【摘要】：電控旋翼由于取消了自動(dòng)傾斜器,每一片槳葉的槳距不再受制于其約束,可以進(jìn)行獨(dú)立控制。不僅能替代自動(dòng)傾斜器實(shí)現(xiàn)1Ω的旋翼主操縱,也可以同時(shí)施加kΩ的高階諧波槳距控制用于旋翼的振動(dòng)與噪聲控制。本文即針對電控旋翼的振動(dòng)與噪聲主動(dòng)控制技術(shù)進(jìn)行研究,主要研究工作包括以下內(nèi)容:(1)以槳轂通過頻率振動(dòng)水平最低,旋翼噪聲最小為優(yōu)化目標(biāo),借鑒直升機(jī)主動(dòng)振動(dòng)控制技術(shù)中的自適應(yīng)控制方法,建立了二次最優(yōu)目標(biāo)性能函數(shù)及電控旋翼的全局模型,采用卡爾曼濾波算法對系統(tǒng)控制通道的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行在線辨識,提出了電控旋翼減振/降噪的主動(dòng)控制方法,并對算法的收斂性及魯棒性進(jìn)行了分析。(2)基于MATLAB對所提出的主動(dòng)控制算法進(jìn)行了仿真研究。首先基于試驗(yàn)測試數(shù)據(jù),采用參數(shù)估計(jì)方法得到控制通道的數(shù)學(xué)模型,進(jìn)一步基于試驗(yàn)獲得的無控?cái)?shù)據(jù)進(jìn)行了電控旋翼減振降噪的仿真,通過仿真驗(yàn)證了控制算法的可行性和有效性。并重點(diǎn)分析了控制算法中相關(guān)權(quán)系數(shù)、辨識方差初值對控制效果的影響。(3)設(shè)計(jì)了可行的電控旋翼振動(dòng)與噪聲主動(dòng)控制試驗(yàn)方案,基于TI C2000處理器完成了主動(dòng)控制算法的代碼實(shí)現(xiàn),完善了電控旋翼振動(dòng)與噪聲測控上位機(jī)軟件,并對軟硬件開發(fā)中的若干關(guān)鍵技術(shù)問題進(jìn)行了分析。(4)基于已有的電控旋翼綜合試驗(yàn)臺,開展了懸停狀態(tài)和風(fēng)洞條件下的斜下降狀態(tài)電控旋翼振動(dòng)與噪聲主動(dòng)控制試驗(yàn)。通過對試驗(yàn)結(jié)果的對比分析,表明基于本文所提出的主動(dòng)控制方法,可以單獨(dú)或同時(shí)實(shí)現(xiàn)電控旋翼的減振降噪。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V275.1
【圖文】：

機(jī)的振動(dòng)和噪聲問題，首先要從源頭——旋翼上入手。傳統(tǒng)采用吸振、隔振等被動(dòng)抑制來降低直升機(jī)振動(dòng)水平的方法以及傳統(tǒng)的降噪方法，大多都是通過各自的裝置實(shí)現(xiàn)，不可能采用同一形式。然而通過主動(dòng)控制形式，可以有效地利用同一套裝置實(shí)現(xiàn)減振降噪。現(xiàn)有的旋翼主動(dòng)控制方法，諸如高階諧波控制（High harmonic control，HHC）、獨(dú)立槳葉控制（Independent blade control，IBC）和主動(dòng)襟翼控制（Active control flap，ACF）等，已經(jīng)被成功證明用于旋翼減振降噪的可行性[6]。HHC 通過在位于槳轂下方自動(dòng)傾斜器上疊加高階諧波輸入，受槳轂“濾波效應(yīng)”影響和自動(dòng)傾斜器的限制各片槳葉只能作 kNb/轉(zhuǎn)的“時(shí)移”變距運(yùn)動(dòng)IBC 和 ACF 方法雖擺脫了非旋轉(zhuǎn)系下的控制，但其仍然保留了自動(dòng)傾斜器，零階和一階變距（總距和周期變距）受限，不能充分發(fā)揮槳葉獨(dú)立控制的優(yōu)勢。與之相比，電控旋翼利用電作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)的槳葉后緣襟翼對旋翼槳距進(jìn)行控制[7]，突破了自動(dòng)傾斜器的制約，每片槳葉的槳距可獨(dú)立控制，理論上可以是任意波形的自由組合，在實(shí)現(xiàn)旋翼主操縱的同時(shí)，也可以方便的疊加高階諧波控制，從而實(shí)現(xiàn)類似 ACF 的旋翼減振降噪功能。本文即以電控旋翼為對象，研究其振動(dòng)與噪聲主動(dòng)控制的相關(guān)方法、技術(shù)與控制規(guī)律。圖 1. 給出了電控旋翼的工作原理及旋翼槳葉示意圖。

