文摘

本文的目的是评估的能力控制器的基础上,结合驱动襟翼和变刚度装置减轻直升机主旋翼振动负荷中心。后缘襟翼是位于转子叶尖区域,而变刚度装置位于球场链接和叶根。控制律得到了一个最优控制过程是基于最好的控制效果和控制之间的平衡工作,满足的约束下转子叶片气动弹性响应方程的定标。数值调查问题的分析性能和鲁棒性的控制技术的发展,通过应用四叶直升机旋翼在水平飞行。识别最有效的控制的配置也是未遂。

1。介绍

这项工作涉及的分析控制系统来减轻直升机振动负荷中心。事实上,旋转,平移运动结合循环螺距控制和由此产生的复杂的气动环境直升机旋翼叶片运行(后流入、动态失速和逆流的影响)导致叶片周期性变形和振动载荷的传播中心,因此机身。反过来,机身振动产生声波扰动的小屋内可能引起不适和疲劳寿命的结构产生重大影响(因此在维护成本)。此外,这些功能产生负面影响的仪器上,也使他们的阅读困难。所有这些都解释了为什么抑制/减轻振动中心负载是一个至关重要的和最具挑战性的目标在直升机设计和受到更多的关注了旋翼机人员在过去的十年。

几种方法减少振动中心加载已经详细调查在最近的过去(1- - - - - -10]。特别是,两种类型的控制系统被认为是:个人叶片控制(IBC),分别控制每一个叶片,和更高的谐波控制(HHC),同时作用于所有下面的叶片通过执行机构安装挡板。这些系统在减少振动的好处已经广泛分析,IBC方法被证明是更有效的比希尔顿酒店,反过来,提出了优势的技术简单。此外,IBC能够执行任何革命的多个频率,而该病提供了一组有限的控制旋转坐标系中的多个频率,在不旋转的工作通过驱动组件(6,11,12]。

从这些考虑,在这工作个体叶片控制被认为是减少振动。它是基于变刚度的组合使用设备(13)和后缘襟翼。特别是变刚度装置都认为是嵌入在叶根修改抗弯刚度和球场链接修改叶片的扭转动力学。这些设备,智能弹簧(13),是基于自适应材料提供刚度变化要求非常低的驱动力量(见[13,14]详情)。

草图的叶片包容这些控制设备在图给出1。具体地说,调查的目的是评估的有效性和鲁棒性的控制技术。环刚度变化的法律和襟翼偏转是通过一个基于成本的最小化的最优控制功能包括中心加载和控制输入谐波,兼容方程的约束下叶片空气弹性管理。

叶片气动弹性模型导出了耦合结构动力学方程,非定常气动载荷。叶片结构动力学是通过描述非线性flap-lag-torsion霍奇斯提出的运动方程和道15]。这些射线模型和相关有效直,纤细,均质,各向同性,不均匀,扭曲的叶片进行适度的变形量。类似于几个转子预测直升机行业常用的工具,通过准稳定的空气动力载荷模拟,截面气动模型包括皮瓣效果,与向下运动后流入修正三维分析或数值计算,获得自由尾迹,边界元法(BEM)潜在不稳定流动的工具16]。最终空气弹性变形的方程是通过伽辽金方法,解决了谐波平衡方法的评估周期反应(17]。振动中心负载评估集成的惯性和气动载荷分布在每个叶片。

