宋奎輝，陸 洋，曹慶哲

（1.南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院，江蘇南京 210016；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

引言

直升機振動問題嚴重，過高的振動水平不僅影響直升機駕乘人員的舒適性，還會降低機載設(shè)備的可靠性和機體結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。而旋翼是直升機機體振動的主要來源，因此從旋翼入手是解決直升機機體振動問題最為有效的途徑。

當(dāng)直升機處于前飛狀態(tài)時，槳葉上產(chǎn)生的交變氣動載荷在槳轂處匯集，只有頻率為(kN±1)Ω（k為正整數(shù)，N為槳葉片數(shù)，Ω為旋翼轉(zhuǎn)速）的擺振交變載荷（也稱面內(nèi)振動載荷）和頻率為kNΩ的揮舞交變載荷能夠傳遞到機體［1］，且以基階頻率成分為主。為抑制旋翼面內(nèi)振動載荷，S-76 和UH-60 等直升機采用了安裝在槳轂頂部的雙線擺吸振器［2］。盡管這種被動吸振裝置具有較高的減振效率，但也有著重量代價大、易磨損、壽命短等缺點。

隨著振動主動控制技術(shù)的發(fā)展，美國西科斯基直升機公司的Wilson 等于2007年首次提出了以旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器為核心的槳轂頂置振動抑制器（Hub-Mounted Vibration Suppressor，HMVS）概念［3］，用以替代傳統(tǒng)的雙線擺吸振器。與傳統(tǒng)振動主動控制技術(shù)中作動器只能沿直線往復(fù)驅(qū)動不同，該裝置通過位于旋翼旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)的兩個伺服電機分別獨立驅(qū)動兩個偏心質(zhì)量塊，通過離心力矢量合成，在旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)產(chǎn)生抵消擺振交變載荷所需要的主動力。自此，西科斯基公司開展了一系列理論、模型試驗及飛行試驗研究［4-8］，研究結(jié)果表明：HMVS 相比雙線擺吸振器具有更佳的減振效果，同時還具有體積小、重量輕、可跟蹤頻率變化等優(yōu)點。

作為一種高效的新型旋翼振動主動控制技術(shù)，國內(nèi)在這一領(lǐng)域的研究幾乎為空白。近年來，作者針對HMVS 系統(tǒng)開展了一系列研究，研制了旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器，搭建了旋翼槳轂振動模擬試驗平臺，并基于該平臺開展了旋翼振動主動控制試驗研究。

本文首先從HMVS 的工作原理出發(fā)，介紹了所研制的旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器原理樣機和伺服控制算法，并針對其開展了性能測試；之后基于旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器建立了一套旋轉(zhuǎn)系旋翼槳轂振動模擬試驗系統(tǒng)；最后結(jié)合頻域振動主動控制算法，開展了基于旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器的旋翼槳轂振動主動控制試驗驗證。

1 旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器

1.1 旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器工作原理及樣機

為實現(xiàn)旋翼槳轂面內(nèi)(N±1)Ω振動載荷的控制，旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器應(yīng)能在旋轉(zhuǎn)面內(nèi)產(chǎn)生可控制的諧波力。圖1所示為工作原理：一個旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器有兩個偏心質(zhì)量塊（M1和M2），一個質(zhì)量塊與一個電機配對。在未進行輸出力調(diào)節(jié)時，兩質(zhì)量塊在各自電機的驅(qū)動下，繞同一旋轉(zhuǎn)中心以相同角速度ω=(N-1)Ω（或ω=(N+1)Ω）同向旋轉(zhuǎn)，兩質(zhì)量塊產(chǎn)生的離心力將合成為作用力F。

圖1 旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器工作原理Fig.1 The working principle of rotating force generator

設(shè)質(zhì)量塊的偏心距為r，角速度為ω，兩質(zhì)量塊因旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的偏心力分力分別為F1和F2，二者合力為F，具體表示如下：

