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一种用于直升机转子状态测量的新型非接触式传感器的研发 一种用于直升机转子状态测量的新型非接触式传感器的研发 摘要 适用于旋翼航空器应用的创新测量系统旨在通过实时获取飞行中转子叶片的运动状态，实现发射噪声预测、监测，增强转子状态的反馈控制。该系统的研究开发从对适用技术的调查开始，经历了结构化的系统设计，实施以及测试。针对系统广泛的适用性，选择非接触式测试方案。在方案研发的初期，有三个最初的设计理念，这三个设计方案中均将系统安装在转子头部，基于二维激光换能器或基于视觉的传感器来指向叶片根部区域。经过全面实施以及实验室测试，选择最适合的立体视觉测量系统方案进行发展研究。经历了进一步的开发以及实验室测试，立体视觉测试系统日益成熟，最终完全集成在某原型直升机上进行地面测试以及飞行试验。本文详细介绍了这一过程的各个阶段。对各阶段的选择以及系统最终的测试精度进行说明。 关键字：直升机叶片运动，拍打传感器，叶片角度测量，转子状态反馈，非接触感应。 引言 随着飞行员能力的提高以及旋翼直升机空中作业任务的不断加重，实时获取直升机桨叶转子运动状态具有越来越重要的意义。事实上，一方面，旋翼直升机很容易产生影响舒适度和飞行员工作负载的动态行为，而另一方面，它们的操作常常受到外部噪音允许水平的限制，这使得某些飞行任务在人口稠密的地区无法执行。通过测量飞行中的直升机桨叶转子运动状态信息，并对该信息进行处理，以便获得在桨叶转子（以及飞行器）动态估计中的重要参数，该参数在噪声估计，飞行器闭环控制，飞行器状态监控以及参数识别等多个领域中均具有应用价值。 尽管有潜在的优势，但到目前为止，无论主桨还是尾桨，用于实时获取桨叶运动状态的设备均没能在直升机上永久安装。有时，旋翼航空器制造商开发新的旋翼直升机模型或版本，将实时获取桨叶运动状态的传感器作为飞行测试仪器的组成部分上机安装。这些传感器系统的安装实例在参考文献1,2中给出。前者的测试原理是基于加速度计传感器和用于检索叶片运动和载荷数据的观察算法的组合，而后者依赖于LVDT安装的杆的直接机械探测来实现测量。这些实验传感器及设备不同于机上的专用设备，它们集成度以及便携水平更低，当然，可靠性以及耐用性也不及专用的机上测试设备。 本文综合地说明了一种结构化的方法来设计，实施和测试用于旋翼航空器应用的新的转子状态测量系统，被认为是当前和将来的生产直升机上潜在可集成的新型系统。最近在CleanSky合作项目的框架下进行了这项工作，其中新型传感器系统起着基础作用，从而能够建立一个创新的旋翼航空器噪声监测综合系统。 MANOEUVRES项目 CleanSky项目下的MANOEUVRES项目（利用已验证的转子状态对系统操纵噪声进行评估）旨在对低噪声冲击下的旋翼终端程序提出一种新的解决方案。在为期32个月的项目计划中，通过米兰政治大学和罗姆帝国大学以及Vicoter和Logic两家公司与FHD直升机司的紧密协作，尝试基于叶片运动发射噪声的估计来实现机载实时噪声监测的可行性创新研究。 为此，驾驶舱内安装一种图形化的显示仪器PAI（飞行员听觉指示），该仪器内有一套用于噪声等级估计的专门算法。该算法在一个预先收集好的SPL（声压级）稳态数据库内采用差值检索实现声学估计。该算法的输入为三个与噪声发射强度相关的实时参数：直升机的前进比、主要转子的推力系数以及主要转子的TPP攻角。这些参数的机载测试具有一定的难度。特别是推力系数以及TPP攻角通过在直升机航空电子设备中提取空速、高度等参数，通过直升机简化模型进行数据粗略估计。 可是，当转子状态测量系统可以测量出叶片运动（特别是周期性的摇摆）时，即可以直接估计出TPP与叶片机身的角度。将它与估计的直升机机身迎角和侧滑角联合起来即可以得到TPP攻角。这具有一定的难度，特别是在生产直升机时，没有合适的传感器来进行飞机动力学角度测量。因此对于MANEUVERS项目，可以在应用中通过6描述的观察方法，利用测量到的转子状态合理计算推力系数以及TPP攻角。 图1.MANEUVERS项目中噪声指数估计流程图 图1描述了MANEUVERS项目中噪声监测的一般流程，项目工作包1中的参数与工作包2/3中传感系统测量的转子状态参数共同输入至工作包4中的PAI算法。 另外，在MANEUVERS项目的技术工作中，其他技术工作也一直在进行。的确，在工作包4中，为了对飞行员进行测试，基于FHD研究的飞行器为独立模型的PAI已经全面实施。 