直升机结构响应主动控制飞行试验

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1、直升机结构响应主动控制飞行试验陆洋1，顾仲权1，凌爱民2,李明强2（1.南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，江苏南京210016；2.中国直升机设计研究所，江西景德镇333001）摘要：为验证结构响应主动控制方法在直升机振动控制中的有效性，以某轻型直升机为验证机，基于具有在线识别功能的时域自适应控制算法，进行了直升机结构响应主动控制飞行试验研究。本文详细给出了飞行试验方法、试验系统组成、试验内容及其过程。通过对飞行试验数据的处理分析，对减振效果进行了评估。试飞结果表明：ACSR系统对各测点的垂向振动均有减振效果，各速度状态下的全机垂向减振效率在30-66%之间，巡航速度状态下具有

2、最佳的减振效率；此外，各测点的侧向振动水平也有一定程度的减小。本次飞行试验为ACSR技术在我国直升机型号上的工程应用奠定了基础。关键词：直升机；振动；结构响应主动控制；飞行试验中图分类号：V212.4,V417文献标识码：A文章编号:1004***引言直升机的振动问题十分突出，不仅影响驾驶员操纵性和舒适性，还会降低机载设备的寿命。因此，解决直升机的振动问题意义重大。传统解决直升机振动问题的办法是采用被动式吸振或隔振，由于频带窄，重量效率低等原因，难以满足日益提高的减振要求。随后出现了更具优势的直升机主动振动控制技术，包括：高阶谐波控制、独立桨叶控制、主动控制襟翼、结构响应主动控制（Active

3、ControlofStructureResponse,ACSR）等。在上述主动振动控制方法中，ACSR由于减振效果好、功耗低、系统重量轻、适应性强、易于实现等优点，已成为目前国内外最受关注的直升机主动振动控制技术。其基本原理是：在直升机主要模态的非节点位置上用作动器施加主动控制力，通过控制器的实时调节，使主动控制力在关键部位（如座舱）处产生的振动响应与外扰激振力引起的振动相抵消，从而达到减振的目的。20世纪80年代中后期，英国Westland直升机公司首先提出ACSR技术,在理论研究的基础上，利用W30直升机上进行了飞行测试，能显著减小旋翼通过频率的振动水平[1]，显示出其用于直升机减振的巨大

4、潜力。此后的二十余年间，英、美、德、法等国家均投入的大量的人力物力重点突破ACSR的关键技术，包括：多通道自适应控制律设计、高功率重量比作动器研制、作动器及传感器位置及个数优选等，并先后在EH101[2]、CH-47[3]、UH-60[4]、S-92[5]等多种机型上成功地进行了ACSR飞行试验。近十几年来，上述国家的直升机ACSR技术逐渐发展成熟，S-92、UH-60M、EC225/EC725等机型上已正式装备了ACSR系统[4-6]，可使直升机关键部位处的振动水平降至0.05g以下，这是采用被动式减振措施所难以达到的。近几年来，美国Sikorsky直升机公司在其最新研发的高速直升机X2上，

5、为抑制高速飞行时严重非定常气动载荷所引起的强烈机体振动，将ACSR系统设置为该机必需装备[7]。国内对ACSR技术的研究起步于20世纪90年代，南京航空航天大学的顾仲权等人对ACSR涉及的各领域关键技术均进行了深入的研究[8-13]，包括大量的理论方法研究和模型试验研究。为将ACSR技术最终推向实用，为我国直升机型号服务，在中国直升机技术研究所的全力支持下，以前期研究成果为基础，利用某国产轻型直升机为验证机在国内首次进行了ACSR飞行试验。在本次飞行试验中，ACSR控制器采用具有在线识别功能的时域自适应控制算法，相比于国外普遍采用的频域算法，具有控制器参数更新快、跟踪受控对象动特性能力强的优点

6、；此外，专门研制了电磁惯性共振式作动器，具备功耗小、输出力大的特点；并自行开发研制了全套硬件系统，整套系统重量仅占全机重量的1.2%，远低于常规被动式减振系统的重量。本文详细给出了此次ACSR飞行试验的试验方法、试验步骤和试验系统组成，并通过对飞行试验结果的分析，总结评估了减振效果。1飞行试验方法控制律是ACSR技术实现的核心，如前所述，本次飞行试验采用的是具有在线识别功能的基于自适应滤波的时域自适应控制算法。该算法的原理框图如图1所示：图1基于自适应滤波的时域控制律原理框图图中，为外扰信号，也是参考信号，为主通道（从旋翼经机体结构到各减振点），为误差通道（从控制器输出电压、功放、作动器、机体

7、结构至各减振点），为要消除的振动（对本次飞行试验而言，为旋翼通过频率3Ω的垂向振动），为自适应滤波器。当自适应过程收敛时，是的最佳估计，自适应滤波器输出能最好地再现，此时误差信号最小。为了在线识别参数，本算法在控制器输出端叠加一个与外扰信号无关的随机噪声，同时作为自适应滤波器的输入，当自适应过程收敛时，滤波器可唯一收敛到。同理，当误差通道滤波器收敛时，并行环节滤波器将收敛到。需要指出的是，为便于说