;2017年,EUN等[69]從多體結(jié)構(gòu)動力學(xué)這一新角度進(jìn)行后緣襟翼的尺寸參數(shù)化設(shè)計和減振分析;2016～2018年,劉士明等[70]研究了主動后緣襟翼的旋翼氣動彈性模型,建立了一種新的約束優(yōu)化方法。

4.3 主動控制槳尖和微型襟翼

主動控制槳尖技術(shù)通過合理的槳尖偏轉(zhuǎn),可以削弱旋翼左右氣流分布不對稱性,從而延緩前行槳葉激波的產(chǎn)生,提高前飛速度。但這種方法改變槳葉的弦向重心位置,增加槳葉的彎扭耦合,會導(dǎo)致槳葉穩(wěn)定性問題。圖15是主動槳尖控制和主動后緣襟翼控制的作用位置比較圖[39]。

圖15 主動槳尖控制和主動后緣襟翼控制作用位置示意Fig.15 Illustration diagram of active blade tip and active microflap control position

微型襟翼是由Gurney襟翼衍生而來的,它最初的設(shè)計目的是增加擾流板對賽車產(chǎn)生的向下力來增加賽車的穩(wěn)定性。Gurney襟翼的空氣動力學(xué)研究最初是由LIEBECK在風(fēng)洞中進(jìn)行的[71-72],研究表明,當(dāng)把Gurney襟翼放置在槳葉后緣時其減振效果最顯著。

文獻(xiàn)[73-75]的研究結(jié)果證明了微型襟翼在減振、降噪和旋翼多目標(biāo)控制方面的有效性,其出色的控制能力和相比于ACF的尺寸優(yōu)勢使其有潛力成為未來旋翼飛行器上可行的有源OBC設(shè)備。理想的微型襟翼驅(qū)動系統(tǒng)必須是緊湊、輕量化的,且能夠以低功率要求提供高頻驅(qū)動。然而,這些發(fā)展還處于初級階段,需要更多的時間才能逐漸提高技術(shù)成熟度。

5 總結(jié)與展望

相較于傳統(tǒng)的直升機(jī)振動被動控制技術(shù),振動主動控制技術(shù)有更廣闊的發(fā)展前景。直升機(jī)振動主動控制技術(shù)能夠適應(yīng)更復(fù)雜的飛行環(huán)境,且振動抑制的效果更為明顯。目前智能材料等技術(shù)發(fā)展迅速,未來直升機(jī)振動主動控制技術(shù)將朝著以下幾個方面發(fā)展:

1) 目前與智能材料相關(guān)尚未成熟的OBC控制會迅速發(fā)展成熟,如主動扭轉(zhuǎn)旋翼和微型襟翼等;

2) 高比強(qiáng)度的智能材料會被應(yīng)用于直升機(jī)旋翼,在提高穩(wěn)定性和控制振動水平方面發(fā)揮重要作用;

3) 為健全綠色低碳循環(huán)的經(jīng)濟(jì)體系,響應(yīng)改善民生的號召,主動控制技術(shù)會與降噪、降碳等技術(shù)多功能融合發(fā)展;

4) ACSR作為各種主動控制技術(shù)中少數(shù)成功應(yīng)用于工程的技術(shù),將會在控制算法和智能材料領(lǐng)域繼續(xù)發(fā)展。