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丈量的新式非接触式传感器的研发
一种用于直升机转子状态丈量的新式非接触式传感器的研发
纲要
合用于旋翼航空器应用的创新丈量系统旨在经过及时获取飞翔中转子叶片的运动状态，实现发射噪声展望、监测，增强转子状态的反应控制。

该系统的研究开发从对合用技术的检查开始，经历了构造化的系统设计，实行以及测试。

针对系统宽泛的合用性，选择非接触式测试方案。

在方案研发的早期，有三个最先的设计理念，这三个设计方案中均将系统安装在转子头部，鉴于二维激光换能器或鉴于视觉的传感器来指向叶片根部地区。

经过全面实行以及实验室测试，选择最适合的立体视觉丈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趋成熟，最后完整集成在某原型直升机长进行地面测试以及飞翔试验。

本文详尽介绍了这一过程的
各个阶段。

对各阶段的选择以及系统最后的测试精度进行说明。

重点字：直升机叶片运动，拍打传感器，叶片角度丈量，转子状态反应，非接触感觉。

前言
跟着飞翔员能力的提升以及旋翼直升机空中作业任务的不停加重，及时获取直升机桨叶转子运动状态信息拥有愈来愈重要的意义。

事实上，一方面，旋翼直升机很简单产生影响舒坦度和飞翔职工作负载的动向行为，而另一方面，它们的操作经常遇到外面噪音同意水平的限制，这使得某些飞翔任务在人口浓密的地域没法履行。

经过丈量飞翔中的直升机桨叶转子运动状态信息，并对该信息进行办理，以便获取在桨叶转子（以及飞翔器）动向预计中的重要参数，该参数在噪声预计，飞翔器闭环控制，飞翔器状态监控以及参数辨别等多个领域中均拥有应用价值。

只管有潜伏的优势，但到目前为止，不论主桨仍是尾桨，用于及时获取桨叶运动状态的设施均没能在直升机上永远安装。

有时，旋翼航空器制造商开发新的旋翼直升机模型或版本，将及时获取桨叶运动状态
的传感器作为飞翔测试仪器的构成部分上机安装。

这些传感器系统的安装实例在参照文件[1,2]中给出。

前者的测试原理是鉴于加快度计传感器和用于检索叶片运动和载荷数据的察看算法的组合，尔后者依靠于lvdt安装的杆的直接机械探测来实现丈量。

这些实验传感器及设施不一样于机上的专用设施，它们集成度以及便携水平更低，自然，靠谱性以及耐用性也不及专用的机上测试设施。

本文综合地说了然一种构造化的方法来设计，实行和测试用于旋翼航空器应用的新的转子状态丈量系统，被以为是目前和未来的生产直升机上潜伏可集成的新式系统。

近来在cleansky合作项目的框架下进行了这项工作，此中新式传感器系统起着基础作用，进而能够成立一个创新的旋翼航空器噪声监测综合系统。

manoeuvres项目
cleansky项当今的manoeuvres项目（利用已考证的转子状态对系统操控噪声进行评估）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，经过米兰政治大学和罗姆
帝国大学以及vicoter和logic两家企业与fhd直升机司的密切协作，试试鉴于叶片运动发射噪声的预计来实现机载及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 （飞翔员听觉指示），该仪器内有一套用于噪声等级预计的特意算法。

该算法在一个早先采集好的spl（声压级）稳态数据库内采纳差值检索实现声学预计。

该算法的输入为三个与噪声发射强度有关的及时参数：直升机的行进比、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拥有必定的难度。

特别是推力系数以及tpp攻角经过在直升机航空电子设施中提取空速、高度等参数，经过直升机简化模型进行数据大略预计。

但是，当转子状态丈量系统能够丈量出叶片运动（特别是周期性的摇晃）时，即能够直接预计出tpp 与叶片机身的角度。

将它与预计的直升机机身迎角和侧滑角联合起来即能够获取tpp攻角。

这拥有必定的难度，特别是在生产直升机时，没有适合的传感器来进行飞灵巧力学角度丈量。

所以关于maneuvers项目，能够在应用中经过[6]描绘的察看方法，利用丈量到的转子状态合理计算推力系数以及tpp攻角。

图1描绘了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中传感系统丈量的转子状态参数共同输入至工作包4中的pai算法。

