陳 鈺,宗 群,張秀云,竇立謙

(天津大學(xué) 電氣自動(dòng)化與信息工程學(xué)院,天津 300072)

直升機(jī)升降對(duì)于場(chǎng)地要求較小,同時(shí)其特有的旋翼結(jié)構(gòu)可以使其完成空中懸停、貼地飛行、向后飛行等高難度機(jī)動(dòng)動(dòng)作。另外,直升機(jī)還擁有重型貨物運(yùn)輸能力。這些特點(diǎn)使得直升機(jī)在地質(zhì)勘探、水電建設(shè)、交通管理、搶險(xiǎn)救災(zāi)等任務(wù)上能夠發(fā)揮重大作用[1]。然而,其旋翼結(jié)構(gòu)在提供升力和機(jī)動(dòng)性的同時(shí),也是機(jī)身振動(dòng)的重要來源,所以,進(jìn)行旋翼振動(dòng)控制方法的的研究至關(guān)重要。

直升機(jī)在工作過程中,旋翼旋轉(zhuǎn)和機(jī)身前飛的組合運(yùn)動(dòng)會(huì)使槳葉在不同方位角、不同展向位置的馬赫數(shù)差異很大,槳葉在不同方位角受到后行槳葉失速、動(dòng)態(tài)失速、槳渦干擾和超臨界流等因素的影響,如圖1所示。復(fù)雜非對(duì)稱的氣流環(huán)境和具有氣動(dòng)翼型剖面的細(xì)長(zhǎng)旋翼結(jié)構(gòu)相互耦合[2],在槳葉上引起交變的氣動(dòng)載荷[3],載荷沿柔性槳葉從槳根連接處匯集到槳轂處,經(jīng)過槳轂的過濾后傳遞到直升機(jī)機(jī)身,引發(fā)機(jī)身振動(dòng)[4]。振動(dòng)會(huì)對(duì)機(jī)艙人員的判斷能力、理解能力和個(gè)人健康等造成不良影響[5],另外,長(zhǎng)期的交變載荷會(huì)加速機(jī)艙齒輪箱、傳動(dòng)機(jī)構(gòu)、發(fā)動(dòng)機(jī)等重要零部件磨損,嚴(yán)重時(shí)還會(huì)導(dǎo)致機(jī)身的結(jié)構(gòu)疲勞等[6]。因此,振動(dòng)控制已成為新一代直升機(jī)設(shè)計(jì)的重點(diǎn)關(guān)注領(lǐng)域。

圖1 直升機(jī)流場(chǎng)重要特征示意圖[2]

由于振動(dòng)問題的重要性,相關(guān)領(lǐng)域已有大量研究成果。早期的減振方法多為被動(dòng)減振,常見采用吸隔器、減振材料[7]或氣動(dòng)剪裁等方式,在直升機(jī)產(chǎn)生振動(dòng)后再進(jìn)行處理[3]。然而,被動(dòng)減振方法無法根據(jù)直升機(jī)飛行狀態(tài)進(jìn)行調(diào)整,性價(jià)比相對(duì)較低,無法滿足整個(gè)飛行包絡(luò)線內(nèi)的減振需求。

由于被動(dòng)減振的弊端,從上世紀(jì)50年代開始,以美國(guó)和歐洲為代表的科研機(jī)構(gòu)開展了主動(dòng)減振控制方法的研究。目前已有國(guó)外許多學(xué)者進(jìn)行了相關(guān)綜述,已有的綜述大致可分為兩個(gè)方向:1)主要圍繞主動(dòng)減振驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)方式。如利物浦大學(xué)Mottershead等[8]提出的直升機(jī)座椅處減振技術(shù),德國(guó)飛行系統(tǒng)研究所的Ch[9]重點(diǎn)介紹了基于傾斜盤的高階諧波控制與基于連桿的獨(dú)立槳葉控制的相關(guān)發(fā)展情況。密歇根大學(xué)的Friedmann[10]針對(duì)不同類型的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了比較。2)聚焦于驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)內(nèi)部的構(gòu)型和材料,尤其是壓電材料在直升機(jī)減振中的應(yīng)用[11]。印度科學(xué)院的Shivashankar等[12]綜述了壓電智能彈簧在直升機(jī)連桿中的響應(yīng)效果。西里西亞技術(shù)大學(xué)的Degefa等[13]通過有限元分析法得到了不同組合形式、不同幾何形狀的壓電材料對(duì)于不同頻率驅(qū)動(dòng)電壓的響應(yīng)關(guān)系。

與此同時(shí),國(guó)內(nèi)的學(xué)者也結(jié)合現(xiàn)實(shí)需求針對(duì)直升機(jī)振動(dòng)特性[14]以及主動(dòng)控制技術(shù)開展了大量工作。軍事醫(yī)學(xué)科學(xué)院衛(wèi)生裝備研究所的劉孝輝等[15]綜述了針對(duì)軍用直升機(jī)減振的研究進(jìn)展。南京理工大學(xué)的黎亮[16]針對(duì)剛?cè)釓?fù)合梁系統(tǒng)開展了主被動(dòng)混合振動(dòng)控制研究。另外,南京航空航天大學(xué)的陸洋等[17-18]綜述了主動(dòng)控制在降低噪聲方面的研究成果,進(jìn)一步證明了主動(dòng)控制技術(shù)的潛力。

直升機(jī)旋翼振動(dòng)主動(dòng)控制的關(guān)鍵點(diǎn)在于根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài)及旋翼工作情況,由控制器給出合適的指令并讓驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行跟蹤控制,通過改變槳葉的氣動(dòng)力分布以及槳葉彈性響應(yīng)抵消原有諧波載荷,實(shí)現(xiàn)在源頭上降低振動(dòng)載荷的目標(biāo)。因此,控制方法是實(shí)現(xiàn)減振控制的關(guān)鍵,所設(shè)計(jì)的方法需要在復(fù)雜氣流環(huán)境、強(qiáng)外界干擾、快參數(shù)時(shí)變的飛行環(huán)境下保證減振性能,這就對(duì)控制方法的實(shí)時(shí)性、魯棒性和適應(yīng)性提出了挑戰(zhàn)。上述研究的主要意義在于指導(dǎo)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì),然而,針對(duì)給出減振指令的控制方法,還沒有相關(guān)的綜述文章進(jìn)行梳理和總結(jié)。

因此,本文主要聚焦于直升機(jī)旋翼振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)中的控制方法,通過分析直升機(jī)振動(dòng)的頻率特征,并結(jié)合相關(guān)風(fēng)洞、飛行試驗(yàn)結(jié)果對(duì)各類控制方法進(jìn)行對(duì)比總結(jié)。最后在現(xiàn)有工作不足的基礎(chǔ)上展望未來發(fā)展方向,為相關(guān)科研工作者提供有益參考。

1 直升機(jī)振動(dòng)的頻率特征

相比于固定翼飛行器,直升機(jī)的傳動(dòng)系統(tǒng)和操縱系統(tǒng)更加復(fù)雜。在工作過程中,直升機(jī)機(jī)身以及駕駛艙可能同時(shí)受到多個(gè)振動(dòng)源所產(chǎn)生的振動(dòng)影響[19],其中包括主減速器[20]、發(fā)動(dòng)機(jī)[21]、主旋翼等。本文主要關(guān)注由主旋翼產(chǎn)生的振動(dòng)載荷,并對(duì)相應(yīng)控制方法展開綜述,由于該載荷從高速旋轉(zhuǎn)的槳葉根部通過槳轂傳遞到直升機(jī)機(jī)身乃至其他部位,因此分析振動(dòng)載荷傳遞關(guān)系至關(guān)重要[22]。

定義轉(zhuǎn)速Ω為1/(r·min-1),在旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到非旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系的過程中,振動(dòng)載荷可以拆分成傅里葉級(jí)數(shù)的形式,除KN/(r·min-1)(其中N為直升機(jī)槳葉數(shù),K為正整數(shù))的振動(dòng)載荷外,其他階次的振動(dòng)載荷均在槳轂處抵消。因此直升機(jī)槳轂在載荷傳遞的過程中起到了濾波器的作用,只向機(jī)身傳遞旋翼槳根力和力矩的KN/(r·min-1)振動(dòng)載荷[19]。振動(dòng)載荷在旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)和非旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系為:旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)的KN/(r·min-1)垂直剪切力轉(zhuǎn)化為非旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)的KN/(r·min-1)槳轂垂向力,旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)的KN/(r·min-1)擺振彎矩轉(zhuǎn)化為非旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)的KN/(r·min-1)槳轂軸力矩,旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)的KN±1/(r·min-1)平面內(nèi)剪切力轉(zhuǎn)化為非旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)的KN/(r·min-1)槳轂橫向和側(cè)向力,旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)的KN±1/(r·min-1)揮舞彎矩轉(zhuǎn)化為非旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)的KN/(r·min-1)俯仰力矩和滾轉(zhuǎn)力矩。