数值调查研究的有效性和鲁棒性控制技术基于几个后缘襟翼和变刚度的组合设备,考虑到振动产生四叶转子在中心加载水平向前飞行。这项研究将试图确定最有效的控制策略。

2。叶片结构动力学模型

的起点确定最优控制叶片皮瓣和变刚度装置的驱动是直升机旋翼的气动弹性模型的定义:它是必要的控制律的合成过程和验证控制器的性能。

叶片结构动力学方程是基于非线性弯曲扭转制定了霍奇斯和道15),直接有效,纤细,均匀,各向同性,不均匀,扭曲的叶片,进行适度的位移。事实上,二阶项保留后的方程应用滴三阶项的排序方案(关于弯坡)不会导致阻尼。为一个旋转hub-centered正交坐标系的设在与未变形的弹性轴和保持一致设在平行的平面旋转,叶片动力学是由以下integropartial微分方程在弹性轴位移和截面扭转(图2): 紧张的,的话,是 和表示推导对无因次顺翼展方向的坐标。的惯性力的分布,惯性的时刻,气动载荷,的,功能叶片部分自由度。在上面的方程中,无量纲长度与刀刃半径,,而无量纲时间恰逢叶片方位位置。弯曲方程(1)和(2)已经得到部门的参数,而扭转方程(3)参数是分工的结果,和表示引用叶片质量单位长度和叶片角速度,分别。此外,和是无量纲皮瓣和领先-落后抗弯刚度,,是无量纲扭转刚度,是无量纲质量截面回转半径,是叶片截面之间的比例的平方极地回转半径和质量叶片截面回转半径,而节距角和吗拉伸抵消(见[15对于细节和表1在扩展因素)进行了总结。

的影响的控制驱动后缘襟翼和变刚度装置位于叶片根和球场链接包含在(1)- (3)。特别是,角表示襟翼偏转影响空气动力学和惯性负载在这些叶片部分存在。音高的影响链接变刚度装置模拟时变扭力弹簧,在距铰链的位置,(见(3))。嵌入式智能弹簧致力于改变抗弯刚度位于叶根地区,模拟假设,他们的影响和,和表示基线抗弯刚度,和由统一的变化,代表亥维赛阶跃函数。

3所示。叶片的空气动力学模型

如上所述,在叶片的气动载荷进行了分析通过使用一个准恒定截面模型,与向下运动影响后流入(主要考虑三维效果由于落后螺旋桨)发布的漩涡。它是基于Theodorsen [18和格林伯格19)理论,非常低的频率分析的假设下,电梯缺乏函数是常数和等于1。

具体来说,表示由和弹性轴的分量速度沿轴节(弦向的,是正常的和弦,向上)和部分角速度正交剖面,分布式的升降是由(18,19] noncirculatory升力,循环提升,分别是, 而分布式的气动力矩弦点读(18,19] 在上面的方程中,是空气密度,是桨叶截面semichord长度,是后缘襟翼弦,是电梯缺乏函数表示频率降低,是Theodorsen系数(见[18]详情)。接下来,介绍拖动部分力量: 在哪里是形状阻力系数。然后,对于,分布式负载迫使叶片滞后和拍打阅读(见,例如,20.]) 注意,速度分量,和的结果,结合刚性叶片运动和弹性变形(因此是功能),但也包括流入速度的影响引起的转子。这里,之后流入转子磁盘上也获得分析(21或由一个三维的数值,自由尾迹,本非定常势流计算工具(16]。

4所示。叶片气动弹性模型

结合(1)- (3)与空气动力负载收益率转子气动弹性模型来解决。方程的空间集成执行通过伽辽金方法,基于弹性变形的描述作为一个合适的线性无关的形状函数的线性组合满足齐次边界条件对应于结构约束(例如,无铰刀片他们选为悬臂梁的弯曲自然模式)。由此产生的气动弹性系统由一组非线性常微分方程的类型 在哪里表示向量Lagrangean坐标的叶片,而,,是用于质量、阻尼和刚度矩阵结构代表的线性结构。收集在非线性结构的贡献收集,而广义气动力。注意控制变量,,,,,主要影响广义气动力和刚度矩阵。最后,确定气动弹性响应通过谐波平衡方法。它包括以下几点:(i)表达lh和RHS (10)的傅里叶级数;(2)将生成的系数;和(3)解决相应的代数方程组的未知的傅里叶系数Lagrangean坐标的问题。注意,由于非线性的存在条件,谐波平衡解决方案需要一个迭代的过程(17]。

