【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及直升机振动与噪声控制，特别是涉及一种直升机振动与噪声主动控制系统。
技术介绍
1、旋翼是直升机的核心部件，其旋转可产生升力，但旋翼在直升机前飞过程中长期处于非对称的气动载荷下，因此引起直升机的振动和噪声问题。同时，直升机的传动系统，由于齿轮啮合刚度和传递误差等原因从而引发结构振动及其辐射噪声。根据有、无外部能源，直升机振动和噪声控制分为被动控制方法和主动控制方法。
2、被动控制方法包括吸振装置、隔振装置、消音新材料和新结构、阻尼器以及现代多学科设计优化方法(旋翼和机体结构的动力学设计)等。典型的无源器件可以安装在桨榖或桨叶上，以重量和阻力损失为代价减振和降噪；直升机机身结构上可以粘贴约束阻尼层，利用剪切变形和粘滞特性损耗能量，抑制壁板振动和噪声。
3、主动控制方法目前大体可分为基于旋翼系统的振动和噪声主动控制和基于机身结构的振动和噪声主动控制，前者主要减少旋翼上的振动和噪声从源头控制，后者直接作用于机身，对机身关键位置进行控制。
4、然而当前主动控制方法仍然存在稳定性和鲁棒性等技术难题，缺少一种对于多个控制信号同时输出满足响应速度要求，在直升机飞行状态改变时实时调整控制信号的控制装置。
技术实现思路
1、本专利技术所要解决的技术问题是提供一种直升机振动与噪声主动控制系统，能够实时有效控制直升机振动和噪声。
2、本专利技术解决其技术问题所采用的技术方案是：提供一种直升机振动与噪声主动控制系统，包括：
3、信号采
4、信号处理与控制模块，用来基于所述振动信号数据和所述噪声信号数据提取振动信号特征和噪声信号特征，并根据所述飞行状态参数、所述振动信号特征和所述噪声信号特征解算出主动控制信号；
5、作动器，用来基于所述主动控制信号采用次级力源控制所述旋翼系统和所述机身结构振动，从而降低所述直升机的振动载荷与噪声响应。
6、进一步的，所述主动控制信号通过以下公式计算：
7、t(s)＝a1*pv*α(s)+a2*pd*β(s)+a3*q*δ(s)
8、
9、
10、其中，t(s)为所述主动控制信号，s为拉普拉斯算子，a1、a2、a3为对应项的权重值，dp为比例可调参数，di为积分可调参数，pv为振动信号特征矩阵，pd为噪声信号特征矩阵，q为飞行状态参数矩阵，δ(s)为飞行状态参数与振动噪声关联矩阵。
11、进一步的，所述作动器包括用来驱动变距小拉杆的第一作动控制，以及用来控制旋翼桨叶的第二作动控制，所述第一作动控制和所述第二作动控制基于所述主动控制信号驱动桨叶桨距产生相应频率变化，从而在桨叶上生成高阶谐波的非气动载荷来降低振动载荷与噪声响应。
12、进一步的，所述作动器还包括用来控制桨叶后缘小翼的第三作动控制，所述第三作动控制基于所述主动控制信号控制所述桨叶后缘小翼改变桨叶非定常气动载荷从而降低振动载荷与噪声响应。
13、进一步的，所述飞行状态参数包括所述直升机飞行状态下的三维姿态、飞行速度、飞行高度和桨叶片角度。
14、进一步的，所述三维姿态包括横滚角、俯仰角和偏航角。
15、进一步的，所述振动信号特征包括振动信号的幅值、频率、相位和谐波，所述噪声信号特征包括噪声信号的幅值、频率、相位和谐波。
16、进一步的，所述信号采集单元包括：
17、飞行参数传感器，用来采集所述飞行状态参数；
18、噪声传感器，置于所述直升机的噪声声源处，用来采集所述噪声信号数据，所述噪声信号数据包括机械结构振动、传动噪声以及空气气动噪声；
19、振动传感器，置于所述直升机的旋翼系统和机身结构，用来采集所述振动信号数据。
20、进一步的，还包括dac模块和功放模块，所述dac模块用来将所述主动控制信号转换为模拟信号，所述功放模块用来将转换为模拟信号的所述主动控制信号放大后输出到所述作动器。
21、有益效果
22、由于采用了上述的技术方案，本专利技术与现有技术相比，具有以下的优点和积极效果：本专利技术根据实时采集到的多源传感器信号，通过控制算法解算出主动控制信号，进而通过设置在关键减振和噪声声源处的作动器，采用次级力源控制机身结构和旋翼系统振动，从而全面地控制直升机整体振动和噪声水平。
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1.一种直升机振动与噪声主动控制系统，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述主动控制信号通过以下公式计算：
3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述作动器包括用来驱动变距小拉杆的第一作动控制，以及用来控制旋翼桨叶的第二作动控制，所述第一作动控制和所述第二作动控制基于所述主动控制信号驱动桨叶桨距产生相应频率变化，从而在桨叶上生成高阶谐波的非气动载荷来降低振动载荷与噪声响应。
4.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，所述作动器还包括用来控制桨叶后缘小翼的第三作动控制，所述第三作动控制基于所述主动控制信号控制所述桨叶后缘小翼改变桨叶非定常气动载荷从而降低振动载荷与噪声响应。
5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述飞行状态参数包括所述直升机飞行状态下的三维姿态、飞行速度、飞行高度和桨叶片角度。
6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述三维姿态包括横滚角、俯仰角和偏航角。
7.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述振动信号特征包括振动信号的幅值、频率、相位和谐波，所
8.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述信号采集单元包括：
9.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，还包括DAC模块和功放模块，所述DAC模块用来将所述主动控制信号转换为模拟信号，所述功放模块用来将转换为模拟信号的所述主动控制信号放大后输出到所述作动器。
...【技术特征摘要】
1.一种直升机振动与噪声主动控制系统，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述主动控制信号通过以下公式计算：
3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述作动器包括用来驱动变距小拉杆的第一作动控制，以及用来控制旋翼桨叶的第二作动控制，所述第一作动控制和所述第二作动控制基于所述主动控制信号驱动桨叶桨距产生相应频率变化，从而在桨叶上生成高阶谐波的非气动载荷来降低振动载荷与噪声响应。
4.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，所述作动器还包括用来控制桨叶后缘小翼的第三作动控制，所述第三作动控制基于所述主动控制信号控制所述桨叶后缘小翼改变桨叶非定常气动载荷从而降低振动载荷与噪声响应。
5.根据...
【专利技术属性】
技术研发人员：高锋，彭德润，赵振平，郭子昂，黄林然，黄超，胡斌，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司上海航空测控技术研究所，
类型：发明
国别省市：
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