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

2、30-66%之间，巡航速度状态下具有最佳的减振效率；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：

3、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（ActiveControlofStructureResponse,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

4、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

5、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，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

6、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；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

7、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

8、敛时，并行环节滤波器将收敛到。需要指出的是，为便于说