为了准确预测评估机动旋翼航空器的噪声等级，在WP1中，准稳态计算方法的两个变形已经与典型和低噪声终端轨迹完全不稳定的计算进行了比较7,8。精度高但是繁琐的非稳态航空声学解算器与复杂的传播模型相结合，已被用于预测实际飞行测试数据。此外，也开展了基于理论噪声轨迹的扰动估计的灵敏度研究。 在WP2和3中，机上转子状态测量系统的可用性被视为调查转子状态反馈（RSF）姿态控制增强的创新方法的动机。结构化控制器已经应用于减小的线性化转子/机身模型（悬停的第二阶，向前飞行到空速的5阶），考虑到转子状态测量系统的实际模型，包括采样频率的相关值和时间延迟。该系统在减轻工作负载以及加强旋翼稳定性方面显示出了显著的潜在优势。 在项目启动后的24个月，WP1和WP4获得的成果在文献11中详细介绍。这里，我们主要研究WP2和WP3中完成的主要工作，包括在主桨转子头上的新型非接触测量系统的全面开发，从初步研究到原型直升机的地面试验以及飞行试验。 设计要求和技术调查 为了开发能够精确测量耦合的超前滞后，襟翼和俯仰叶片运动的新的转子传感器系统，采用非接触式技术，以提高系统耐久性及内在的应用灵活性。事实上，我们的目标是面向产品的原型，在直升机不同尺寸和配置主桨叶转子以及尾桨转子上均具有应用潜力。 鉴于这样宏大的目标，在进行全面的技术调查之前，需要确定开发的转子状态测量系统的需求，约束以及限制条件。我们需要确定其功能特征，物理特性以及他的环境适应性。 功能特征涉及计量特性，在某些需要噪声预测的系统中使用或者其他潜在应用。通过对其分析决定了表一所示的测量带宽、测量精度以及测量范围的值。 表1测量系统性能要求 此外，测试系统的设计需满足机上受到加速度和振动会引起的负载的情况下实现测量的需求。 考虑到直升机主桨叶以及机身的安装条件限制，物理特性包括重量，几何形状，功耗以及安装要求等。对于环境特性，考虑到直升机高达6100英尺的飞行高度，其飞行区域温度最低至-40。系统还应符合MIL-STD704E和RTCA/D0160D标准中的其他相关要求。 基于上述分析，对候选的传感器进行评估，将表2所示的传感器列入考虑。 表2传感器初步选型 最初，所有传感器均被认为只能安装在转子上，后来，认为68型的传感器具有在机身上的安装方案。这样的设计具有合理性，因为由于测试范围的限制，15型的传感器安装在机身上将对主转子叶片带来一些严重的问题。，因此，为了降低测试风险，再进一步的研究中，将备选传感器的型号缩小到只有68型。 实际上，在典型的飞行应用中，15型的传感器对环境的广泛变化具有明显的敏感性。例如电容传感器在测量时，容易受到污垢、水份、水以及其他扰动对电介质的影响。超声波传感器对包括空气湍流在内的各种环境变换也很敏感。涡流传感器，霍尔效应以及磁传感器增加了测量的复杂性以及三维测量和大振幅测量的难度。在这些情况下，测量的精度以及稳定性非常重要。飞行时间激光系统由于其较低的采样率而被淘汰。 综上所述，在初步选型中的6型（1维和2维三角激光测量）和8型（视觉系统）最有优势作为转子状态测量系统的概念传感器。 初步概念选择 鉴于激光三角系的系统和视觉的系统对上述初步要求的适用性，下一阶段需要考虑三个测量系统性能的实现，并在适当的测试台上进行测试。基于测量系统的性能，完成了传感器的最终选择。实现了转子状态测量系统的解决方案，将其集成在AW139，一个15座，7吨级的双发直升机上。 九种可能的解决方案如表3所示。 表3转子状态测量系统的初步解决方案 上述为6个转子安装和3个机身安装的解决方案。在目标运动中获得谐波分量的能力是一个关键因素。实际上，所有转子安装的解决方案，测试目标（叶片的一部分）在任何时候都能在传感器的测试范围内，一个具有足够采样率的单个传感器就可以获取所有需要的频率。相反，机身安装解决方案中，由于感测的信息只能在叶片通道处获取，传感器感测到的频率是传感器个数的倍数。 三个候选的因素发挥着重要的作者，通过层级分析过程，定义了（a）重量，成本和直升机要求;（b）技术挑战;（c）技术能力;（d）商业规划，对其进行评估。通过这种方式，我们考虑了测量性能以及潜在适航和面向产品的工业应用时必须考虑的许多特性。所得到的概念总体排名如图2所示 图2转子测量系统解决方案的AHP排名（从左到右，F1F3,然后R1到R6） 三个排名最高的解决方案均是传感器安装在轮毂顶部指向叶片根部。R2（2维激光）解决方案或者最高的得分，R3（基于视觉的单一相机）和R4（视觉立体镜）解决方案得分相同。 初步开发和测试 对于每个候选的解决方案，组装原型并全面实施，通过全面的测试活动得到传感器功能以及系统测试性能。 