式中θ為合力F的方位角，φ為兩分力之間的夾角（0 ≤φ≤π）。由式（1）可知，通過改變兩質(zhì)量塊的轉(zhuǎn)速ω、相位（θ1，θ2）及相位差φ，即可達到控制旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器輸出力幅值F、頻率ω和相位θ的目的。

當(dāng)合力F實時跟蹤槳轂平面內(nèi)不平衡的振動載荷，與其幅值相等、相位相反時，即可達到抑制槳轂平面內(nèi)頻率為ω的振動載荷的目的。

圖2 為作者所研制旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器原理樣機的內(nèi)部結(jié)構(gòu)爆炸圖（左右兩側(cè)完全對稱），圖3 為實物照片。該旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器工作轉(zhuǎn)速范圍為250～2000 r/min。

圖2 旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器原理樣機內(nèi)部結(jié)構(gòu)爆炸圖（單側(cè)）Fig.2 Internal structure explosion diagram of principle prototype of rotating force generator（one side）

圖3 旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器原理樣機實物Fig.3 Principle prototype of rotating force generator

需要說明的是，一個旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器僅能對槳轂平面內(nèi)一個目標頻率振動載荷進行抑制。為方便起見，后文以(N-1)Ω為目標頻率進行研究。

1.2 旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器伺服控制算法

對于兩偏心質(zhì)量塊轉(zhuǎn)速ω、相位θ和相位差φ的控制，本質(zhì)上是對各電機轉(zhuǎn)速ω的控制。為保證旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器輸出力從一個穩(wěn)態(tài)過渡到另一穩(wěn)態(tài)過程中的平穩(wěn)性和準確性，需要基于轉(zhuǎn)速軌跡規(guī)劃方法對電機的轉(zhuǎn)速變化進行控制［9-10］。軌跡規(guī)劃算法建立在以下三個約束的基礎(chǔ)上：

（1）考慮后續(xù)主動控制算法對于延時的要求，旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器進行一次輸出力的調(diào)節(jié)所需時間為定值T；

（2）考慮輸出力只在調(diào)節(jié)過程中發(fā)生變化，而調(diào)節(jié)前后都處于穩(wěn)態(tài)，所以調(diào)節(jié)前后（t=0 和t=T時刻）電機角加速度為零（即和，其中為調(diào)節(jié)初始時刻角加速度，為調(diào)節(jié)結(jié)束時刻角加速度）；

（3）考慮后續(xù)振動主動控制算法對于旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器輸出力相位調(diào)節(jié)的要求，旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器在進行輸出力相位調(diào)節(jié)時，所進行的相位調(diào)節(jié)都是在上次的基礎(chǔ)上進行（即每次的相位調(diào)節(jié)量為Δθ=θf-θi，其中θf為軌跡規(guī)劃過程中，時間T內(nèi)，電機實際旋轉(zhuǎn)角度，θi為時間T內(nèi)，按調(diào)節(jié)前角速度所旋轉(zhuǎn)的角度）。

根據(jù)以上約束條件，可寫出如下約束方程：

式中ωi為調(diào)節(jié)初始時刻的電機轉(zhuǎn)速，ωf為調(diào)節(jié)結(jié)束時刻電機的轉(zhuǎn)速。根據(jù)約束方程的個數(shù)，可利用一個五次多項式來擬合角速度軌跡曲線：

將式（2）代入式（3），可得：

式中 Δω=ωf-ωi；a5為松弛變量，此處取1。

根據(jù)得到的多項式系數(shù)，即可計算旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器輸出力調(diào)節(jié)過程中每一時刻電機的角速度ω(t)，以此作為伺服電機的轉(zhuǎn)速控制指令。

2 旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器性能測試試驗

旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器作為HMVS 的核心部件，其性能直接影響振動主動控制的效果，因此需要分別針對旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器可控變量（輸出力的幅值、頻率和相位）的控制效果進行性能測試。

2.1 性能測試試驗方案

為開展旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器的性能測試，搭建如圖4所示的試驗系統(tǒng)。

圖4 旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器性能測試試驗系統(tǒng)Fig.4 The performance test system of rotating force generator

旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器通過底部鋼板沿徑向方向與測力傳感器連接，測力傳感器則安裝于固定底座上，用于測量Fy，F(xiàn)z兩個方向的輸出力。試驗中傳感器信號的采集使用NI 數(shù)據(jù)采集卡，采樣率設(shè)置為2000 Hz，控制器采用數(shù)字信號處理器，控制指令的發(fā)送和傳感器信號的記錄均通過上位機完成。

2.2 性能測試試驗結(jié)果與分析

性能測試試驗中，輸出力的調(diào)節(jié)時間T=0.5 s，分別測試輸出力幅值、頻率和相位單獨調(diào)節(jié)的性能。

（1）輸出力幅值控制試驗。試驗中固定輸出力的頻率為ω=300 r/min(5 Hz)，相位調(diào)節(jié)量為Δθ=0°，幅值從F=0 以步長ΔF=1 N 逐次增加到F=10 N。試驗結(jié)果如圖5所示，幅值調(diào)節(jié)按預(yù)期逐次增加，調(diào)節(jié)前后頻率和相位差基本不變，表明輸出力幅值調(diào)節(jié)符合預(yù)期。

圖5 輸出力幅值控制試驗結(jié)果Fig.5 Test results of amplitude control of output force

（2）輸出力頻率控制試驗。試驗中固定輸出力的幅值為F=5 N，相位調(diào)節(jié)量為Δθ=0°，頻率從ω=250 r/min(4.167 Hz)以步長20 r/min(0.333 Hz)增至ω=350 r/min(5.833 Hz)。

試驗結(jié)果如圖6 和表1所示?？梢娫谡{(diào)節(jié)過程中，幅值始終保持在5 N，且輸出力頻率實際值與期望值吻合良好。

圖6 輸出力頻率調(diào)節(jié)過程Fig.6 Time trace of the frequency adjust of force

表1 輸出力頻率調(diào)節(jié)期望值與實際值Tab.1 Desired and actual value of frequency adjust

（3）輸出力相位控制試驗。試驗中固定輸出力的頻率為ω=300 r/min(5 Hz)，幅值為F=5 N，分別測試不同相位調(diào)節(jié)量Δθ情況下的輸出力。圖7給出了Δθ=90°相位調(diào)節(jié)的結(jié)果。從圖中可以看出，調(diào)節(jié)過程平穩(wěn)，無明顯超調(diào)，且結(jié)果準確，表2 為其他相位調(diào)節(jié)量下的試驗結(jié)果，可見相位調(diào)節(jié)實際值與期望值吻合良好，相位調(diào)節(jié)誤差基本維持在±1.5°范圍內(nèi)。

圖7 輸出力相位控制試驗結(jié)果Fig.7 Test results of phase control of output force

表2 輸出力相位調(diào)節(jié)期望值與實際值/（°）Tab.2 Desired and actual value of phase adjust/（°）

3 振動主動控制試驗方案

為進行旋翼槳轂振動主動控制試驗驗證，可利用兩臺旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器，其中一臺旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器作為激勵器，模擬產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)系下槳轂平面內(nèi)(N-1)Ω頻率的振動；另一臺則作為主動作動器，抑制槳轂平面內(nèi)(N-1)Ω頻率的振動。

3.1 振動主動控制試驗臺

（1）試驗臺振動邊界條件的模擬。為模擬前飛狀態(tài)下旋翼槳轂平面內(nèi)的振動邊界條件，試驗臺需能在水平面內(nèi)發(fā)生位移，并提供一定的回復(fù)力，因此采用如圖8所示疊層正交布置導(dǎo)軌構(gòu)成的二自由度機構(gòu)。機構(gòu)分為上下兩層，下層由與地面固定的鋁型材、固定于鋁型材上的兩根導(dǎo)軌和與導(dǎo)軌配合的4 個直線軸承構(gòu)成，使得下層的直線軸承只能在X軸單個自由度上移動。上層以下層的4 個軸承為基礎(chǔ)，在與下層導(dǎo)軌呈正交的Y軸方向上，布置兩根導(dǎo)軌和4 個直線軸承，因此上層的直線軸承具有XY平面內(nèi)運動的自由度。在每一層軸承運動的方向上，均布置有一對彈簧，用以維持試驗臺的平衡位置。為限制試驗臺的振幅，在導(dǎo)軌上布置有止推環(huán)，為防止臺體的硬性沖擊，使用橡膠環(huán)作為緩沖。