一旦确定稳态周期叶片变形,中心负载评估通过集成惯性,沿着叶片气动负荷跨度,结合从每个叶片的贡献。

5。最优控制律的识别

后一种方法已经使用在过去其他作者所面临问题的直升机振动控制(1,22- - - - - -24),不同的最优控制规律确定本文最小化以下性能指标: 在哪里是向量收集控制输入振幅待定(结合谐波襟翼偏转,链接,和叶根抗弯刚度,在我们的例子中)和是向量的数量减少(中心负载谐波,在这个问题上),在吗和权重矩阵的定义,以获得最佳的控制效果和控制之间的平衡的努力。因为本质上用于问题的本质,这种控制方法只涉及谐波输入和输出变量,没有关于瞬变的进化。在目前的问题,对于一个有叶片的转子,由输出向量。正弦和余弦谐波部队和时刻的中心,而控制输入的正弦和余弦谐波(i)襟翼偏转,(2)沥青连接刚度,,(iii)叶根智能弹簧刚度变量,和有效的控制。

类似于标准的优化等方面控制方法(现在的方法可能被解释为应用程序的自然延伸的稳态周期行为的控制系统由非线性周期系数微分方程),最小化代价函数的约束下获得满意的控制系统的控制方程。这种限制不是直接由(10),而是由以下给出线性关系(参考输入状态,)之间的控制输入,系统响应,: 在哪里(雅可比矩阵)的传递矩阵,可以获得数值解(10)。注意,转子气动弹性响应的非线性行为意味着传递矩阵不是常数而是,相反,是一个函数的参考输入状态,。然后,结合(11)和(12),由此产生的成本函数最小化产量最优控制输入如下: 的增益矩阵是在哪里 与 方程(13)必须使用递归的方式:从控制输出的增益矩阵是一个闭环控制过程中实现的,在每一个控制步骤,测量振动中心负载和相应的控制输入作为一个反馈更新控制律;每个控制步骤之间的时间间隔应该是足够长的时间来允许直升机到达稳态周期状态对应于更新的控制(22]。最优控制器法律更新,直到收敛。另外,半活性开环控制,输入可以推导出以下(nonrecursive)的版本(13): 在哪里通过评估在(增益调度方法)。

在最近的过去,这multiharmonic最优控制器已成功应用的作者问题叶片涡流交互的减轻噪音、振动中心大量的直升机和tiltrotors,车内噪声的螺旋桨飞机和tiltrotors(见,例如,25- - - - - -27])。

6。数值结果

上面给出的控制方法应用于减轻振动中心加载水平飞行期间产生的bo - 105像四叶主旋翼。这个转子的半径= 4.93米,叶片有恒定的和弦,= 0.395 m,线性扭转角等于;此外,弯曲和扭转刚度无量纲(以及截面回转半径和质量单位长度质量)被认为是均匀分布在叶片寿命,分别等于,,(见[23),为进一步的细节)。飞行的配置与推进率相关的检查,调整音高控制叶片转速= 40 rad / s。叶片后缘襟翼驱动控制程序的和弦,跨70%,中部位于叶片跨度的位置。

在第一步的分析,控制矩阵,和,被认为是收益最好的中心负荷减少,需要最大的限制下襟翼偏转、最大振幅的皮瓣和领先-落后抗弯刚度等于循环变化的和分别和最大振幅的刚度变化等于螺距链接的(介绍了约束考虑操作的局限性,不可避免地出现在实际实现的控制器)。

具体地说,基于后流入考虑气动弹性转子模型由德雷斯(21),最优权重矩阵和相应的控制变量循环进化已经决定使用一个本地控制器方法,转移矩阵(12)由先验分析近似基于最小二乘法程序(10]。事实上,这种方法允许一个搜索的最优控制律几乎一样快,可实现使用全局控制器(即。,considering a constant transfer matrix) and much faster than the local controller ones based on the numerical evaluation of the transfer matrix at each step of the control process. Note that the application of a local controller is needed because of the presence of the trailing-edge flap deflection among the control variables: indeed, due to the presence of significant nonlinearities, the elements of the transfer matrix related to the flap action are those more dependent on the control variables state about which they are evaluated.