另外,由于隨著諧波階次的升高,諧波幅值逐漸減小,更高階次的振動(dòng)諧波對(duì)于整體的振動(dòng)響應(yīng)影響很小,因此在直升機(jī)振動(dòng)控制中,K值取1,即僅考慮非旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)中的N/(r·min-1)振動(dòng)載荷。分析振動(dòng)載荷的諧波階次特點(diǎn)對(duì)于振動(dòng)控制來說具有重大意義,由上述分析可知,在槳葉數(shù)和轉(zhuǎn)速確定時(shí),振動(dòng)載荷在非旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)上的階次是確定的。因此,可以通過外加驅(qū)動(dòng)器產(chǎn)生頻率相同、幅值相反的諧波來抵消振動(dòng),這也是直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制的原理[23]。

2 直升機(jī)旋翼振動(dòng)主動(dòng)控制方法研究進(jìn)展

在直升機(jī)旋翼振動(dòng)主動(dòng)控制方法中,根據(jù)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的不同,可以大致分為4種控制方式,即后緣襟翼[24]、槳尖扭轉(zhuǎn)[25]、高階諧波[26]或者獨(dú)立槳葉[27]等,旋翼振動(dòng)主動(dòng)控制總體框圖如圖2所示,旋翼系統(tǒng)通過振動(dòng)傳感器獲得振動(dòng)輸出,并將信號(hào)處理過的振動(dòng)輸出作為下一輪控制器的輸入,通過控制器中的控制方法以及諧波調(diào)制得到主動(dòng)控制信號(hào),并作用于直升機(jī)振動(dòng)模型,最終使傳感器所測(cè)量的振動(dòng)載荷逐漸減小并達(dá)到指標(biāo)要求,實(shí)現(xiàn)振動(dòng)抑制。另外,由于在多旋翼直升機(jī)系統(tǒng)中,獨(dú)立控制的單槳葉特性可以決定非旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)中的準(zhǔn)靜態(tài)振動(dòng)響應(yīng),因此在閉環(huán)控制中,常采用以單個(gè)槳葉的控制方法為基準(zhǔn),另外N-1片槳葉控制按方位角相移的方法[28]。

圖2 直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制總體框圖

目前,直升機(jī)旋翼振動(dòng)主動(dòng)控制方法可以分為頻域和時(shí)域兩大類,其中,時(shí)域控制方法分為時(shí)域高階諧波方法、魯棒控制方法、智能控制方法3類,下面將分別展開討論。

2.1 頻域振動(dòng)控制方法

頻域高階諧波控制(Higher harmonic control,HHC)方法是直升機(jī)頻域振動(dòng)控制中最常見的控制方法。對(duì)于直升機(jī)而言,HHC也可以代指一種基于直升機(jī)自動(dòng)傾斜盤的減振驅(qū)動(dòng)方式。然而,由于其存在選擇頻率范圍窄、對(duì)飛行控制有影響等缺點(diǎn)[10],后來逐漸被其他驅(qū)動(dòng)方式所取代。這里的頻域HHC方法指基于T逆矩陣的減振控制方法,其簡(jiǎn)單可靠且具有很強(qiáng)的實(shí)用性[29],并為其他方法的發(fā)展提供了理論基礎(chǔ)。

1981年,波音公司的Shaw等[30]提出準(zhǔn)靜態(tài)假設(shè),即當(dāng)旋翼沒有嚴(yán)重失速時(shí),主動(dòng)控制的諧波輸入和槳轂振動(dòng)載荷諧波分量之間的關(guān)系接近線性,并可以表示為線性矩陣(T矩陣),T矩陣也被稱為線性準(zhǔn)靜態(tài)模型。隨后,馬里蘭大學(xué)和芝加哥大學(xué)[31-32]也針對(duì)直升機(jī)旋翼模型開展建模工作,驗(yàn)證了文獻(xiàn)[30]所提出的假設(shè),為頻域HHC方法的實(shí)現(xiàn)奠定了理論基礎(chǔ)。

頻域HHC方法是一種離散時(shí)間方法[33],通常在旋翼旋轉(zhuǎn)的一個(gè)周期或周期的整數(shù)倍時(shí)進(jìn)行更新,其閉環(huán)控制方法框架由波音公司的Shaw團(tuán)隊(duì)[30,34]建立。標(biāo)準(zhǔn)的頻域HHC控制框圖如圖3所示,其中旋翼系統(tǒng)為閉環(huán)控制對(duì)象,旋翼系統(tǒng)輸出的yp為由于主動(dòng)控制輸入產(chǎn)生的振動(dòng)響應(yīng),d為無控振動(dòng)載荷,zn為兩者抵消之后的振動(dòng)輸出,其中右下角標(biāo)n為當(dāng)前的周期數(shù)。控制器將振動(dòng)輸出zn進(jìn)行傅里葉分解并在1周期內(nèi)進(jìn)行積分取平均值,通過T逆矩陣得到控制輸入的cos和sin幅值增量,并需要保持整周期數(shù)后才能更新得到控制輸入θn,實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制。

圖3 頻域HHC方法[34]

從圖3中可以看出,T矩陣是整個(gè)閉環(huán)控制的關(guān)鍵,所建立的T矩陣精度將直接影響控制效果。1982年,Johnson[35]在給NASA提交的報(bào)告中,根據(jù)T矩陣更新方式的不同,將頻域HHC方法分為參數(shù)固定HHC方法和自適應(yīng)HHC方法。

參數(shù)固定HHC方法是指在穩(wěn)定的飛行平衡點(diǎn)采用最小二乘法對(duì)T矩陣進(jìn)行離線辨識(shí), 在應(yīng)用時(shí),T矩陣保持不變。1974年,NASA的Sissingh等[36]采用高階諧波輸入對(duì)美國(guó)軍方的相關(guān)項(xiàng)目進(jìn)行了試驗(yàn),證明了此方法可以對(duì)槳葉俯仰和滾轉(zhuǎn)力矩產(chǎn)生顯著影響。隨后,由約翰霍普金斯大學(xué)的Rugh等[37]從理論上進(jìn)一步分析了參數(shù)固定方法在線性系統(tǒng)中的有效性。1989年,Shaw等[38]針對(duì)頻域HHC方法進(jìn)行了一系列測(cè)試,測(cè)試結(jié)果表明,在提前辨識(shí)的基礎(chǔ)上,參數(shù)固定HHC方法可以降低不同平衡點(diǎn)的大部分振動(dòng)。同時(shí),基于傳感器測(cè)量數(shù)據(jù)建立的靈敏度矩陣具有高度可重復(fù)性,這也說明了試驗(yàn)的成功。

然而,參數(shù)固定HHC在應(yīng)用中存在一定局限性,康涅狄格大學(xué)的Molusis等[39]指出參數(shù)固定HHC要求在不同飛行狀態(tài)下都預(yù)先進(jìn)行測(cè)量試驗(yàn)以重新建立T矩陣,并且需要對(duì)T矩陣進(jìn)行存儲(chǔ),這使得當(dāng)T矩陣維數(shù)較高時(shí)會(huì)占用較多的計(jì)算機(jī)容量。此外,由于T矩陣保持不變,可能會(huì)導(dǎo)致驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)達(dá)到物理約束,從而無法實(shí)現(xiàn)減振效果[40]。因此,能夠隨著飛行狀態(tài)的變化而在線辨識(shí)的自適應(yīng)HHC方法擁有更大的潛力。