为了在代表性的实验室条件下评估这些特征，我们考虑了三种类型的实验： 型测试：将系统安装在振动台上，在测试过程中模拟真实的三轴振动，测量AW139上实际的飞行数据。 型测试：将系统安装在两个不同的非旋转装备上进行精度评估。 型测试：系统安装在旋转设备上，采集过程中设备具有离心载荷，测量AW139的实际主转子速度。 在型测试中，如图3所示，由米兰实验室建造了一个单独的振动装置。通过直升机组件组装生产专门的元件，真实的复现处已安装系统的几何形状。静态叶片角度以及谐波襟翼运动均可以施加到元件上。 图3：用于II型测试的纯振动装置。 另一种具有高度代表性的设备也在II型测试中使用:位于斯达西纳科斯塔的FHD的AW139的耐用性测试台。它是具有高度复杂性的主转子部件测试装置，允许施加完全耦合的前级延迟/叶片/叶片运动，并且模拟叶片上的离心牵引的影响。在一些实验中，重现了AW139飞行试验数中叶片的实际运动。 在型测试中，需注意实现高度代表性的操作条件，这种情况下，我们在Milano实验室采用了A109MKIIironbird（图4）。这台测试台的基础是一架AgustaA109MKII直升机机身，没有尾翼部分，配有变速箱和桅杆。发动机已经被电动机替代，轮毂组件被简化，并且转子头部装配有两个气动制动器代替叶片。使用这种设备，可以再现由变速箱产生的真正的向心加速度和振动。 图4用于III型测试的A109MKIironbird 三个候选的系统均通过了型和型测试，在连续的运行状态下，数据采集和传输不受持续振动和加速度的影响。 在II型测试中，使用了一个具有许多单轴和静态和谐波引导/翼片/桨距旋转的耦合组合的测试矩阵。在这些测试中，发现了三个系统在准确性上的一些差异。在图5和图6中给出了示例，其中分别在平均值和幅度的测量上的误差在正弦（即仅包含第一谐波）情况下给出。显然，虽然所有三个候选系统在单轴上都显示低于1度的误差，但是基于多维的2-D激光解决方案的不确定性更大。在纯粹的超前滞后运动，俯仰运动，以及耦合的引导力/翼片/俯仰运动时，测试结果类似。从AW139飞行测试数据中检索到的实际叶片运动历史的情况在图7中显示了平均值的误差。在这种特定情况下，1xrev和2xrev幅度上的误差显示出类似的趋势，最大值为0.54度（R2）和0.03度（R2），超前滞后，0.35度（R3）和0.07度（R3）瓣和0.21度（R3）和0.20度（R3）间距。 图5单纯拍打下一次谐波平均值误差 图6单纯拍打下一次谐波幅值误差 图7飞行测试数据的耦合引导线/翼片/俯仰的平均值误差。 在全球范围内，只有基于视觉系统的R3和R4在0.5度的强制精度范围内，实现了三个角度的平均值和一次谐波分量的测量。其中基于立体视觉的R4精度更高，在测量第一谐波分量时，达到了0.1度的期望精度。 这些结果与参考文献13中最近公布的结果相比，其中文献在简化条件下测试的尾桨转子测量系统的精度达到1.0度的超前滞后，0.3度的拍打，0.1度的俯仰。 最终的开发和测试 基于显示的结果，视觉系统概念在项目的最后阶段才最终成熟。这个过程涉及通过进一步的硬件和软件开发和测试获得最终原型的概念的改进，以及在实际的AW139直升机上进行地面和飞行示范和测试的最终集成。 图8AW139配置了最终的转子状态测量系统的实验 我们进行了数值和实验结构验证，以从可能的稳定性问题中简化设计，并确保为支持传感器系统的元件提供足够的结构强度，以防止潜在的测量误差。随后，最终的综合系统在PoliteicodiMilano实验室进行了测试，以便在机上安装之前进行确定验证。我们再次考虑了三种类型的测试来评估安全性和性能特点： I型测试：集成系统安装在一个大型振动筛上，并在此期间，采集经实际三轴振动水平复制在AW139上测量的航班数据。 II型测试：集成系统安装在非旋转钻机上进行准确度评估。 III型测试：集成系统安装在A109MKII铁杆上，用于在采集期间进行离心负载测试，以及阳光敏感性评估。 在I型和III型试验中，经历了5分钟的持续状态，没有发生任何结构或功能问题。在II型测试中，使用了位于MilanoPoliteicodi的实验室提供的7自由度的机器人手臂来装备一个新的工作台。以这种方式，目标的任意静态位置和运动，均可以被装配到末端执行器测量。该试验允许对采集和后处理算法进行改进，并确认在候选系统的初步测试活动中获得的精度水平。此外，我们研究了在旋转过程中，在多个位置放置一个校准光，以检查其收集测量的能力，同时在飞行过程中被太阳照明的情况下，我们研究了对太阳光的综合系统敏感性。由于传感器方便放置