首先,为了验证控制器识别,控制律应用于开环模式(见部分5)减轻振动中心加载相同的转子气动弹性模型用于预测的controller-synthesis阶段。特别是,图3比较基准振动中心加载(即。,out any control actuation) with those resulting from the application of the controller acting through different combinations of the control variables considered in this work (namely, flap deflections, and stiffness variations of lead-lag and flap smart springs (ss) and pitch link (pl)). Figure4描述了襟翼偏转控制程序中使用时间记录申请结果图3,而数据5- - - - - -7显示相应的抗弯刚度和沥青连接刚度的变化在一个刀片革命(这一分析。谐波的控制变量被认为是在这些是最有效的四叶转子控制)。值得注意的是,图4显示了一个突然向上偏转挡板的方位位置。这减少了高攻角发生在撤退,由于叶片运动学和音调控制,因此倾向于提供一个更统一的方位叶片载荷分布。相反,大大减少了沥青连接刚度的推进(见图7):这可能是由于相关传输函数之间的相位滞后皮瓣和向中心链接驱动负载,这意味着他们的驱动之间的相位滞后追求相同的减振的目的。

似乎所有的控制方法应用振动载荷的收益率显著减轻;然而,最有效的策略是基于循环的结合使用后缘襟翼变位和叶根通过智能弹簧刚度的变化。此外,基于这样的组合需要降低的控制律控制变量努力的其他技术(见图4- - - - - -7)。唯一的结果给出了应用沥青连接刚度变化没有包含在,至少对于刚度范围,被认为是在这个工作,它不会产生振动负荷大幅减少。

然后,控制律的鲁棒性分析通过升级使用的气动弹性模型验证阶段,对用于控制合成。具体来说,历史的循环控制变量应用于转子气动弹性模型,使用一个更现实的后流入基于BEM自由尾迹空气动力学解算器(16]。在这种情况下,控制技术的有效性显著变化。这是证明了图8显示控制器的效率低下,甚至对于一些负载,提高了振动水平。事实上,关于模型基于德雷斯后流入,流入之后的应用程序基于自由尾迹解算器引入了更高频率的气动载荷,因此大幅修改旋转坐标系中的谐波负载,因此振动中心加载(注意,基线振动中心负荷图8明显高于那些在图吗3)。因此,循环控制被简单的气动弹性模型可能会不合适。开环控制的数字合成法可以提供控制策略实际应用产生不满意的性能。可以缓解这个问题,但不是完全消除,通过改善的准确性数值工具中使用的控制合成阶段。接下来,我们检查一个策略来解决这个问题,包括一个反馈过程皮瓣驱动的定义和分析的好处使用更精确的模拟控制识别过程。特别是,离开驱动法律关于智能弹簧在叶根和球场链接发现了简单的气动弹性模型不变,(13)是递归地应用于确定襟翼偏转,最小化给定的性能指标(反馈)振动中心加载(注意,如果刚度控制变量也更新在反馈控制的过程,这个过程并不倾向于融合的解决方案)。

图9显示了振动中心加载对应不同的控制策略研究,与应用程序的反馈过程皮瓣驱动法。百分比变化对基线值表进行了总结2。在这种情况下,结果是很满意的,虽然目前还不清楚如果将皮瓣与根聪明的春天是很有用的,而不是控制和唯一的后缘襟翼。更清晰的回答这样的问题来自图10和表3。他们提出减轻中心加载使用皮瓣的反馈过程驱动和控制矩阵和在(13)和环刚度变化与空气弹性变形的仿真基于后流入由本规定(不失真)后解决。改善空气弹性变形的解算器应用于控制律识别精度产生一个更好的性能的检查控制程序。然而,在这种情况下,由于环刚度的增加可靠性驱动法,结合使用皮瓣和叶根智能春天似乎是最有效的控制程序。