1980年,Shaw[34]提出基于卡爾曼濾波的T矩陣估計(jì)方法,對(duì)控制器中的T逆矩陣進(jìn)行更新以實(shí)現(xiàn)精確求逆,結(jié)果表明這種方法可以很好地適應(yīng)飛行條件的變化,同時(shí)結(jié)合了卡爾曼濾波器,對(duì)噪聲環(huán)境中的振動(dòng)載荷數(shù)據(jù)進(jìn)行了進(jìn)一步處理。但這種方法并未考慮振動(dòng)幅值變化的隨機(jī)性特征。1982年,NASA的Johnson[35]針對(duì)旋翼模型識(shí)別參數(shù)的隨機(jī)性特征,提出基于遞歸參數(shù)估計(jì)與線性反饋結(jié)合的謹(jǐn)慎控制器。1998年,Ames研究中心的Jacklin[41]總結(jié)了5種用于自適應(yīng)HHCD 的在線辨識(shí)方法,包括最小均方法、廣義最小均方法、加權(quán)最小二乘法、卡爾曼濾波法以及廣義卡爾曼濾波法等,并分別在開環(huán)以及閉環(huán)試驗(yàn)中對(duì)這5種辨識(shí)方法進(jìn)行了仿真對(duì)比。試驗(yàn)結(jié)果表明,最小均方法的收斂速度較快且調(diào)節(jié)參數(shù)較少,卡爾曼濾波則精度較高,除加權(quán)最小二乘法外,其他4種方法均能實(shí)現(xiàn)在線辨識(shí)。2005年,密歇根大學(xué)的Patt等[42]提出在T矩陣更新過程中加入松弛因子,并設(shè)計(jì)了一種松弛HHC方法,比較了包括參數(shù)固定HHC方法、自適應(yīng)HHC方法以及松弛HHC方法的性能指標(biāo)函數(shù)以及穩(wěn)定性等不同。

為了進(jìn)一步驗(yàn)證不同方法的性能,美國(guó)陸軍學(xué)院的Nygren等[43]進(jìn)行了一系列數(shù)值模擬試驗(yàn)。研究表明,只有直升機(jī)的前飛速度保持在離線識(shí)別37.04 km/h范圍內(nèi)時(shí),參數(shù)固定HHC方法才可以取得滿意的結(jié)果,而自適應(yīng)HHC方法可以更好的適應(yīng)速度變化。另外,自適應(yīng)HHC方法對(duì)T矩陣初始參數(shù)的設(shè)置不敏感,即使初始控制律與最優(yōu)控制律相差較大也能快速調(diào)整。

除上述方法研究外,2004—2016年,NASA和美國(guó)軍方還針對(duì)特定型號(hào)的直升機(jī)進(jìn)行了大量載荷測(cè)量試驗(yàn)以分析T矩陣的響應(yīng)特性,其中最典型的是針對(duì)UH-60型直升機(jī)所進(jìn)行的振動(dòng)響應(yīng)數(shù)據(jù)采集試驗(yàn)。在試驗(yàn)過程中,通過調(diào)整集合模式和周期變距模式進(jìn)行直升機(jī)配平[44],以風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量所得到的空氣動(dòng)力學(xué)數(shù)據(jù)為基礎(chǔ),通過開環(huán)掃相的方式獲得了T矩陣的具體參數(shù),并利用插值法建立不同平衡點(diǎn)之間T矩陣的變換關(guān)系[45]。美國(guó)陸軍裝備研究院在試驗(yàn)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上,對(duì)UH-60直升機(jī)的物理構(gòu)造以及節(jié)點(diǎn)分布進(jìn)行了詳細(xì)的建模工作[46-47]。

在試驗(yàn)方面,1982年,美國(guó)Hughes直升機(jī)公司與美國(guó)軍方以及NASA合作,針對(duì)帶HHC技術(shù)的OH-6A型號(hào)直升機(jī)進(jìn)行了一系列開環(huán)以及閉環(huán)前飛試驗(yàn),試驗(yàn)照片如圖4所示。飛行試驗(yàn)開始前,首先建立了包含故障安全功能的集成系統(tǒng),保證OH-6A型直升機(jī)搭載HHC裝置后能同時(shí)滿足振動(dòng)控制的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)物理約束以及飛行控制的安全約束[48]。開環(huán)試驗(yàn)證明了HHC技術(shù)可以有效的改變由主旋翼產(chǎn)生的垂向振動(dòng)載荷,但當(dāng)飛行速度過高時(shí),尾槳的影響也需要進(jìn)一步考慮。在閉環(huán)前飛試驗(yàn)中,應(yīng)用基于卡爾曼濾波的頻域自適應(yīng)HHC方法后,在0～185.20 km/h前飛速度下,駕駛艙位置的垂向加速度均能降低到0.05 g及以下[49]。

圖4 搭載了HHC系統(tǒng)的OH-6A[49]

除頻域HHC方法外,也存在其他頻域控制方法。2001—2002年,南京航空航天大學(xué)的李春明等[50-52]通過神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在線擬合帶后緣襟翼的旋翼系統(tǒng)模型,并設(shè)計(jì)前饋神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制器降低由槳轂六力素組成的振動(dòng)指標(biāo)。理論上,神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法具有更強(qiáng)的非線性映射能力,但該方法暫未進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證,需要進(jìn)一步探索。

從理論方法以及相關(guān)的風(fēng)洞、飛行試驗(yàn)結(jié)果中可以看出,頻域振動(dòng)控制方法的發(fā)展時(shí)間較早,研究成果主要集中于20世紀(jì)之前。作為早期的主要研究方法,頻域振動(dòng)控制方法對(duì)直升機(jī)旋翼振動(dòng)特性研究、振動(dòng)閉環(huán)控制機(jī)理、穩(wěn)定性分析等各方面都進(jìn)行了深入的探索,并積累了大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)。其主要優(yōu)勢(shì)在于實(shí)現(xiàn)上較為容易,對(duì)計(jì)算機(jī)容量以及計(jì)算能力的要求都比較小,并且可以避免更新過于頻繁帶來的瞬態(tài)響應(yīng),但其需要滿足整周期控制,對(duì)外界環(huán)境的變化響應(yīng)速度過慢。另外,更新時(shí)刻的信號(hào)階躍變化也可能會(huì)導(dǎo)致對(duì)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的沖擊,存在安全隱患[53]。因此,出于實(shí)時(shí)性等方面的考慮,提出了時(shí)域振動(dòng)控制方法。

2.2 時(shí)域振動(dòng)控制方法

2.2.1 時(shí)域高階諧波方法

針對(duì)頻域HHC方法的不足,馬里蘭大學(xué)的Wereley等[54]進(jìn)一步開發(fā)了時(shí)域HHC方法,其框架如圖5所示。從圖5中可以看出,與圖3所示的頻域HHC方法相比,時(shí)域HHC方法將采樣環(huán)節(jié)變成了k/s,并取消了積分保持模塊。通過以上變化,所采用的積分器k/s可以調(diào)節(jié)振動(dòng)控制頻率,積分器可以在N/(r·min-1)頻率下產(chǎn)生無窮大的增益,從而使得N/(r·min-1)振動(dòng)載荷分量被完全消除[10],并且避免了整周期更新的要求。另外,時(shí)域HHC方法的有效性可以在頻域框架下進(jìn)行檢驗(yàn),方便對(duì)比的同時(shí),還進(jìn)一步避免了更換檢驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)帶來的影響。

圖5 時(shí)域HHC方法[54]

2000年,麻省理工學(xué)院的Prechtl[55]在風(fēng)洞中進(jìn)行了帶后緣襟翼的CH-47型直升機(jī)閉環(huán)減振試驗(yàn),結(jié)果表明,在相同的飛行條件以及T矩陣更新方式下,時(shí)域HHC 方法的減振速度要優(yōu)于頻域HHC方法。

時(shí)域HHC方法被廣泛應(yīng)用于各種風(fēng)洞和飛行試驗(yàn)中,最具有代表性是SMART計(jì)劃[56],Sikorsky公司開展的電控襟翼計(jì)劃[57]以及波音MRRAP計(jì)劃[58]。2008年,由美國(guó)國(guó)防部以及NASA組織的SMART計(jì)劃進(jìn)行了為期11周的風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)試,如圖6所示,該測(cè)試評(píng)估了速度高達(dá)287.06 km/h的直升機(jī)前飛特性,試驗(yàn)結(jié)果表明,時(shí)域HHC方法可有效抑制80%的槳轂垂向振動(dòng)載荷。

圖6 風(fēng)洞中的SMART項(xiàng)目[56]