此外，在maneuvers项目的技术工作中，其余技术工作也向来在进行。

确实，在工作包4中，为了对飞翔员进行测试，鉴于fhd研究的飞翔器为独立模型的pai已经全面实行。

为了正确展望评估灵巧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整不稳固的计算进行了比较[7,8]。

精度高但是繁琐的非稳态航空声学解算器与复杂的流传模型相联合，已被用于展望实质飞翔测试数据。

别的，也展开了鉴于理论噪声轨迹的扰动预计的敏捷度研究。

在wp2和3中，机上转子状态丈量系统的可用性被视为检查转子状态反应（rsf）姿态控制增强的创新方法的动机。

构造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，向前飞翔到空速的5阶），考虑到转子状态丈量系统的实质模型，包含采样频次的有关值和时间延缓。

该系统在减少工作负载以及增强旋翼稳固性方面显示出了明显的潜伏优势。

在项目启动后的24个月，wp1和wp4获取的成就在文件11中详尽介绍。

这里，我们主要研究wp2和wp3中达成的主要工作，包含在主桨转子头上的新式非接触丈量系统的全面开发，从初步研究到原型直升机的地面试验以及飞翔试验。

设计要乞降技术检查
为了开发能够精准丈量耦合的超前滞后，襟翼和俯仰叶片运动的新的转子传感器系统，采纳非接触式技术，以提升系统持久性及内在的应用灵巧性。

事实上，我们的目标是面向产品的原型，在直升机不一样尺寸和配置主桨叶转子以及尾桨转子上均拥有应用潜力。

鉴于这样弘大的目标，在进行全面的技术检查以前，需要确立开发的转子状态丈量系统的需求，拘束以及限制条件。

我们需要确立其功能特色，物理特征以及他的环境适应性。

功能特色波及计量特征，在某些需要噪声展望的系统中使用或许其余潜伏应用。

经过对其剖析决定了表一所示的丈量带宽、丈量精度以及丈量范围的值。

表1丈量系统性能要求
丈量带宽
0~10hz（最小）
0~25hz（希望）
丈量精度
0.5度（最小）
0.1度（需求）
丈量范围
超前滞后：（-13.5,10.3）度
拍打：（-6.0,18.0）度
倾斜：（-22.0,20.0）度
别的，测试系统的设计需知足机上遇到加快度和振动会惹起的负载的状况下实现丈量的需求。

考虑到直升机主桨叶以及机身的安装条件限制，
物理特征包含重量，几何形状，功耗以及安装要求等。

关于环境特征，考虑到直升机高达6100英尺的飞翔高度，其飞翔地区温度最低至-40℃。

系统还应切合
mil-std704e和rtca/d0160d标准中的其余有关要求。

鉴于上述剖析，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
n
技术
安装
1
电容
转子上
2
超声波
转子上
3
涡流
转子上
4
霍尔效应
转子上
5
磁感觉
转子上
6
1维和2维三角激光转子或许机身上
7
飞翔时间激光
转子或许机身上
8
视觉系统
转子或许机身上
最先，全部传感器均被以为只好安装在转子上，以后，以为6~8型的传感器拥有在机身上的安装方案。

