本發(fā)明涉及直升機振動與噪聲控制，特別是涉及一種直升機振動與噪聲主動控制系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

1、旋翼是直升機的核心部件，其旋轉(zhuǎn)可產(chǎn)生升力，但旋翼在直升機前飛過程中長期處于非對稱的氣動載荷下，因此引起直升機的振動和噪聲問題。同時，直升機的傳動系統(tǒng)，由于齒輪嚙合剛度和傳遞誤差等原因從而引發(fā)結(jié)構(gòu)振動及其輻射噪聲。根據(jù)有、無外部能源，直升機振動和噪聲控制分為被動控制方法和主動控制方法。

2、被動控制方法包括吸振裝置、隔振裝置、消音新材料和新結(jié)構(gòu)、阻尼器以及現(xiàn)代多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化方法(旋翼和機體結(jié)構(gòu)的動力學(xué)設(shè)計)等。典型的無源器件可以安裝在槳榖或槳葉上，以重量和阻力損失為代價減振和降噪；直升機機身結(jié)構(gòu)上可以粘貼約束阻尼層，利用剪切變形和粘滯特性損耗能量，抑制壁板振動和噪聲。

3、主動控制方法目前大體可分為基于旋翼系統(tǒng)的振動和噪聲主動控制和基于機身結(jié)構(gòu)的振動和噪聲主動控制，前者主要減少旋翼上的振動和噪聲從源頭控制，后者直接作用于機身，對機身關(guān)鍵位置進(jìn)行控制。

4、然而當(dāng)前主動控制方法仍然存在穩(wěn)定性和魯棒性等技術(shù)難題，缺少一種對于多個控制信號同時輸出滿足響應(yīng)速度要求，在直升機飛行狀態(tài)改變時實時調(diào)整控制信號的控制裝置。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是提供一種直升機振動與噪聲主動控制系統(tǒng)，能夠?qū)崟r有效控制直升機振動和噪聲。

2、本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是：提供一種直升機振動與噪聲主動控制系統(tǒng)，包括：

3、信號采集模塊，包括多個信號采集單元，用來采集直升機的飛行狀態(tài)參數(shù)，以及所述直升機設(shè)定部位的噪聲信號數(shù)據(jù)和振動信號數(shù)據(jù)；

4、信號處理與控制模塊，用來基于所述振動信號數(shù)據(jù)和所述噪聲信號數(shù)據(jù)提取振動信號特征和噪聲信號特征，并根據(jù)所述飛行狀態(tài)參數(shù)、所述振動信號特征和所述噪聲信號特征解算出主動控制信號；

5、作動器，用來基于所述主動控制信號采用次級力源控制所述旋翼系統(tǒng)和所述機身結(jié)構(gòu)振動，從而降低所述直升機的振動載荷與噪聲響應(yīng)。

6、進(jìn)一步的，所述主動控制信號通過以下公式計算：

7、t(s)＝a1*pv*α(s)+a2*pd*β(s)+a3*q*δ(s)

8、

9、

10、其中，t(s)為所述主動控制信號，s為拉普拉斯算子，a1、a2、a3為對應(yīng)項的權(quán)重值，dp為比例可調(diào)參數(shù)，di為積分可調(diào)參數(shù)，pv為振動信號特征矩陣，pd為噪聲信號特征矩陣，q為飛行狀態(tài)參數(shù)矩陣，δ(s)為飛行狀態(tài)參數(shù)與振動噪聲關(guān)聯(lián)矩陣。

11、進(jìn)一步的，所述作動器包括用來驅(qū)動變距小拉桿的第一作動控制，以及用來控制旋翼槳葉的第二作動控制，所述第一作動控制和所述第二作動控制基于所述主動控制信號驅(qū)動槳葉槳距產(chǎn)生相應(yīng)頻率變化，從而在槳葉上生成高階諧波的非氣動載荷來降低振動載荷與噪聲響應(yīng)。

12、進(jìn)一步的，所述作動器還包括用來控制槳葉后緣小翼的第三作動控制，所述第三作動控制基于所述主動控制信號控制所述槳葉后緣小翼改變槳葉非定常氣動載荷從而降低振動載荷與噪聲響應(yīng)。