除NASA外,歐洲直升機(jī)公司進(jìn)一步考慮基于時(shí)域HHC 方法的真機(jī)試驗(yàn)中存在的噪聲雜波濾除、信號(hào)處理、坐標(biāo)轉(zhuǎn)換等需求,設(shè)計(jì)了閉環(huán)振動(dòng)控制系統(tǒng),如圖7所示。整個(gè)閉環(huán)控制系統(tǒng)由兩個(gè)動(dòng)態(tài)模塊組成:用于預(yù)處理傳感器信號(hào)的清洗濾波器和作為伺服補(bǔ)償?shù)南莶V波器以及增益矩陣,增益矩陣將根據(jù)采樣信號(hào)實(shí)時(shí)產(chǎn)生一個(gè)與無控振動(dòng)載荷幅值相同、相位變化180°的振動(dòng)載荷增量并與無控振動(dòng)載荷抵消[59]。

圖7 歐洲直升機(jī)公司的試驗(yàn)閉環(huán)控制系統(tǒng)[59]

基于上述結(jié)構(gòu),歐洲直升機(jī)公司開展了ADASYS[60]和BLUE PULSE旋翼項(xiàng)目[61],如圖8所示。2006年開展的ADASYS試驗(yàn)中采用了三片相鄰的后緣襟翼結(jié)構(gòu),實(shí)現(xiàn)了50%～90%的減振效果,且在不同前飛速度的平衡點(diǎn)下都能保持振動(dòng)抑制水平。平飛狀態(tài)的飛行試驗(yàn)中,副駕駛座位處的垂向加速度降到了0.05 g以下。除平穩(wěn)前飛狀態(tài)外,還測(cè)試了其他機(jī)動(dòng)情況下的減振效果。2009—2011年,歐洲直升機(jī)公司進(jìn)一步開發(fā)了BLUE PULSE項(xiàng)目,采用改進(jìn)的時(shí)域HHC方法,并開發(fā)了多片小翼的模塊化驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu),在185.20 km/h飛行速度下實(shí)現(xiàn)了80%振動(dòng)抑制[61]。

圖8 2006年的ADASYS(上)以及2009年的BLUE PULSE(下)

綜上所述,時(shí)域HHC方法在頻域HHC方法的基礎(chǔ)上對(duì)更新周期等方面進(jìn)行了優(yōu)化,比頻域HHC方法取得了更好的控制效果,實(shí)時(shí)性進(jìn)一步提升。然而,兩種HHC方法均針對(duì)線性準(zhǔn)靜態(tài)模型設(shè)計(jì),忽略了建模誤差、外界擾動(dòng)、信號(hào)處理所帶來的影響,因此,當(dāng)出現(xiàn)模型不確定或外界環(huán)境變化較大時(shí),難以達(dá)到較好的控制效果,這就對(duì)減振控制的魯棒性提出了要求。

2.2.2 魯棒控制方法

考慮到氣動(dòng)、干擾等問題,直升機(jī)的振動(dòng)響應(yīng)通常呈現(xiàn)出很強(qiáng)的動(dòng)態(tài)不確定性,直升機(jī)旋翼所處的空氣動(dòng)力學(xué)環(huán)境十分復(fù)雜,最新的流場(chǎng)計(jì)算方法,如自由尾跡模型[62],黏性尾跡模型[63]、CFD綜合求解[64]等方法,都無法精確描述直升機(jī)的旋翼的復(fù)雜受力關(guān)系。因此,減振控制方法還應(yīng)具有克服動(dòng)態(tài)不確定的魯棒性。

2013年,MIT的Fan[65]設(shè)計(jì)了固定階H∞控制器,通過穩(wěn)定性代價(jià)函數(shù)實(shí)現(xiàn)了控制器優(yōu)化和降階,仿真結(jié)果表明,降階之后的控制器基本保留了全階控制器的性能。在文獻(xiàn)[65]的基礎(chǔ)上,為保證振動(dòng)控制的全局穩(wěn)定性,MIT的Patterson[45]基于李雅普諾夫函數(shù)設(shè)計(jì)了帶寬可調(diào)的加權(quán)濾波器,當(dāng)前進(jìn)比變化時(shí),這種考慮過渡狀態(tài)的線性變參數(shù)方法取得了更好的減振效果。2014年,米蘭理工學(xué)院的Mura等[66-67]針對(duì)N/(r·min-1)單入單出振動(dòng)系統(tǒng),研究基于H∞的魯棒減振控制方法,以槳距角作為輸入信號(hào),以槳葉根部的槳轂垂向力作為輸出,解決了在模型不確定情況下的閉環(huán)系統(tǒng)的魯棒性。Duc等[68]在上述單入單出系統(tǒng)的基礎(chǔ)上,擴(kuò)展到多入多出系統(tǒng),為簡(jiǎn)化控制器設(shè)計(jì),將控制對(duì)象模型進(jìn)行解耦設(shè)計(jì)補(bǔ)償器,實(shí)現(xiàn)了LQR與H∞控制方法的綜合設(shè)計(jì)。2016年,Mura[69]為改進(jìn)振動(dòng)控制收斂時(shí)間緩慢的問題,考慮穩(wěn)定衰減水平和期望的瞬態(tài)性能方面的需求,設(shè)計(jì)了離散時(shí)間H∞控制器。2020年,英國(guó)萊斯特大學(xué)的Alotaibi等[70-71]針對(duì)帶后緣襟翼的EC145直升機(jī)旋翼模型,設(shè)計(jì)了考慮綜合振動(dòng)控制誤差和控制器增益的混合靈敏度H∞控制器,并降低了70%以上的振動(dòng)。

除H∞方法外,主成分方法(PC)[72-75]也被應(yīng)用于直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制。PC控制一般采用估計(jì)濾波器和諧波調(diào)制器來完成傅里葉系數(shù)及其諧波時(shí)域信號(hào)的變換。2021年,萊斯特大學(xué)的Yang等[75]通過時(shí)間提升法,考慮開環(huán)動(dòng)力學(xué)、周期性時(shí)變效應(yīng)、多速率問題、建模誤差等影響,利用積分二次約束完善了閉環(huán)控制的魯棒性條件,在8.52～92.60 km/h的飛行條件下與混合靈敏度H∞控制器進(jìn)行了對(duì)比。研究結(jié)果表明:在不考慮驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)約束的情況下,同樣的飛行速度,相比于H∞方法[73],PC方法可以提升3%左右的減振性能。

在試驗(yàn)方面,歐洲直升機(jī)公司采用BK117型直升機(jī)進(jìn)行了飛行試驗(yàn)[76],如圖9所示。在這次試驗(yàn)中,設(shè)計(jì)了混合靈敏度H∞控制器,并在74.08～185.20 km/h的速度范圍進(jìn)行了水平飛行試驗(yàn)以及185.20 km/h的水平飛行(轉(zhuǎn)速從98%～101%)試驗(yàn),測(cè)試結(jié)果表明,所設(shè)計(jì)的H∞控制器能明顯降低N/(r·min-1)的槳轂垂向振動(dòng)載荷,在飛行速度為74.08 km/h時(shí),槳轂垂向和橫向載荷下降了約90%,側(cè)向載荷下降了約75%。旋翼轉(zhuǎn)速的變化對(duì)控制效果幾乎沒有影響,該結(jié)論證明所采用的H∞控制器可以克服由于快速機(jī)動(dòng)帶來的氣動(dòng)環(huán)境不確定性。

圖9 安裝混合靈敏度H∞減振控制器的真機(jī)試驗(yàn)系統(tǒng)[76]

綜上所述,魯棒控制方法通過魯棒性條件合理地平衡了直升機(jī)旋翼系統(tǒng)強(qiáng)不確定性、穩(wěn)定衰減水平與瞬態(tài)性能方面的需求,相比于HHC方法,魯棒方法可以在跨域較大的飛行條件下保證振動(dòng)控制的穩(wěn)定性,但這種方法也存在收斂時(shí)間長(zhǎng),調(diào)節(jié)參數(shù)過于復(fù)雜的缺點(diǎn)。