相对应的循环皮瓣变位控制中心负荷图10描绘在图11,谐波含量如图12。不同于基于德雷斯后流入控制律模型,在这里,襟翼偏转在方位位置显示突然减少和所有的组合驱动设备。这种差异可能是由于更现实后流入模型认为,产生一个高度非均匀后流入分布在转子圆盘。然而,这些结果证实2 /牧师的重要性。4 /牧师襟翼运动。减轻振动负荷(11),虽然高频贡献似乎不可以忽略不计。

数据13和14描述循环叶根抗弯刚度的变化确定prescribed-wake流入空气弹性变形的模型和对应中心负荷图10。值得注意的是,图13显示一个相移的皮瓣抗弯刚度时,聪明的春天与其他控制设备结合使用,而不是出现在领先-落后抗弯刚度变化(见图14)。这种行为可能是由于相移之间的转移函数相关中心加载不同的控制变量(注意,例如,电梯变化由于襟翼偏转产生in-quadrature拍打动作,而阻力变化几乎是与领先-落后阶段叶片变形)。

7所示。结论

几个最优控制策略的有效性,旨在减轻振动加载在直升机旋翼中心检查。这些策略是后缘襟翼的结合应用的结果和变刚度装置在叶根和链接。此外,控制器性能的敏感性空气弹性变形的控制律识别过程中转子模型考虑被评估(鲁棒性分析对保真度的控制合成旋翼气动弹性模型)。取得了令人满意的负荷削减的开环控制驱动应用于气动弹性响应相同的转子模型用于预测的控制律标识(具体来说,低保真气动弹性模型考虑分析后流入)。然而,应用程序相同的循环驱动法的气动弹性响应转子模型基于预测的后流入一个空气动力自由尾迹解算器提供了负载减轻不满意。为了获得显著振动负荷减少,反馈过程已经包含在控制过程。特别是,控制矩阵通过低保真模型递归地应用更新皮瓣驱动法,利用现有的知识中心加载(开环变刚度驱动法律维护)。取得了更好的控制性能提高空气弹性变形的识别装置的准确性,尤其是贡献的变刚度半活性驱动的设备。这一分析表明,联合使用皮瓣和叶根聪明变刚度弹簧控制策略的收益率最高水平的中心负荷减轻,至少对控制变量的偏差范围。未来的工作建议的观察获得的初步结果应用活动音高的链接:为了更好的开发球场的链路控制潜力,一个专门的数值调查旨在确定合适的基线值和偏差范围建议其刚度。 To conclude, the combined application of smart devices and trailing-edge flap provides promising results, which would deserve further investigations to confirm their effectiveness and feasibility of actuation.

命名法

:	部分semichord长度
:	部分和弦
:	后缘襟翼弦
:	后缘襟翼跨度
:	空气密度
:	形状阻力系数
:	提升缺乏功能
:	部分拖
:	部分取消
:	部分noncirculatory电梯
:	部分循环提升
:	Theodorsen的空气动力系数
:	桨叶截面速度分量
:	无因次拉伸抵消
:	无因次广义气动力的向量
:	无因次向量的非线性结构性力量
:	单位长度上的空气动力
:	单位长度上的空气动力俯仰力矩
:	叶片单位长度上的质量
:	质量、阻尼和刚度矩阵
:	无因次单位长度上的惯性力
:	无因次单位长度的惯性力矩
:	性能指标
:	向量的广义坐标
:	转子半径
:	无因次压力
:	传递矩阵
:	矢量控制的变量
:	无量纲位移的弹性轴
:	权重矩阵
:	无量纲叶片跨度协调
:	向量负载谐波的中心
:	后缘襟翼偏转
:	节距角
:	无量纲皮瓣抗弯刚度
:	无因次领先-落后抗弯刚度
:	无量纲的扭转刚度
:	无量纲质量的回转半径
:	弹性扭转变形
:	桨叶截面角速度
:	叶片角速度。

利益冲突

作者宣称没有利益冲突有关的出版。