圖8 二自由度運動機構(gòu)原理圖Fig.8 2-DOF motion mechanism

（2）試驗臺旋轉(zhuǎn)狀態(tài)的模擬。為提供試驗臺旋轉(zhuǎn)的動力，采用如圖9所示的傳動方式。軸承固定底座與上層的4 個直線軸承固定，電機固定底座與驅(qū)動電機底部相連，并通過支承型材與軸承固定底座下表面固定，位于底部的電機則通過傳動軸驅(qū)動旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器固定底座旋轉(zhuǎn)。

圖9 試驗臺傳動系統(tǒng)示意圖Fig.9 Schematic diagram of transmission system of test bench

（3）旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器的布置。如圖10所示，兩臺旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器沿軸向方向重疊，通過外部的鋁框固定于旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器固定底座上。參考槳轂的空間布局，主動作動器只能安裝于槳轂頂部，因此確定1#旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器作為主動作動器，2#旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器作為激勵器。

圖10 振動主動控制試驗臺現(xiàn)場布置Fig.10 The distribution of active vibration control test bench

（4）加速度傳感器的布置。為分析試驗過程中，旋轉(zhuǎn)系和固定系振動的變化規(guī)律，如圖10所示，在旋轉(zhuǎn)系的鋁框外殼上布置一個單軸加速度傳感器，用于測量旋轉(zhuǎn)系水平面的振動；在固定系兩正交方向上分別布置一個單軸加速度傳感器，用于測量固定系下的面內(nèi)振動水平。

3.2 試驗系統(tǒng)

試驗系統(tǒng)的總體框圖和現(xiàn)場布置分別如圖11和12所示，整個試驗系統(tǒng)分為數(shù)據(jù)采集、振動抑制和振動激勵三部分。上位機控制的2#旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器作為激勵器，在旋轉(zhuǎn)面內(nèi)產(chǎn)生不平衡力；位于旋轉(zhuǎn)系的加速度傳感器采集振動響應(yīng)，經(jīng)信號調(diào)理器濾波和電壓偏置模塊后進入DSP；DSP 根據(jù)主動控制律計算實時的輸出，并控制作為主動作動器的1#旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器進行輸出力的調(diào)節(jié)，實現(xiàn)旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)不平衡載荷的抵消，從而實現(xiàn)振動的控制；位于固定系下的加速度傳感器始終監(jiān)測試驗臺振動的變化。表3給出了試驗中主要儀器的型號和配置參數(shù)。

圖11 試驗系統(tǒng)總體框圖Fig.11 Block diagram of test system

圖12 試驗系統(tǒng)現(xiàn)場布置Fig.12 The distribution of test system

表3 主要儀器的型號及配置參數(shù)Tab.3 Data of the main instruments

3.3 振動主動控制算法

試驗中所采用的振動主動控制算法為全局頻域反饋自適應(yīng)算法［11-14］?？刂屏颗c響應(yīng)之間的關(guān)系，可以寫成如下全局模型：

式中zi為有控時的復(fù)響應(yīng)幅，z0i為無控時的復(fù)響應(yīng)幅，θ i為控制輸出量，即給旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器的控制量，T為控制通道頻響矩陣，i代表頻域算法中的第i段數(shù)據(jù)（迭代次數(shù)）。將參數(shù)寫成向量形式：