2.2.3 智能控制方法

目前,已有越來越多的先進(jìn)智能方法應(yīng)用于實(shí)時(shí)控制領(lǐng)域,如遷移學(xué)習(xí)、增量學(xué)習(xí)、小樣本學(xué)習(xí)、元學(xué)習(xí)等,在機(jī)器人探索新環(huán)境[77]、飛行器在線軌跡跟蹤[78]、對(duì)方行為預(yù)測(cè)[79]的研究中,都已經(jīng)有相關(guān)的研究成果。其主要思路為首先針對(duì)任務(wù)環(huán)境、控制性能、動(dòng)態(tài)約束等離線建立控制網(wǎng)絡(luò)架構(gòu),并通過歷史經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)確定網(wǎng)絡(luò)權(quán)值,獲得穩(wěn)定的初始控制器。在線應(yīng)用過程中,通過傳感器的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)以及與外界環(huán)境的交互,通過梯度下降的方式迭代更新控制網(wǎng)絡(luò)權(quán)值,在已有控制網(wǎng)絡(luò)的基礎(chǔ)上進(jìn)行微調(diào)和優(yōu)化,以保證對(duì)環(huán)境的在線適應(yīng)性。對(duì)于直升機(jī)振動(dòng)控制,目前智能方法主要應(yīng)用于兩個(gè)方面,一方面采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)作為智能控制器,另一方面則將智能方法應(yīng)用于槳葉優(yōu)化設(shè)計(jì)。

1998年,馬里蘭大學(xué)的Spencer等[80]首先采用徑向基神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)作為控制器,以槳根彎矩作為指標(biāo)建立性能損失函數(shù),在前進(jìn)比0.1～0.3的變化過程中測(cè)試了動(dòng)態(tài)控制性能,所設(shè)計(jì)的控制器在7～8個(gè)槳葉旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)收斂并實(shí)現(xiàn)了88%以上的N/(r·min-1)振動(dòng)載荷降低。2000年,馬里蘭大學(xué)的Spencer等[81]采用陷波濾波器和人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制器結(jié)合的方法進(jìn)行了閉環(huán)振動(dòng)抑制試驗(yàn),在執(zhí)行器動(dòng)作范圍為2°～6°的約束下,實(shí)現(xiàn)80%～95%的減振效果。在此工作的基礎(chǔ)上,2004年,卡拉森大學(xué)的Jha等[82]提出采用自適應(yīng)預(yù)測(cè)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)作為控制器,并與馬里蘭大學(xué)的徑向基神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制器進(jìn)行對(duì)比,發(fā)現(xiàn)自適應(yīng)預(yù)測(cè)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在各種階次的諧波中都能達(dá)到更好的減振控制效果。上述方法均采用單個(gè)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)作為控制器,從試驗(yàn)結(jié)果來看,神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的在線迭代會(huì)導(dǎo)致收斂時(shí)間較長(zhǎng)。2011年,南京航空航天大學(xué)的汪亞敏[83]結(jié)合模糊控制建立了時(shí)域自結(jié)構(gòu)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制器,在仿真中達(dá)到98%以上的減振效果。2014年,南京航空航天大學(xué)的范明賢[84]運(yùn)用粒子群優(yōu)化方法尋找對(duì)應(yīng)最小振動(dòng)的最優(yōu)輸入?yún)?shù),降低了尋找最優(yōu)參數(shù)的時(shí)間成本和計(jì)算量。與上述方法不同,2019年,南京航空航天大學(xué)的張華欽[85]設(shè)計(jì)了模糊神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)參數(shù)自整定PID控制器,相比于單純的模糊神經(jīng)網(wǎng)絡(luò),結(jié)合傳統(tǒng)PID方法保證了基礎(chǔ)控制性能。

除用作控制器外,智能方法還能優(yōu)化主動(dòng)控制機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì),使其在有限的動(dòng)作和功率范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)更好的減振效果。2011年,印度科學(xué)研究院的Saijal等[86]擴(kuò)展了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的用途,使用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)優(yōu)化低轉(zhuǎn)速時(shí)雙后緣襟翼布置和動(dòng)葉扭轉(zhuǎn)剛度,利用二階多項(xiàng)式響應(yīng)函數(shù)和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)元模型逼近目標(biāo)。優(yōu)化后,在達(dá)到相同減振效果的前提下,后緣襟翼驅(qū)動(dòng)功率降低約45%。在上述研究的基礎(chǔ)上,Kizhakke[87]進(jìn)一步采用遺傳算法簡(jiǎn)化了優(yōu)化模型的計(jì)算過程。2012年,斯旺西大學(xué)的Murugan等[88]針對(duì) NACA 0015型旋翼,采用實(shí)數(shù)編碼遺傳算法求解出最優(yōu)截面對(duì)應(yīng)的疊加序列并對(duì)槳葉進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì),與標(biāo)準(zhǔn)翼型相比,在相同飛行狀態(tài)下,優(yōu)化后的槳葉振動(dòng)減少了26%～33%。2021年,斯旺西大學(xué)的Chatterjee等[89]分別采用卷積神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、多層感知器、隨機(jī)森林、支持向量機(jī)等智能方法擬合了直升機(jī)旋翼系統(tǒng)的響應(yīng)模型,并開發(fā)了一個(gè)針對(duì)直升機(jī)的機(jī)器學(xué)習(xí)框架用于指導(dǎo)槳葉優(yōu)化設(shè)計(jì)。

綜上所述,上述智能控制器的優(yōu)勢(shì)在于不需要模型的信息,可以直接與復(fù)雜的氣彈耦合模型進(jìn)行交互,并且不需要對(duì)模型進(jìn)行辨識(shí)或者線性化處理等工作,避免了對(duì)精度的損失,并且,從仿真結(jié)果中來看,智能控制的減振精度較高。然而,現(xiàn)有的智能方法應(yīng)用還比較簡(jiǎn)單,并沒有考慮非穩(wěn)定狀態(tài)或過渡狀態(tài)的振動(dòng)控制需求。另外,在進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)前,還必須解決智能方法收斂過程中的穩(wěn)定性和安全性等問題。

2.3 小 結(jié)

在直升機(jī)界,普遍以“仿真設(shè)計(jì)”—“旋翼塔試驗(yàn)”—“風(fēng)洞試驗(yàn)”—“飛行試驗(yàn)”—“真機(jī)應(yīng)用”5個(gè)研究階段來表示研究水平。以美國(guó)NASA和歐洲直升機(jī)公司為代表的國(guó)外機(jī)構(gòu)從上世紀(jì)90年代開始進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn),已經(jīng)完成了多種方法的試驗(yàn)驗(yàn)證。對(duì)國(guó)外試驗(yàn)進(jìn)展和成果,相關(guān)的綜述[10,90]已經(jīng)較為充分。

通過上述對(duì)研究進(jìn)展的分析,從各類代表性方法對(duì)模型依賴程度、實(shí)時(shí)性、魯棒性、適應(yīng)性、研究水平等方面進(jìn)行對(duì)比,具體見表1。從表1中可以看出,HHC方法對(duì)于模型的依賴程度較高,這主要是由于在控制器求解中需要用到T矩陣,T矩陣辨識(shí)的精度會(huì)極大的影響控制效果,H∞方法擁有克服模型不確定的能力,神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法則可以自適應(yīng)的改變控制器參數(shù)。從表中可以看出,現(xiàn)有的方法還無法很好的兼顧實(shí)時(shí)性、魯棒性和適應(yīng)性。時(shí)域控制方法由于不需要受到整周期更新的約束,在實(shí)時(shí)性方面會(huì)略強(qiáng)于頻域控制方法,然而,現(xiàn)有的魯棒方法由于穩(wěn)定性條件的約束,其實(shí)時(shí)性和適應(yīng)性受到了限制。而智能方法缺乏初始控制網(wǎng)絡(luò)的設(shè)計(jì)和增量?jī)?yōu)化的過程,實(shí)時(shí)性還待進(jìn)一步提升。

表1 振動(dòng)控制方法比較

3 其他類型振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)研究進(jìn)展

以上介紹的方法主要從槳葉處減弱振動(dòng)載荷的大小,從而達(dá)到抑制機(jī)身振動(dòng)水平的目的,這種方法雖然能從源頭上抑制振動(dòng),但驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)通常安裝在旋翼葉片上,不僅需要適應(yīng)旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)帶來的非定常氣動(dòng)載荷等影響,還需要對(duì)葉片進(jìn)行一定程度的改造,增加設(shè)計(jì)和測(cè)算難度。