13、進(jìn)一步的，所述飛行狀態(tài)參數(shù)包括所述直升機飛行狀態(tài)下的三維姿態(tài)、飛行速度、飛行高度和槳葉片角度。

14、進(jìn)一步的，所述三維姿態(tài)包括橫滾角、俯仰角和偏航角。

15、進(jìn)一步的，所述振動信號特征包括振動信號的幅值、頻率、相位和諧波，所述噪聲信號特征包括噪聲信號的幅值、頻率、相位和諧波。

16、進(jìn)一步的，所述信號采集單元包括：

17、飛行參數(shù)傳感器，用來采集所述飛行狀態(tài)參數(shù)；

18、噪聲傳感器，置于所述直升機的噪聲聲源處，用來采集所述噪聲信號數(shù)據(jù)，所述噪聲信號數(shù)據(jù)包括機械結(jié)構(gòu)振動、傳動噪聲以及空氣氣動噪聲；

19、振動傳感器，置于所述直升機的旋翼系統(tǒng)和機身結(jié)構(gòu)，用來采集所述振動信號數(shù)據(jù)。

20、進(jìn)一步的，還包括dac模塊和功放模塊，所述dac模塊用來將所述主動控制信號轉(zhuǎn)換為模擬信號，所述功放模塊用來將轉(zhuǎn)換為模擬信號的所述主動控制信號放大后輸出到所述作動器。

21、有益效果

22、由于采用了上述的技術(shù)方案，本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有以下的優(yōu)點和積極效果：本發(fā)明根據(jù)實時采集到的多源傳感器信號，通過控制算法解算出主動控制信號，進(jìn)而通過設(shè)置在關(guān)鍵減振和噪聲聲源處的作動器，采用次級力源控制機身結(jié)構(gòu)和旋翼系統(tǒng)振動，從而全面地控制直升機整體振動和噪聲水平。

技術(shù)特征：

1.一種直升機振動與噪聲主動控制系統(tǒng)，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述主動控制信號通過以下公式計算：

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述作動器包括用來驅(qū)動變距小拉桿的第一作動控制，以及用來控制旋翼槳葉的第二作動控制，所述第一作動控制和所述第二作動控制基于所述主動控制信號驅(qū)動槳葉槳距產(chǎn)生相應(yīng)頻率變化，從而在槳葉上生成高階諧波的非氣動載荷來降低振動載荷與噪聲響應(yīng)。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述作動器還包括用來控制槳葉后緣小翼的第三作動控制，所述第三作動控制基于所述主動控制信號控制所述槳葉后緣小翼改變槳葉非定常氣動載荷從而降低振動載荷與噪聲響應(yīng)。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述飛行狀態(tài)參數(shù)包括所述直升機飛行狀態(tài)下的三維姿態(tài)、飛行速度、飛行高度和槳葉片角度。

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述三維姿態(tài)包括橫滾角、俯仰角和偏航角。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述振動信號特征包括振動信號的幅值、頻率、相位和諧波，所述噪聲信號特征包括噪聲信號的幅值、頻率、相位和諧波。

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述信號采集單元包括：

9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的系統(tǒng)，其特征在于，還包括dac模塊和功放模塊，所述dac模塊用來將所述主動控制信號轉(zhuǎn)換為模擬信號，所述功放模塊用來將轉(zhuǎn)換為模擬信號的所述主動控制信號放大后輸出到所述作動器。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明涉及一種直升機振動與噪聲主動控制系統(tǒng)，包括：信號采集模塊，包括多個信號采集單元，用來采集直升機的飛行狀態(tài)參數(shù)，以及所述直升機設(shè)定部位的噪聲信號數(shù)據(jù)和振動信號數(shù)據(jù)；信號處理與控制模塊，用來基于所述振動信號數(shù)據(jù)和所述噪聲信號數(shù)據(jù)提取振動信號特征和噪聲信號特征，并根據(jù)所述飛行狀態(tài)參數(shù)、所述振動信號特征和所述噪聲信號特征解算出主動控制信號；作動器，用來基于所述主動控制信號形成次級力源控制所述旋翼系統(tǒng)和所述機身結(jié)構(gòu)振動，從而降低所述直升機的振動載荷與噪聲響應(yīng)。本發(fā)明能夠?qū)崟r有效控制直升機振動和噪聲。

技術(shù)研發(fā)人員：高鋒,彭德潤,趙振平,郭子昂,黃林然,黃超,胡斌
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國航空工業(yè)集團(tuán)公司上海航空測控技術(shù)研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/11/14