旋翼主动控制技术研究

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田 翔 马小艳

中国直升机设计研究所

田翔，男，工程师，沈亚娟，女，高级工程师，马小艳，女，工程师。

术的原理图，其通过控制自动倾斜器的不动环，使所有桨叶

产生每转N、N-1、N+1次的桨距变化（N 为桨叶片数），

引起附加的非定常作动力与原交变气动载荷抵消。

欧美许多直升机公司和研究机构进行了大量的研究，并

进行了试飞验证。

1952年，美国人steward 提出了HHC 的概念，进行

了初步研究，希望通过HHC 来改变旋翼升力分布，以减缓

后行侧桨叶失速，从而提高直升机最大飞行速度。研究结果

表明，通过适当的2/rev 控制，可以将直升机的前进比提高约0.1。1961年，美国人Arcidiacono 将HHC 技术用于直升机延缓失速研究，分析表明，单独采用2/rev 输入，最大

飞行速度增加25%，采用2/rev 和3/rev 组合，最大飞行速

度可以提升30%。之后对HHC 技术展开的研究，主要集中

在直升机减振降噪方面。

经过20多年的发展，HHC 技术在减振方面不断成熟。

1982年～1984年，Hughes 直升机公司和NASA 首次在

4片桨叶的OH-6A 直升机上进行了飞行试验，分别进行了

开环和闭环控制试验。图3、图4分别给出了平飞和机动飞

行状态下HHC 控制开启对驾驶员座椅垂向、纵向及横向振

动的影响，可以看出减振效果显著。另外，HHC 最优幅值

和相位随飞行速度变化显著。

1985年，法国宇航公司（Aerospatiale）在3桨叶的SA349直升机上进行HHC 闭环控制减振飞行试验。图5给

出了不同飞行速度下HHC 控制对机舱前部的振动影响，当以250Km/h 巡航飞行时，座舱前部区域的振动水平降低了约90%。另外，飞行员及副驾驶位置降低70%～80%。同年，进行了用于降低桨涡干扰（BVI）噪声的开环飞行试验，结果表明，3/rev 的HHC 输入可以有效降低BVI 噪声（麦克风位于左起落架前部）。1985年，西科斯基公司在S-76A 上也进行了HHC 试飞验证，当速度低于110节时减振效果明显。由于采用传统的液压系统来驱动HHC 辅助控制作动器，当速度高于110节时，由于液压泵不能满足使用要求，HHC 控制系统无法达到明显减振效果。上世纪90年代中期，美国陆军运载工具中心、NASA 和Bell 合作进行了以V-22倾转旋翼机为背景的HHC 技术研究，采用1/5的模型开展了风洞试验。结果表明：能够降低75％～95％的1/rev、3/rev 的振动。

1994年，美国NASA、德国宇航局（DLR）、法国宇航中心（ONERA）等多家研究机构合作在欧洲DWN 风洞，基于4桨叶BO-105模型旋翼开展了著名的HART （Higher

Harmonic-Control Aeroacoustic Rotor Test）试验，试验采用当时最先进的测试设备和技术，通过施加3/rev、4/rev 和5/rev 控制频率，研究HHC 技术对BVI 噪声的影响。本试验十分经典，其数据被后来研究人员广泛引用，来验证计算分析模型的正确性及有效性。2001年，使用更先进的

测量仪器（如PIV 粒子图像速度测量仪、SPR 立体声识别、

（a）HHC （b）经典IBC

图2 高阶谐波控制和独立桨距控制示意图

图4 OH-6A 机动飞行时（80Kts，30°转弯）飞行员座椅处振动

图3 OH-6A 平飞时飞行员座椅处振动

图5 SA349平飞时HHC 开启对前机舱振动影响

BTD 桨尖偏转测量等）进行了HART II 试验，结果表明：HHC 技术通过高阶桨距作用使得桨涡干扰位置从桨尖向桨根转移，从而削弱了BVI 噪声的辐射。综上，虽然HHC 系统工作在不动环下，结构上易于实现，并且经过试飞验证其具有显著的减振、降噪效果，但迄今为止这种技术尚未在直升机型号上实施，主要原因如下：（1）为了达到最优减振效果而确定高阶谐波幅值与相位，可能导致直升机的性能受到破坏，可能导致后行桨叶提前失速；（2）系统位于操纵链上，增加操纵系统的载荷，给操纵系统的设计和适航性带来不利；（3）控制载荷较大，需要作动器很

大的功率与之匹配，尤其在无较或无轴承旋翼上；（4）仅

对部分频率可控，对于超过3片桨叶旋翼，无法输入对提升

性能和降低噪声十分有用的2/rev 频率。

HHC 技术另一个研究停滞的原因，与当时新兴的经典

IBC 技术出现有很大关系。

经典IBC 控制

单桨叶控制可以理解为是HHC 的一个分支，能够对每

一片桨叶独立进行高阶谐波控制。最早发展起来的单桨叶控

制技术是通过独立安装在桨叶变距拉杆上的电液作动器直

接把控制输入施加在桨叶变距拉杆上，称为经典IBC。与

HHC 技术相比，IBC 更具有灵活性，可以补偿桨叶间的差异。

为了克服HHC 技术上的缺陷，从20世纪90年代开始，欧美研究机构开始将研究中心转移到经典IBC 上。

自上世纪70年代就开始了对经典IBC 控制理论的研究，受限于控制执行元件研究滞后，直到上世纪90年代才获得重大进展。其中德国ZFL 公司在伺服液压作动器上处于领

先地位，其研制的作动器先后用于BO-105、UH-60A 和CH-53G 等型号的风洞及试飞验证工作，如图6所示。

上世纪80年代中期，德国MBB 直升机公司开展了4桨叶Bo-105旋翼台试验，对经典IBC 技术研究，获得了输入与输出对应关系。1990～2004年，欧洲直升机公司德国部分（ECD）联合其他机构在Bo-105直升机上进行图6 ZFL 家族电液作动器表1 1990～2004在BO-105上开展的经典IBC 试验

Year IBC Tests Actuator Authority Flight Speed （Wind Speed）IBC Amplitudes IBC

Harmonics Objective

19901991First flight tests

Open loop Single harmonic input 0.25°0.49°60/115 kts 65 kts descent 0.16°0.40°3/rev 4/rev

5/rev Vibration and BVI noise

characteristics

19931994Wind tunnel tests

NASA Ames Open loop Single and muli-hamonic input 3.0°43～190 kts （μ=0.10～0.45）max.2.5°2/rev ～6/rev Vibration and BVI noise characteristics，

performance at high speed

1998Flight tests with increased authority Single harmonic input 1.1°110 kts 65 kts descent 0.40°1.0°2/rev ～5/rev BVI noise and Vibration

characteristics

2001Flight tests with noise controller

Closed loop Phase control

1.1°65 kts descent 1.0°2/rev BVI noise reduction

20032004Flight tests with Vibration controller Closed loop Time domain（TD） control 1.1°60～100 kts 65 kts descent 65 kts turns max.1.0°3/rev

4/rev 5/rev

Vibration reduction

图8 经典IBC 控制对机舱振动水平影响

图7 经典IBC 控制对主减速器振动水平影响