為了降低機(jī)身或關(guān)鍵位置的振動(dòng)水平,還可以采用自適應(yīng)振動(dòng)傳遞抑制技術(shù)。最典型的如主動(dòng)結(jié)構(gòu)響應(yīng)(Active control of structural response,ACSR)技術(shù),其作用原理是在機(jī)身梁上附加驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)產(chǎn)生激勵(lì)并抵消槳轂傳遞來的振動(dòng)載荷,如圖10所示,驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)還可以安裝于其他位置,如齒輪箱附近[91]、座椅下方[92]等。由于驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)置在非旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)中,減弱整個(gè)機(jī)身振動(dòng)的同時(shí)也減輕了維護(hù)難度。

圖10 ACSR振動(dòng)傳遞抑制技術(shù)[10]

振動(dòng)傳遞抑制技術(shù)中的控制器方法通常也分為兩種,分別是頻域方法以及時(shí)域方法。

頻域方法針對(duì)直升機(jī)機(jī)體振動(dòng)的周期性特征進(jìn)行設(shè)計(jì)[93-94]。由上文可知,在頻域方法中T矩陣的辨識(shí)精度對(duì)控制性能有較大影響,1994年,Pearson等[95]采用遞推最小二乘法進(jìn)行T矩陣辨識(shí)。2009—2010年,南京航空航天大學(xué)的趙燦峰等[96-97]用最小均方法和卡爾曼濾波法分別對(duì)單入單出以及四入兩出的振動(dòng)控制系統(tǒng)進(jìn)行了在線T矩陣更新,并通過仿真實(shí)驗(yàn)掌握了權(quán)值等參數(shù)的影響規(guī)律,但該方法對(duì)T矩陣初值較為敏感。在此基礎(chǔ)上,2013—2014年,南京航空航天大學(xué)的宋來收等[98-99]進(jìn)行了兩種常見辨識(shí)方法在魯棒性、收斂速度、參數(shù)調(diào)節(jié)等方面的比較,并提出了基于最小均方法的二次卡爾曼濾波辨識(shí)法,降低了對(duì)于T矩陣初值選擇的依賴性。Song等[100]進(jìn)一步提出了諧波同步辨識(shí)-修正方法,采用遞歸最小二乘方法進(jìn)行辨識(shí),并在同步采樣頻率下基于最陡梯度方法實(shí)時(shí)修正控制輸入的諧波系數(shù)。該方法可降低97%以上的模擬振動(dòng),并降低75%的實(shí)測(cè)振動(dòng)。

時(shí)域法主要基于數(shù)字信號(hào)處理和自適應(yīng)濾波技術(shù)[101]。2004年,南京航空航天大學(xué)的楊鐵軍等[102]提出了基于濾波x-最小均方法的誤差通道在線辨識(shí)方法,并應(yīng)用于直升機(jī)結(jié)構(gòu)振動(dòng)控制。在此基礎(chǔ)上,魯民月等[103]提出了自適應(yīng)反饋預(yù)測(cè)控制方法,對(duì)帶有單頻外擾的單入單出系統(tǒng)進(jìn)行了控制律設(shè)計(jì),所提出的預(yù)測(cè)控制方法對(duì)受到周期性外擾污染的振動(dòng)系統(tǒng),具有很好的控制效果,并在后續(xù)研究中進(jìn)行了簡(jiǎn)化[104],減少了計(jì)算量。2008年,為驗(yàn)證濾波x-最小均方法的有效性,南京航空航天大學(xué)的李明強(qiáng)[105]針對(duì)直-11相似模型,搭建了時(shí)域自適應(yīng)振動(dòng)控制的通用仿真系統(tǒng)。然而,簡(jiǎn)單的自適應(yīng)前饋方案或者反饋方案仍然存在不足,主要體現(xiàn)在控制收斂速度較慢,并且,對(duì)于未知干擾的魯棒性較差[106]。針對(duì)該問題,2012年,南京航空航天的陸洋等[107]開發(fā)了一種基于輔助隨機(jī)噪聲的在線二次路徑建模方法,然而,由于飛行試驗(yàn)過程中外部環(huán)境復(fù)雜,振動(dòng)殘差較大,控制性能并不理想。2016—2018年,Lu等[108-109]提出了基于前饋-反饋混合的控制律結(jié)構(gòu),前饋控制器負(fù)責(zé)消除主振動(dòng)分量,反饋控制器負(fù)責(zé)消除剩余振動(dòng)分量,并利用離散滑模控制和模型預(yù)測(cè)控制相結(jié)合的反饋環(huán),使系統(tǒng)狀態(tài)以最優(yōu)方式精確地到達(dá)滑模面,仿真驗(yàn)證結(jié)果表明該方法能同時(shí)處理主諧波殘差及其他階次諧波,同時(shí)收斂速度更快。2018年,陸洋團(tuán)隊(duì)[110]進(jìn)一步簡(jiǎn)化了主動(dòng)控制過程和誤差通道識(shí)別過程,并在自由梁上進(jìn)行了ACSR控制試驗(yàn),驗(yàn)證了該方法的有效性和魯棒性。2021年,陸洋團(tuán)隊(duì)[111]基于H∞理論,設(shè)計(jì)了基于重構(gòu)參考信號(hào)的混合靈敏度魯棒控制器,兼得了前饋和反饋控制的優(yōu)點(diǎn),能有效抑制多頻振動(dòng),并在適應(yīng)性、魯棒性和收斂速度方面具有明顯優(yōu)勢(shì)。除此之外,2018年,南京航空航天大學(xué)的夏品奇團(tuán)隊(duì)[112]設(shè)計(jì)多輸入多輸出的諧波前饋?zhàn)赃m應(yīng)控制方法,針對(duì)Z-11型直升機(jī)框架結(jié)構(gòu)降低了目標(biāo)點(diǎn)99%的振動(dòng)水平。2019—2020年,夏品奇團(tuán)隊(duì)[113]提出了自適應(yīng)諧波前饋/滑模反饋的混合主動(dòng)控制方法,然而,滑模反饋方法的實(shí)現(xiàn)需要實(shí)時(shí)獲取控制系統(tǒng)的完整狀態(tài)數(shù)據(jù)。因此,在2022年的最新研究中[114],將頻域和時(shí)域方法相結(jié)合,提出了諧波前饋/滑模輸出反饋的混合方法。從理論上證明了混合方法的收斂速度快于單純的諧波前饋方法,并避免了對(duì)系統(tǒng)的全狀態(tài)識(shí)別。

另一方面研究聚焦于傳動(dòng)裝置或安裝位置等的改良上。2016年,南京航空航天大學(xué)的張旭[115]選擇液彈隔振器的剛度作為受控參數(shù),設(shè)計(jì)了變剛度鋼板彈簧和變阻尼機(jī)構(gòu),改善了隔振效果。2018年,印度理工學(xué)院的Gamar等[116]采用L1自適應(yīng)控制方法改進(jìn)了安裝于旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)和非旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)之間的阻尼器結(jié)構(gòu),將其從被動(dòng)阻尼器變成了參數(shù)動(dòng)態(tài)可調(diào)的半主動(dòng)阻尼器。2019年,加拿大飛行實(shí)驗(yàn)室的Chen等[117]采用基于最小均方法的自適應(yīng)前饋濾波器,濾除了傳遞到座椅上3個(gè)方向的振動(dòng)載荷。2019—2020年,南京航空航天大學(xué)的王志偉等[118-119]基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)擬合了阻尼器質(zhì)量位置與直升機(jī)工作頻率之間的關(guān)系,并通過在線辨識(shí)振動(dòng)載荷主要頻率的變化,開發(fā)了自動(dòng)調(diào)節(jié)阻尼器位置的頻率跟蹤方法,使系統(tǒng)在不同工作頻率下始終有隔振效果。2019年,南京航空航天大學(xué)的楊仕鵬[120]以濾波x-最小均方法為基礎(chǔ),探究了不同激勵(lì)作用下的壓電驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)最優(yōu)安裝位置。

