一種用於直升機轉子狀態測量的新型非接觸式傳感器的研發

一種用於直升機轉子狀態測量的新型非接觸式傳感器的研發

摘要

適用於旋翼航空器應用的創新測量系統旨在通過實時獲取飛行中轉子葉片的運動狀態，實現發射噪聲預測、監測，增強轉子狀態的反饋控制。該系統的研究開發從對適用技術的調查開始，經歷了結構化的系統設計，實施以及測試。針對系統廣泛的適用性，選擇非接觸式測試方案。在方案研發的初期，有三個最初的設計理念，這三個設計方案中均將系統安裝在轉子頭部，基於二維激光換能器或基於視覺的傳感器來指向葉片根部區域。經過全面實施以及實驗室測試，選擇最適合的立體視覺測量系統方案進行發展研究。經歷了進一步的開發以及實驗室測試，立體視覺測試系統日益成熟，最終完全集成在某原型直升機上進行地面測試以及飛行試驗。本文詳細介紹了這一過程的各個階段。對各階段的選擇以及系統最終的測試精度進行説明。

關鍵字：直升機葉片運動，拍打傳感器，葉片角度測量，轉子狀態反饋，非接觸感應。

引言

隨着飛行員能力的提高以及旋翼直升機空中作業任務的不斷加重，實時獲取直升機槳葉轉子運動狀態信息具有越來越重要的意義。事實上，一方面，旋翼直升機很容易產生影響舒適度和飛行員工作負載的動態行為，而另一方面，它們的操作常常受到外部噪音允許水平的限制，這使得某些飛行任務在人口稠密的地區無法執行。通過測量飛行中的直升機槳葉轉子運動狀態信息，並對該信息進行處理，以便獲得在槳葉轉子（以及飛行器）動態估計中的重要參數，該參數在噪聲估計，飛行器閉環控制，飛行器狀態監控以及參數識別等多個領域中均具有應用價值。

儘管有潛在的優勢，但到目前為止，無論主槳還是尾槳，用於實時獲取槳葉運動狀態的設備均沒能在直升機上永久安裝。有時，旋翼航空器製造商開發新的旋翼直升機模型或版本，將實時獲取槳葉運動狀態的傳感器作為飛行測試儀器的組成部分上機安裝。這些傳感器系統的安裝實例在參考文獻[1,2]中給出。前者的測試原理是基於加速度計傳感器和用於檢索葉片運動和載荷數據的觀察算法的組合，而後者依賴於LVDT安裝的杆的直接機械探測來實現測量。這些實驗傳感器及設備不同於機上的專用設備，它們集成度以及便攜水平更低，當然，可靠性以及耐用性也不及專用的機上測試設備。

本文綜合地説明了一種結構化的方法來設計，實施和測試用於旋翼航空器應用的新的轉子狀態測量系統，被認為是當前和將來的生產直升機上潛在可集成的新型系統。最近在Clean Sky合作項目的框架下進行了這項工作，其中新型傳感器系統起着基礎作用，從而能夠建立一個創新的旋翼航空器噪聲監測綜合系統。

MANOEUVRES項目

Clean Sky項目下的MANOEUVRES項目（利用已驗證的轉子狀態對系統操縱噪聲進行評估）旨在對低噪聲衝擊下的旋翼終端程序提出一種新的解決方案。在為期32個月的項目計劃中，通過米蘭政治大學和羅姆帝國大學以及Vicoter和Logic兩家公司與FHD直升機司的緊密協作，嘗試基於葉片運動發射噪聲的估計來實現機載實時噪聲監測的可行性創新研究。

為此，駕駛艙內安裝一種圖形化的顯示儀器PAI（飛行員聽覺指示），該儀器內有一套用於噪聲等級估計的專門算法。該算法在一個預先收集好的SPL（聲壓級）穩態數據庫內採用差值檢索實現聲學估計。該算法的輸入為三個與噪聲發射強度相關的實時參數：直升機的前進比、主要轉子的推力系數以及主要轉子的TPP攻角。這些參數的機載測試具有一定的難度。特別是推力系數以及TPP攻角通過在直升機航空電子設備中提取空速、高度等參數，通過直升機簡化模型進行數據粗略估計。