分別對控制響應(yīng)、輸出幅值和輸出變化率進行約束，得到如下二次性能誤差函數(shù)：

式中Wz為限制響應(yīng)的幅值，Wθ為限制控制輸出的幅值，WΔθ為限制控制輸出的變化率。對目標函數(shù)進行求導(dǎo)，當(dāng)Ji取最小值時，即可得到此時的最優(yōu)控制輸出θi為：

式中T′i為頻響矩陣Ti和無控響應(yīng)z0i組成的向量，μ為收斂系數(shù)對角矩陣，主要影響收斂速率，Φi為輸出向量θi與單位矩陣組成的矩陣。使用頻響矩陣迭代值替代最優(yōu)控制輸出中的T，即可得最優(yōu)控制輸出的迭代值，即每次給1#旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器的控制指令。

4 振動主動控制試驗結(jié)果與分析

當(dāng)直升機前飛時，槳轂平面內(nèi)與旋翼旋向相同且頻率為(kN-1)Ω的振動傳遞到機身后，會導(dǎo)致旋向相同且頻率為kNΩ的振動，這是旋轉(zhuǎn)坐標系的振動疊加旋翼轉(zhuǎn)速后的結(jié)果。因此，在遵守槳轂振動傳遞具有疊加性這一規(guī)律的前提下，將試驗臺驅(qū)動電機的轉(zhuǎn)速設(shè)定為90 r/min（1.5 Hz），將作為激勵器的旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器轉(zhuǎn)速設(shè)定為300 r/min（5 Hz），且輸出力的旋轉(zhuǎn)方向與試驗臺驅(qū)動電機相同。根據(jù)疊加原理，固定系下的振動頻率此時應(yīng)為6.5 Hz。

4.1 振動主動控制效果試驗

首先為測試旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器對于槳轂面內(nèi)振動的控制效果，針對有控和無控狀態(tài)進行了對比試驗。試驗分別記錄了激勵器在給定不同輸出力狀態(tài)下，開啟和關(guān)閉主動控制過程中試驗臺各測點的加速度響應(yīng)。

圖13 為激勵器在維持輸出力8 N 狀態(tài)下的加速度響應(yīng)時間歷程，20 s 時，作為主動作動器的旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器開始進行主動控制，且10 s 內(nèi)振動迅速衰減，并維持穩(wěn)定直到關(guān)閉主動控制。旋轉(zhuǎn)系下的加速度信號較固定系高頻成分更多，是因為旋轉(zhuǎn)系振動情況更復(fù)雜。

圖13 有控與無控狀態(tài)加速度響應(yīng)對比結(jié)果Fig.13 The comparison of acceleration response between controlled and uncontrolled state

對不同測點控制前后的加速度響應(yīng)進行頻譜分析，提取旋轉(zhuǎn)坐標系下5 Hz 和固定坐標系6.5 Hz 譜線的幅值，得到如圖14所示在激勵器不同輸出力幅值情況下，控制前后各測點目標頻率加速度幅值的對比圖。從圖中可以看出，幅值8 N 情況下，旋轉(zhuǎn)系加速度幅值下降90%，1#和2#測點分別下降77%和81%；幅值6 N 情況下，旋轉(zhuǎn)系下降85%，1#和2#測點分別下降70%和73%。旋轉(zhuǎn)系振動水平下降的同時，固定系也下降，且有控狀態(tài)下的加速度幅值顯著低于無控狀態(tài)，說明控制效果顯著。

圖14 控制前后加速度幅值對比Fig.14 Comparison of acceleration amplitude before and after control

4.2 自適應(yīng)控制試驗

一般而言，直升機旋翼轉(zhuǎn)速為定值，因此暫不考察旋翼轉(zhuǎn)速的變化對控制效果的影響，而主要關(guān)注旋翼槳轂平面內(nèi)振動幅值和相位變化情況下控制系統(tǒng)的自適應(yīng)效果。