綜上所述,振動(dòng)傳遞抑制技術(shù)中頻域方法同樣需要進(jìn)行整周期控制,因此響應(yīng)時(shí)間較慢,其優(yōu)勢(shì)在于在穩(wěn)態(tài)多頻情況下?lián)碛辛己玫目刂菩阅躘97],并且不需要復(fù)雜計(jì)算。時(shí)域控制方法的修正速率高,因此對(duì)于變化環(huán)境的適應(yīng)性較強(qiáng)[101],其主要缺點(diǎn)體現(xiàn)在：對(duì)于離散多頻振動(dòng)分量的控制能力較弱,并且可能出現(xiàn)系統(tǒng)收斂后發(fā)散的情況[100]。近年來,隨著先進(jìn)控制理論方法的發(fā)展,頻、時(shí)域相結(jié)合的方法已被證明可以在多頻下實(shí)現(xiàn)魯棒自適應(yīng)振動(dòng)控制[114],能夠有效降低各方向的振動(dòng)殘差并保證收斂速度,因此,擁有進(jìn)一步發(fā)展的潛力。除控制方法外,激勵(lì)頻率、阻尼器的位置、結(jié)構(gòu)等也會(huì)影響振動(dòng)抑制的效果,為了提升控制性能,還需要進(jìn)行深入研究。

振動(dòng)傳遞抑制技術(shù)的發(fā)展已經(jīng)相當(dāng)成熟,其中的ACSR技術(shù)已經(jīng)在Sikorsky S-76B直升機(jī)上取得了飛行試驗(yàn)的成功,并正式應(yīng)用于EH-101直升機(jī),達(dá)到了70%的減振效果[121],且在S-92[122],EC225[123]型直升機(jī)上相繼應(yīng)用。

4 國(guó)內(nèi)相關(guān)試驗(yàn)進(jìn)展

直升機(jī)振動(dòng)控制是旋翼結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、流場(chǎng)分析力學(xué)、智能材料、信號(hào)處理技術(shù)以及閉環(huán)控制方法等多學(xué)科的綜合應(yīng)用,具有重要的實(shí)用價(jià)值。從上世紀(jì)70年代起,美國(guó)軍方就提出了ADS-27航空器設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn),要求航空器的機(jī)身垂向振動(dòng)載荷應(yīng)低于0.05 g。在此背景下,除文中提到的以NASA為代表的美國(guó)以及以歐洲直升機(jī)公司為代表的德國(guó)外,加拿大[124],法國(guó)[125],日本[126]等國(guó)家也進(jìn)行了旋翼塔或風(fēng)洞試驗(yàn),驗(yàn)證了振動(dòng)控制的有效性。在2010年后,中國(guó)的相關(guān)研究也出現(xiàn)了大幅度增長(zhǎng),在理論研究、仿真試驗(yàn)、硬件平臺(tái)等多方面取得了一定進(jìn)展。由于風(fēng)洞試驗(yàn)場(chǎng)地的造價(jià)較高,國(guó)內(nèi)的直升機(jī)減振控制試驗(yàn)主要集中于南京航空航天大學(xué)以及中航工業(yè)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所。

南京航空航天大學(xué)在直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制方面處于國(guó)內(nèi)領(lǐng)先水平,其中楊衛(wèi)東教授帶領(lǐng)其團(tuán)隊(duì)在架構(gòu)設(shè)計(jì)、測(cè)試開發(fā)、試驗(yàn)驗(yàn)證方面進(jìn)行了多項(xiàng)研究。2007年,楊衛(wèi)東團(tuán)隊(duì)[127]采用碳纖維彎扭耦合梁和基于壓電片的主動(dòng)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn),這也是中國(guó)首次開展相關(guān)試驗(yàn)研究。試驗(yàn)結(jié)果表明,在高速前吹風(fēng)下,受控狀態(tài)下的可動(dòng)槳尖沿扭轉(zhuǎn)輸出軸上、下偏轉(zhuǎn)可以明顯改變槳葉氣動(dòng)力的相應(yīng)諧波分量,進(jìn)而影響槳葉的振動(dòng),這一試驗(yàn)結(jié)果為直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制奠定了硬件基礎(chǔ)。2007—2014年楊衛(wèi)東團(tuán)隊(duì)[128-131]對(duì)基于壓電和鐵電材料等多種形式的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行了設(shè)計(jì)、分析和性能試驗(yàn),所設(shè)計(jì)的驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)能夠在強(qiáng)離心力場(chǎng)下正常工作并驅(qū)動(dòng)后緣襟翼產(chǎn)生足夠的偏角。2016年,陸凱華[132]通過理論建模和對(duì)比試驗(yàn)得到了驅(qū)動(dòng)性能最優(yōu)的菱形框尺寸參數(shù),并驗(yàn)證了動(dòng)態(tài)環(huán)境下的主動(dòng)控制偏角與輸入電壓、來流速度等之間的關(guān)系[90]?；谏鲜鲅芯?2021年,陸洋團(tuán)隊(duì)[133]基于卡爾曼濾波的自適應(yīng)HHC方法進(jìn)行了懸停狀態(tài)下和前飛狀態(tài)下的風(fēng)洞試驗(yàn),如圖11所示,其所設(shè)計(jì)的閉環(huán)控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了橫向、垂向以及側(cè)向的槳轂力載荷的顯著降低。另外,受到 ADASYS等相關(guān)國(guó)外研究的啟發(fā),國(guó)內(nèi)也開展了多片襟翼的研究。2015年,周金龍[134]對(duì)帶雙后緣襟翼的旋翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行了研究,采用差分法對(duì)雙后緣襟翼的控制器參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化。2013年,夏品奇團(tuán)隊(duì)[135]在減振控制基礎(chǔ)上,研究了多片襟翼對(duì)于避免后行槳葉動(dòng)態(tài)失速方面的潛力。在理論研究的基礎(chǔ)上,周桓[136]于2020年設(shè)計(jì)了帶雙后緣襟翼的智能旋翼復(fù)合材料槳葉,通過固定參數(shù)的HHC方法實(shí)現(xiàn)了雙后緣襟翼的閉環(huán)控制。

圖11 主動(dòng)控制系統(tǒng)框圖以及振動(dòng)加速傳感器安裝示意圖[133]

中航工業(yè)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所也進(jìn)行了相應(yīng)試驗(yàn)工作。2016年3月,中航工業(yè)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所開展了基于后緣襟翼的開環(huán)懸停試驗(yàn)研究,并通過此次試驗(yàn)獲得了不同工況的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。2019年,中航工業(yè)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所實(shí)現(xiàn)了懸停與前飛試驗(yàn)中的閉環(huán)減振控制。在兩次真機(jī)試驗(yàn)的基礎(chǔ)上,研究所積累了大量關(guān)于空氣動(dòng)力學(xué)分析[137],旋翼設(shè)計(jì)方法[138-139]、驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)參數(shù)選擇[140]以及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[141]、壓電材料扭轉(zhuǎn)特性[142]、槳葉變形特性[143]和總體綜合設(shè)計(jì)等方面的成果,為厘清旋翼主動(dòng)控制與減振規(guī)律奠定了基礎(chǔ)。

除用于減振外,主動(dòng)控制技術(shù)還可以用于直升機(jī)性能提升,北京航空航天大學(xué)的學(xué)者在這方面發(fā)表了相應(yīng)的研究成果。2007—2010年,北京航空航天大學(xué)的王晉軍等[144-145]在低速風(fēng)洞中研究了彈性和柔性變形對(duì)于機(jī)翼特性的影響,通過激光測(cè)振儀探究了氣動(dòng)載荷作用下的槳葉變形規(guī)律。在此研究的基礎(chǔ)上,黎軍等[146]進(jìn)一步探索了以后緣襟翼為例的主動(dòng)驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)在提升氣動(dòng)效益方面的潛力,并在北航 D1風(fēng)洞1/20半模模型中進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn),如圖12所示,結(jié)果表明在與常規(guī)襟翼相同偏角情況下,帶后緣襟翼的槳葉具有更大的增升效益。在常規(guī)襟翼失效的偏角情況下,后緣襟翼仍能提供額外升力,在試驗(yàn)攻角范圍內(nèi)后緣襟翼比常規(guī)襟翼平均增升20%以上。為了更加精確測(cè)量直升機(jī)旋翼振動(dòng)特性,郭占社等[147]設(shè)計(jì)了一種基于加速度計(jì)的直升機(jī)旋翼振動(dòng)測(cè)試裝置,并進(jìn)行了標(biāo)定試驗(yàn)和轉(zhuǎn)臺(tái)模擬試驗(yàn),通過對(duì)直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)故障以及各級(jí)傳動(dòng)系統(tǒng)的可靠性要求的設(shè)計(jì)和測(cè)試,建立了直升機(jī)傳動(dòng)系統(tǒng)可靠性設(shè)計(jì)分析與驗(yàn)證的技術(shù)框架,為主動(dòng)減振技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)化、工業(yè)化做出了貢獻(xiàn)。