飛行試驗(yàn)驗(yàn)證,試飛結(jié)果表明，空速為 250km/h 時(shí)的座是,盡管 HHC 方法經(jīng)飛行試驗(yàn)得到了驗(yàn)證,但迄今為止主要原因包括:器影響，只能對槳葉輸入槳葉整數(shù)倍加一或減一的諧波只能輸入相同幅值、相位差的槳距操縱輸入;承旋翼上使用該方法消耗功率較大。同，廣義 IBC 方法利用位于旋轉(zhuǎn)系的作動(dòng)器直接控制槳HHC 方法的不足[15]。 廣義 IBC 方法又可細(xì)化為如下三法：通過位于槳根變距拉桿的作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)槳葉實(shí)現(xiàn)高階該方法[16, 17]。其工作原理如圖 1. 2（b）所示。利用位于槳葉后緣的單片或多片后緣襟翼實(shí)現(xiàn)槳葉高階定的優(yōu)勢，因此ACF方法目前成為了世界各國的研究翼(Active Twist Rotor，ATR)方法：通過嵌入槳葉的壓。相對而言，該方法被研究的較少，, 主要由美國軍方16, 17]。

圖 1. 3 OH-6A 直升機(jī)基于 HHC 控制系統(tǒng)的飛行測試 IBC 方法相當(dāng)成熟, 已經(jīng)在 NASA Ames 研究中心 40 x 80 英尺風(fēng)洞中進(jìn)行 旋翼試驗(yàn)[18, 19]，并在 BO-105 直升機(jī)、UH-60 直升機(jī)上進(jìn)行了飛行測試[20]，有效，但這種方法因其機(jī)械系統(tǒng)復(fù)雜，較高的研制成本，及其較高的控制功實(shí)際應(yīng)用。 ACF 方法，除了在氣彈理論分析方面進(jìn)行過廣泛的研究外,還利用旋翼縮比翼在風(fēng)洞中進(jìn)行過大量的試驗(yàn)驗(yàn)證[21-24]。其中，在美國 NASAAmes 研究中中進(jìn)行的 ACF 旋翼系統(tǒng)風(fēng)洞試驗(yàn)表明：槳轂振動(dòng)可以減少 80％[25]。2005 年在 BK-117 直升機(jī)進(jìn)行了 ACF 技術(shù)的飛行測試，其利用 4/rev 的開環(huán)控制輸載荷減少 90％[26]。此方法與其它方法相比具有如下主要優(yōu)點(diǎn):動(dòng)功率消耗明顯低于HHC、IBC或ATR;術(shù)實(shí)現(xiàn)措施較為簡單;全性較高, 因?yàn)榻笠愍?dú)立于主操縱系統(tǒng), 其失效后對直升機(jī)安全性影響小。管上述主動(dòng)控制方法的實(shí)現(xiàn)形式各不相同，但在控制算法上均繼承了HHC方入高階諧波信號，通過改變各諧波的幅值與相位，取得最優(yōu)的振動(dòng)控制效果

【參考文獻(xiàn)】

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1 馮劍波;陸洋;徐錦法;王超;;旋翼槳渦干擾噪聲開環(huán)槳距主動(dòng)控制研究[J];航空學(xué)報(bào);2014年11期

2 史勇杰;徐國華;王菲;;直升機(jī)旋翼槳-渦干擾脈沖噪聲傳播特性研究[J];南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào);2014年02期

3 張桅;趙剡;張寅;;基于dSPACE的頻率特性測試與模型辨識研究[J];宇航計(jì)測技術(shù);2010年01期

4 王華明,陳本現(xiàn);懸停狀態(tài)下旋翼旋轉(zhuǎn)噪聲的分析[J];南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào);2003年03期

5 尹堅(jiān)平,胡章偉;由計(jì)算的三元非定常壓力數(shù)據(jù)來預(yù)估旋翼輻射的槳渦干擾噪聲[J];航空學(xué)報(bào);1996年06期

6 徐國華，高正;懸停狀態(tài)下模型旋翼噪聲試驗(yàn)的初步研究[J];空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào);1996年01期

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1 趙燦峰;直升機(jī)結(jié)構(gòu)響應(yīng)主動(dòng)控制頻域法研究[D];南京航空航天大學(xué);2010年

2 夏鶴鳴;改進(jìn)型電控旋翼設(shè)計(jì)及槳距控制研究[D];南京航空航天大學(xué);2009年

3 彭延輝;直升機(jī)旋翼槳—渦干擾氣動(dòng)噪聲的研究[D];南京航空航天大學(xué);2004年

本文編號：2745668