可是，當轉子狀態測量系統可以測量出葉片運動（特別是週期性的搖擺）時，即可以直接估計出TPP與葉片機身的角度。將它與估計的直升機機身迎角和側滑角聯合起來即可以得到TPP攻角。這具有一定的難度，特別是在生產直升機時，沒有合適的傳感器來進行飛機動力學角度測量。因此對於MANEUVERS項目，可以在應用中通過[6]描述的觀察方法，利用測量到的轉子狀態合理計算推力系數以及TPP攻角。

圖1.  MANEUVERS項目中噪聲指數估計流程圖

圖1描述了MANEUVERS項目中噪聲監測的一般流程，項目工作包1中的參數與工作包2/3中傳感系統測量的轉子狀態參數共同輸入至工作包4中的PAI算法。

另外，在MANEUVERS項目的技術工作中，其他技術工作也一直在進行。的確，在工作包4中，為了對飛行員進行測試，基於FHD研究的飛行器為獨立模型的PAI已經全面實施。

為了準確預測評估機動旋翼航空器的噪聲等級，在WP1中，準穩態計算方法的兩個變形已經與典型和低噪聲終端軌跡完全不穩定的計算進行了比較[7,8]。精度高但是繁瑣的非穩態航空聲學解算器與複雜的傳播模型相結合，已被用於預測實際飛行測試數據。 此外，也開展了基於理論噪聲軌跡的擾動估計的靈敏度研究。

在WP2和3中，機上轉子狀態測量系統的可用性被視為調查轉子狀態反饋（RSF）姿態控制增強的創新方法的動機。 結構化控制器已經應用於減小的線性化轉子/機身模型（懸停的第二階，向前飛行到空速的5階），考慮到轉子狀態測量系統的實際模型，包括採樣頻率的相關值 和時間延遲。該系統在減輕工作負載以及加強旋翼穩定性方面顯示出了顯著的潛在優勢。

在項目啟動後的24個月，WP1和WP4獲得的成果在文獻11中詳細介紹。這裏，我們主要研究WP2和WP3中完成的主要工作，包括在主槳轉子頭上的新型非接觸測量系統的全面開發，從初步研究到原型直升機的地面試驗以及飛行試驗。

設計要求和技術調查

為了開發能夠精確測量耦合的超前滯後，襟翼和俯仰葉片運動的新的轉子傳感器系統，採用非接觸式技術，以提高系統耐久性及內在的應用靈活性。事實上，我們的目標是面向產品的原型，在直升機不同尺寸和配置主槳葉轉子以及尾槳轉子上均具有應用潛力。

鑑於這樣宏大的目標，在進行全面的技術調查之前，需要確定開發的轉子狀態測量系統的需求，約束以及限制條件。我們需要確定其功能特徵，物理特性以及他的環境適應性。

功能特徵涉及計量特性，在某些需要噪聲預測的系統中使用或者其他潛在應用。通過對其分析決定了表一所示的測量帶寬、測量精度以及測量範圍的值。

表1 測量系統性能要求

此外，測試系統的設計需滿足機上受到加速度和振動會引起的負載的情況下實現測量的需求。

考慮到直升機主槳葉以及機身的安裝條件限制，物理特性包括重量，幾何形狀，功耗以及安裝要求等。對於環境特性，考慮到直升機高達6100英尺的飛行高度，其飛行區域温度最低至-40℃。系統還應符合MIL-STD 704E和RTCA / D0160D標準中的其他相關要求。