这样的设计拥有合理性，因为因为测试范围的限制，1~5型的传感器安装在机身大将对主转子叶片带来一些严重的问题。

，所以，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减小到只有6~8型。

实质上，在典型的飞翔应用中，1~5型的传感器对环境的宽泛变化拥有明显的敏感性。

比如电容传感器在丈量时，简单遇到污垢、水份、水以及其余扰动对电介质的影响。

超声波传感器对包含空气湍流在内的各样环境变换也很敏感。

涡流传感器，霍尔效应以及磁传感器增添了丈量的复杂性以及三维丈量和大振幅丈量的难度。

在这些状况下，丈量的精度以及稳固性特别重要。

飞翔时间激光系统因为其较低的采样率而被裁减。

综上所述，在初步选型中的6型（1维和2维三角激光丈量）和8型（视觉系统）最有优势作为转子状态丈量系统的观点传感器。

初步观点选择
鉴于激光三角系的系统和视觉的系统对上述初步要求的合用性，下一阶段需要考虑三个丈量系统性能的实现，并在适合的测试台长进行测试。

鉴于丈量系统的性能，达成了传感器的最后选择。

实现了转子状态丈量系统的解决方案，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转子状态丈量系统的初步解决方案
序号
传感器种类
传感器地点和目标
f1
单点激光
机身、叶片
f2
2维激光
机身、叶片
f3
鉴于视觉的单调相机机身、叶片
r1
单点激光
轮毂顶部、叶片根部r2
2维激光
轮毂顶部、叶片根部r3
鉴于视觉的单调相机轮毂顶部、叶片根部r4
视觉立体镜
轮毂顶部、叶片根部r5
鉴于视觉的单调相机
轮毂顶部、叶片尖端
r6
鉴于视觉的单调相机
轮毂侧、叶片根部
上述为6个转子安装和3个机身安装的解决方案。

在目标运动中获取谐波重量的能力是一个重点要素。

实质上，全部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，一个拥有足够采样率的单个传感器就能够获取全部需要的频次。

相反，机身安装解决方案中，因为感测的信息只好在叶片通道处获取，传感器感测到的频次是传感器个数的倍数。

三个候选的要素发挥侧重要的作者，经过层级剖析过程，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。

经过这类方式，我们考虑了丈量性能以及潜伏适航和面向产品的工业应用时一定考虑的很多特征。

所获取的观点整体排名如图2所示
图2转子丈量系统解决方案的ahp排名（从左到右，f1~f3,而后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）解决方案或许最高的得分，r3（鉴于视觉的单调相机）和r4（视觉立体镜）解决方案得分同样。

初步开发和测试
关于每个候选的解决方案，组装原型并全面实行，经过全面的测试活动获取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色，我们考虑了三种种类的实验：
ⅰ型测试：将系统安装在振动台上，在测试过程中模拟真切的三轴振动，丈量aw139上实质的飞翔数据。

ⅱ型测试：将系统安装在两个不一样的非旋转装备长进行精度评估。

ⅲ型测试：系统安装在旋转设施上，采集过程中设施拥有离心载荷，丈量aw139的实质主转子速度。

在ⅱ型测试中，如图3所示，由米兰实验室建筑了一个独自的振动装置。

经过直升机组件组装生产特意的元件，真切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能够施加到元件上。

图3：用于ii型测试的纯振动装置。

另一种拥有高度代表性的设施也在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。

它是拥有高度复杂性的主转子零件测试装置，同意施加完整耦合的前级延缓/叶片/叶片运动，而且模拟叶片上的离心牵引的影响。

在一些实验中，重现了aw139飞翔试验数中叶片的实质运动。

在ⅲ型测试中，需注意实现高度代表性的操作条件，这类状况下，我们在milano实验室采纳了
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代替，轮毂组件被简化，而且转子头部装置有两个气动制动器取代叶片。

使用这类设施，能够再现由变速箱产生的真切的向心加快度和振动。

图4用于iii型测试的a109mkiironbird
三个候选的系统均经过了ⅰ型和ⅲ型测试，在连续的运转状态下，数据采集和传输不受连续振动和加快度的影响。

在ii型测试中，使用了一个拥有很多单轴和静态和睦波指引/翼片/桨距旋转的耦合组合的测试矩阵。

在这些测试中，发现了三个系统在正确性上的一些差别。

在图5和图6中给出了示例，此中分别在均匀值和幅度的丈量上的偏差在正弦（即仅包含第一谐波）状况下给出。

明显，固然全部三个候选系统在单轴上都显示低于1度的偏差，但是鉴于多维的2-d激光解决方案的不确立性更大。

在纯粹的超前滞后运动，俯仰运动，以及耦合的指引力/翼片/俯仰运动时，测试结果近似。

从aw139飞翔测试数据中检索到的实质叶片运动历史的状况在图7中显示了均匀值的偏差。

在这类特定状况下，1xrev和2xrev幅度上的偏差显示出近似的趋向，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纯真拍打下一次谐波均匀值偏差
图6纯真拍打下一次谐波幅值偏差
图7飞翔测试数据的耦合指引线/翼片/俯仰的均匀值偏差。