（1）振動幅值變化控制試驗。試驗開始時，激勵器維持2 N 的輸出力不變，在作為主動作動器的旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器控制下，控制已收斂，振動水平已降至最低，15 s 時刻，改變激勵器輸出力的幅值。記錄加速度變化的歷程，并使用激勵器輸出力10 N時采集的加速度幅值對結(jié)果進行無量綱化，得到如圖15所示激勵器不同輸出力變化幅值情況下的振動水平變化歷程。由試驗結(jié)果可知，試驗開始時，振動水平基本維持在20%附近，當(dāng)激勵器幅值改變后，振動水平先出現(xiàn)不同程度的上升，隨后都在10 s 內(nèi)再次回到變化前的水平并維持穩(wěn)定，因此算法具有良好的適應(yīng)性。其中固定系1#測點的振動水平較2#測點上升較多，結(jié)合前述有控與無控各測點加速度幅值的結(jié)果進行分析，應(yīng)該是試驗臺安裝及自身特性導(dǎo)致在兩正交方向上對振動的階躍響應(yīng)超調(diào)量不一，使得振動變化過程中，1#測點的振動水平超調(diào)量比2#測點大，而穩(wěn)態(tài)時1#測點的加速度幅值卻比2#低。

圖15 振動幅值變化前后振動水平變化歷程Fig.15 The time trace of vibration level before and after excitation amplitude changes

（2）振動相位變化控制試驗。試驗過程中，激勵器維持輸出力5 N 不變，控制收斂后，在15 s 時刻，改變激勵器輸出力的相位。圖16 給出了不同相位變化情況下的試驗結(jié)果，激勵器輸出力相位改變后，振動水平都出現(xiàn)了不同水平的上升，隨后立刻開始下降，并都在15 s 內(nèi)回到原來的水平并保持穩(wěn)定，說明算法對相位的改變具有良好的適應(yīng)性。而且，當(dāng)相位調(diào)節(jié)量較小時，振動水平的變化并不明顯。

圖16 振動相位變化前后振動水平變化歷程Fig.16 The time trace of vibration level before and after excitation phase changes

（3）振動幅值+相位變化控制試驗。初始時刻激勵器輸出力維持在2 N，控制收斂后，在15 s時刻，同時改變輸出力的幅值和相位。試驗結(jié)果如圖17所示，激勵器輸出力發(fā)生變化后，振動水平先分別出現(xiàn)不同程度的上升，隨后都在15 s 內(nèi)回到此前振動水平并維持穩(wěn)定，說明了算法對于輸出力幅值和相位的改變?nèi)匀痪哂辛己玫倪m應(yīng)性。

圖17 振動幅值+相位變化前后振動水平變化歷程Fig.17 The time trace of vibration level before and after excitation amplitude and phase change

結(jié)合前述的試驗結(jié)果，可知影響旋翼槳轂振動主動控制效果的主要因素有：①外擾變化量。外擾變化量越多，重新恢復(fù)到收斂狀態(tài)的時間越長。②外擾變化的組合形式。單一外擾變化所需收斂時間低于多外擾組合的收斂時間。③主動控制算法的性能。

5 結(jié)論

本文基于所研制的旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器原理樣機，搭建了旋翼槳轂振動模擬試驗系統(tǒng)，開展了基于旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器的旋翼槳轂振動主動控制試驗。主要結(jié)論如下：

（1）旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器原理樣機及匹配的轉(zhuǎn)速軌跡規(guī)劃算法，能夠準確地實現(xiàn)輸出力幅值、頻率和相位調(diào)節(jié)，可用于旋翼槳轂振動主動控制；

（2）所搭建的旋翼槳轂振動模擬系統(tǒng)，可以有效模擬直升機前飛狀態(tài)下旋翼槳轂平面內(nèi)的振動邊界條件；

（3）各狀態(tài)振動主動控制的試驗結(jié)果表明，基于旋轉(zhuǎn)力發(fā)生器的旋翼槳轂振動主動控制，能夠有效抑制槳轂平面內(nèi)的振動向機體的傳遞，試驗中旋轉(zhuǎn)系下振動水平可減少85%，固定系下振動水平可減小70%，且對于振動幅值、相位的改變能實現(xiàn)快速跟蹤，具有良好的自適應(yīng)性。