基於上述分析，對候選的傳感器進行評估，將表2所示的傳感器列入考慮。

表2 傳感器初步選型

最初，所有傳感器均被認為只能安裝在轉子上，後來，認為6~8型的傳感器具有在機身上的安裝方案。這樣的設計具有合理性，因為由於測試範圍的限制，1~5型的傳感器安裝在機身上將對主轉子葉片帶來一些嚴重的問題。，因此，為了降低測試風險，再進一步的研究中，將備選傳感器的型號縮小到只有6~8型。

實際上，在典型的飛行應用中，1~5型的傳感器對環境的廣泛變化具有明顯的敏感性。例如電容傳感器在測量時，容易受到污垢、水份、水以及其他擾動對電介質的影響。超聲波傳感器對包括空氣湍流在內的各種環境變換也很敏感。渦流傳感器，霍爾效應以及磁傳感器增加了測量的複雜性以及三維測量和大振幅測量的難度。在這些情況下，測量的精度以及穩定性非常重要。飛行時間激光系統由於其較低的採樣率而被淘汰。

綜上所述，在初步選型中的6型（1維和2維三角激光測量）和8型（視覺系統）最有優勢作為轉子狀態測量系統的概念傳感器。

初步概念選擇

鑑於激光三角系的系統和視覺的系統對上述初步要求的適用性，下一階段需要考慮三個測量系統性能的實現，並在適當的測試台上進行測試。基於測量系統的性能，完成了傳感器的最終選擇。實現了轉子狀態測量系統的解決方案，將其集成在AW139，一個15座，7噸級的雙發直升機上。

九種可能的解決方案如表3所示。

表3 轉子狀態測量系統的初步解決方案

上述為6個轉子安裝和3個機身安裝的解決方案。在目標運動中獲得諧波分量的能力是一個關鍵因素。實際上，所有轉子安裝的解決方案，測試目標（葉片的一部分）在任何時候都能在傳感器的測試範圍內，一個具有足夠採樣率的單個傳感器就可以獲取所有需要的頻率。相反，機身安裝解決方案中，由於感測的信息只能在葉片通道處獲取，傳感器感測到的頻率是傳感器個數的倍數。

三個候選的因素髮揮着重要的作者，通過層級分析過程，定義了（a）重量，成本和直升機要求; （b）技術挑戰; （c）技術能力; （d）商業規劃，對其進行評估。通過這種方式，我們考慮了測量性能以及潛在適航和麪向產品的工業應用時必須考慮的許多特性。 所得到的概念總體排名如圖2所示

圖2 轉子測量系統解決方案的AHP排名（從左到右，F1~F3,然後R1到R6）

三個排名最高的解決方案均是傳感器安裝在輪轂頂部指向葉片根部。R2（2維激光）解決方案或者最高的得分，R3（基於視覺的單一相機）和R4（視覺立體鏡）解決方案得分相同。

初步開發和測試

對於每個候選的解決方案，組裝原型並全面實施，通過全面的測試活動得到傳感器功能以及系統測試性能。

為了在代表性的實驗室條件下評估這些特徵，我們考慮了三種類型的實驗：

Ⅰ型測試：將系統安裝在振動台上，在測試過程中模擬真實的三軸振動，測量AW139上實際的飛行數據。

Ⅱ型測試：將系統安裝在兩個不同的非旋轉裝備上進行精度評估。

Ⅲ型測試：系統安裝在旋轉設備上，採集過程中設備具有離心載荷，測量AW139的實際主轉子速度。

在Ⅱ型測試中，如圖3所示，由米蘭實驗室建造了一個單獨的振動裝置。通過直升機組件組裝生產專門的元件，真實的復現處已安裝系統的幾何形狀。靜態葉片角度以及諧波襟翼運動均可以施加到元件上。

圖3：用於II型測試的純振動裝置。

另一種具有高度代表性的設備也在II型測試中使用: 位於斯達西納科斯塔的FHD的AW139的耐用性測試台。它是具有高度複雜性的主轉子部件測試裝置，允許施加完全耦合的前級延遲/葉片/葉片運動，並且模擬葉片上的離心牽引的影響。在一些實驗中，重現了AW139飛行試驗數中葉片的實際運動。