在全世界范围内，只有鉴于视觉系统的r3和r4在0.5度的强迫精度范围内，实现了三个角度的均匀值和一次谐波重量的丈量。

此中鉴于立体视觉的r4精度更高，在丈量第一谐波重量时，达到了0.1度的希望精度。

这些结果与参照文件[13]中近来宣布的结果对比，此中文件在简化条件下测试的尾桨转子丈量系统的精度达到1.0度的超前滞后，0.3度的拍打，0.1度的俯仰。

最后的开发和测试
鉴于显示的结果，视觉系统观点在项目的最后阶段才最后成熟。

这个过程波及经过进一步的硬件和软件开发和测试获取最后原型的观点的改良，以及在实质的aw139直升机长进行地面和飞翔示范和测试的最后集成。

图8aw139配置了最后的转子状态丈量系统的实验
我们进行了数值和实验构造考证，以从可能的稳固性问题中简化设计，并保证为支持传感器系统的元件供给足够的构造强度，以防备潜伏的丈量偏差。

随后，最后的综合系统在politecnicodimilano实验室进行了测试，以便在机上安装以行进行确立考证。

我们再次考虑了三种种类的测试来评估安全性和性能特色：
i型测试：集成系统安装在一个大型振动筛上，并在此时期，采集经实质三轴振动水平复制在aw139上丈量的航班数据。

ii型测试：集成系统安装在非旋转钻机长进行正确度评估。

iii型测试：集成系统安装在a109mkii铁杆上，用于在采集时期进行离心负载测试，以及阳光敏感性评估。

在i型和iii型试验中，经历了5分钟的连续状态，没有发生任何构造或功能问题。

在ii型测试中，使用了位于milanopolitecnicodi的实验室供给的7自由度的机器人手臂来装备一个新的工作台。

以这类方式，目标的随意静态地点和运动，均能够被装置到
尾端履行器丈量。

该试验同意对采集和后办理算法进行改良，并确认在候选系统的初步测试活动中获取的精度水平。

别的，我们研究了在旋转过程中，在多个地点搁置一个校准光，以检查其采集丈量的能力，同时在飞翔过程中被太阳照明的状况下，我们研究了对太阳光的综合系统敏感性。

因为传感器方便搁置在转盘边沿以下，且采样频次相对较高，目前设定为7个丈量察看到转子旋转，太阳光对全局丈量的影响较小。

在这些宽泛的实验室试验后，集成的系统在已经装备好的aw139原型机上获取了一个安装地点。

设计实现的电源单元和独立数据采集设施完整切合原型直升机配置。

别的，从maneuvers转子状态丈量系统获取的数据也被传递到直升机飞翔测试仪器（fti）系统，用于在大容量储存器长进行机载储存。

地面测试和飞翔测试正在进行中，目的是在实质状况下显示集成的转子状态丈量系统功能。

别的，该系统的计量性能经过与独立安装的鉴于接触的丈量系统对比来实现评估。

结语
鉴于噪声监测和先进的车辆控制应用，在
cleanskygrc5maneuvers项目的框架内，已经设计，开发和测试了一种用于及时丈量直升机转子叶片运动的新式视觉系统。

该系统已在aw139仪器原型机上装机，正在进行地面和飞翔试验，实现最后的试验考证。

该系统的初步要求波及计量性能和适航性项目，以及与可能的面向产品的应用有关的考虑要素，适合目前和未来的旋翼航空器模型在系统开发中按照了构造化的路径，波及技术检查，九个可能的架构解决方案的观点，三个最有希望的备选方案的选择，其全面的实行和测试，最后选择的最后解决方案，以及实质直升机的最后实行，测试和整合。

结果，设计了安装在转子毂上方并指向位于叶片根部地区中的目标的立体摄像机系统。

未来的通讯将详尽说明这个有前程的系统的最后演示的结果，该系统完整切合合用的恳求，迄今为止的限制。

道谢。