圖12 后緣襟翼試驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚146]

綜上所述,中國(guó)近年來對(duì)于直升機(jī)主動(dòng)控制方法的理論研究已經(jīng)較為深入,在閉環(huán)風(fēng)洞試驗(yàn)方面也有了突破性成就。然而,由于中國(guó)對(duì)于主動(dòng)旋翼控制技術(shù)的研究起步較晚,國(guó)內(nèi)總體水平和研究進(jìn)度比國(guó)外晚20年左右,并且相關(guān)研究主要依靠于仿照國(guó)外已有的研究成果,創(chuàng)新性還有待提高。在未來,理論方法的進(jìn)一步智能化、創(chuàng)新化以及試驗(yàn)環(huán)境的進(jìn)一步成熟化、系統(tǒng)化,是中國(guó)直升機(jī)振動(dòng)控制試驗(yàn)設(shè)計(jì)的發(fā)展方向。

5 現(xiàn)有不足與未來展望

綜上所述,本文對(duì)直升機(jī)旋翼振動(dòng)主動(dòng)控制方法的研究進(jìn)行了綜述與總結(jié),從上述成果中可以看出,直升機(jī)振動(dòng)控制是各國(guó)關(guān)注的焦點(diǎn)問題,而振動(dòng)控制方法則是閉環(huán)控制中最關(guān)鍵的環(huán)節(jié)。然而,現(xiàn)有的控制方法仍存在一些問題,為了進(jìn)一步推動(dòng)中國(guó)直升機(jī)振動(dòng)控制的發(fā)展,針對(duì)控制方法,提出以下不足以及未來值得關(guān)注的研究方向。

5.1 針對(duì)穩(wěn)定飛行狀態(tài)的魯棒自適應(yīng)控制

目前,大部分文獻(xiàn)均采用平衡點(diǎn)的線性化模型,這種方式簡(jiǎn)化了控制器的設(shè)計(jì),也要求當(dāng)存在模型建模誤差或外界干擾時(shí),控制方法具有足夠的調(diào)節(jié)能力保證振動(dòng)控制的魯棒性。然而,現(xiàn)有的以H∞為主流的魯棒方法一方面由于要保持干擾上界的系統(tǒng)穩(wěn)定性,收斂速度較低,另一方面,控制參數(shù)調(diào)整過于復(fù)雜。在未來,可以考慮對(duì)不確定性以及擾動(dòng)進(jìn)行實(shí)時(shí)估計(jì),并結(jié)合先進(jìn)控制方法設(shè)計(jì)有限時(shí)間快速減振控制方法。為了簡(jiǎn)化參數(shù)調(diào)節(jié)的過程,可以基于擾動(dòng)誤差反饋和傳感器振動(dòng)輸出等信息, 設(shè)計(jì)性能指標(biāo)函數(shù),利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等智能方法在線優(yōu)化更新擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器和控制器參數(shù),實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)參數(shù)調(diào)節(jié)。

5.2 針對(duì)全飛行狀態(tài)的智能自學(xué)習(xí)控制

現(xiàn)有的較為成熟的振動(dòng)控制方法主要在穩(wěn)定狀態(tài)下進(jìn)行振動(dòng)控制,然而,實(shí)際上,當(dāng)直升機(jī)以小速度前飛或變速度機(jī)動(dòng)飛行時(shí),主旋翼工作產(chǎn)生的振動(dòng)最大[85]。目前,已有研究[45]針對(duì)過渡狀態(tài),基于李雅普諾夫方法設(shè)計(jì)了適合線性參數(shù)時(shí)變模型的變參數(shù)減振控制器。另外,文獻(xiàn)[148]基于模態(tài)依賴平均駐留時(shí)間設(shè)計(jì)了不同狀態(tài)之間的切換信號(hào)。然而,變參數(shù)減振控制器的設(shè)計(jì)需要滿足峰值靈敏度等約束,在實(shí)際應(yīng)用中可能出現(xiàn)無法求解的情況,而切換控制則面臨抖振以及系統(tǒng)穩(wěn)定性差等問題。智能控制作為一種新興的控制方法,在理論上可以適應(yīng)各種動(dòng)態(tài)變化,并且避免了傳統(tǒng)方法的求解困難等問題,已有文獻(xiàn)[149]采用貝葉斯主動(dòng)學(xué)習(xí)結(jié)合深度強(qiáng)化學(xué)習(xí)算法來處理渦流振動(dòng)問題。由于在真實(shí)飛行過程中,直升機(jī)所處的氣動(dòng)環(huán)境以及速度、前進(jìn)比、飛行朝向等自身狀態(tài)都在動(dòng)態(tài)變化過程中,減振方法應(yīng)該在原有策略基礎(chǔ)上,通過遷移學(xué)習(xí)/小樣本學(xué)習(xí),根據(jù)傳感器實(shí)時(shí)反饋數(shù)據(jù)以及任務(wù)目標(biāo),對(duì)策略進(jìn)行增量迭代,實(shí)現(xiàn)自學(xué)習(xí)控制。另外,智能方法還需進(jìn)一步考慮安全性,即滿足執(zhí)行器約束的基礎(chǔ)上,同時(shí)還要保證控制的穩(wěn)定性和可實(shí)現(xiàn)性。

5.3 面向性能提升的綜合主動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

單個(gè)主動(dòng)控制機(jī)構(gòu)很難在執(zhí)行器約束范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)期望的減振或性能提升效果,因此,以后緣襟翼為例,歐洲直升機(jī)公司開展的ADASYS和BLUE PULSE試驗(yàn)中,通過集成多片后緣襟翼實(shí)現(xiàn)了振動(dòng)和噪聲控制。由文中介紹可知,國(guó)內(nèi)的南京航空航天大學(xué)已經(jīng)進(jìn)行了探索,在最新的研究中[136],兩片襟翼采用的控制均采用固定參數(shù)的頻域HHC方法,缺乏對(duì)多襟翼控制律的在線更新設(shè)計(jì),也沒有考慮多片襟翼相互影響和配合協(xié)調(diào)。本文認(rèn)為,對(duì)于多個(gè)減振機(jī)構(gòu),控制策略不應(yīng)只是簡(jiǎn)單的加法,而應(yīng)該基于帶多片小翼的旋翼系統(tǒng),設(shè)計(jì)多小翼振動(dòng)控制的整體性能指標(biāo)函數(shù),建立多目標(biāo)、多約束的動(dòng)態(tài)行為策略模型并進(jìn)行求解。另外,多機(jī)構(gòu)協(xié)調(diào)的控制方法也會(huì)對(duì)機(jī)載電腦的計(jì)算能力以及數(shù)據(jù)存儲(chǔ)能力提出挑戰(zhàn)[150],因此,如何在有限的計(jì)算資源下實(shí)現(xiàn)綜合主動(dòng)控制設(shè)計(jì),還需要深入研究。

6 結(jié) 論

直升機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)自提出以來,就一直受到人們的廣泛關(guān)注?？偟膩碚f,中國(guó)的直升機(jī)振動(dòng)控制方法的研究應(yīng)該兼顧兩個(gè)方面:能夠快速實(shí)現(xiàn)的成熟控制方法以及先進(jìn)的具有引領(lǐng)性的智能方法,兩者需要齊頭并進(jìn),提升中國(guó)新一代直升機(jī)的整體性能。除振動(dòng)控制外,直升機(jī)主動(dòng)控制技術(shù)還擁有降低噪聲[151]、避免動(dòng)態(tài)失速[152]、改善飛行性能[153]等應(yīng)用方向。主動(dòng)控制技術(shù)是一個(gè)涉及空氣動(dòng)力學(xué)、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、智能驅(qū)動(dòng)材料以及控制方法的綜合工程,隨著研究的深入,直升機(jī)振動(dòng)主動(dòng)控制技術(shù)必將展現(xiàn)出更多的魅力與價(jià)值,為中國(guó)的國(guó)防和民生作出更大的貢獻(xiàn)。