在Ⅲ型測試中，需注意實現高度代表性的操作條件，這種情況下，我們在Milano實驗室採用了A109MKII ironbird（圖4）。這台測試台的基礎是一架Agusta A109MKII直升機機身，沒有尾翼部分，配有變速箱和桅杆。發動機已經被電動機替代，輪轂組件被簡化，並且轉子頭部裝配有兩個氣動制動器代替葉片。使用這種設備，可以再現由變速箱產生的真正的向心加速度和振動。

圖4 用於III型測試的A109MKI ironbird

三個候選的系統均通過了Ⅰ型和Ⅲ型測試，在連續的運行狀態下，數據採集和傳輸不受持續振動和加速度的影響。

在II型測試中，使用了一個具有許多單軸和靜態和諧波引導/翼片/槳距旋轉的耦合組合的測試矩陣。在這些測試中，發現了三個系統在準確性上的一些差異。在圖5和圖6中給出了示例，其中分別在平均值和幅度的測量上的誤差在正弦（即僅包含第一諧波）情況下給出。顯然，雖然所有三個候選系統在單軸上都顯示低於1度的誤差，但是基於多維的2- D激光解決方案的不確定性更大。在純粹的超前滯後運動，俯仰運動，以及耦合的引導力/翼片/俯仰運動時，測試結果類似。從AW139飛行測試數據中檢索到的實際葉片運動歷史的情況在圖7中顯示了平均值的誤差。在這種特定情況下，1xrev和2xrev幅度上的誤差顯示出類似的趨勢，最大值為0.54度（R2）和0.03度（R2），超前滯後，0.35度（R3）和0.07度（R3） 瓣和0.21度（R3）和0.20度（R3）間距。

圖5 單純拍打下一次諧波平均值誤差

圖6單純拍打下一次諧波幅值誤差

圖7飛行測試數據的耦合引導線/翼片/俯仰的平均值誤差。

在全球範圍內，只有基於視覺系統的R3和R4在0.5度的強制精度範圍內，實現了三個角度的平均值和一次諧波分量的測量。其中基於立體視覺的R4精度更高，在測量第一諧波分量時，達到了0.1度的期望精度。

這些結果與參考文獻[13]中最近公佈的結果相比，其中文獻在簡化條件下測試的尾槳轉子測量系統的精度達到1.0度的超前滯後，0.3度的拍打 ，0.1度的俯仰。

最終的開發和測試

基於顯示的結果，視覺系統概念在項目的最後階段才最終成熟。這個過程涉及通過進一步的硬件和軟件開發和測試獲得最終原型的概念的改進，以及在實際的AW139直升機上進行地面和飛行示範和測試的最終集成。

圖8 AW139配置了最終的轉子狀態測量系統的實驗

我們進行了數值和實驗結構驗證，以從可能的穩定性問題中簡化設計，並確保為支持傳感器系統的元件提供足夠的結構強度，以防止潛在的測量誤差。隨後，最終的綜合系統在Politecnico di Milano實驗室進行了測試，以便在機上安裝之前進行確定驗證。 我們再次考慮了三種類型的測試來評估安全性和性能特點：

I型測試：集成系統安裝在一個大型振動篩上，並在此期間，採集經實際三軸振動水平復制在AW139上測量的航班數據。

II型測試：集成系統安裝在非旋轉鑽機上進行準確度評估。

III型測試：集成系統安裝在A109 MKII鐵桿上，用於在採集期間進行離心負載測試，以及陽光敏感性評估。

在I型和III型試驗中，經歷了5分鐘的持續狀態，沒有發生任何結構或功能問題。在II型測試中，使用了位於Milano Politecnico di的實驗室提供的7自由度的機器人手臂來裝備一個新的工作台。以這種方式，目標的任意靜態位置和運動，均可以被裝配到末端執行器測量。該試驗允許對採集和後處理算法進行改進，並確認在候選系統的初步測試活動中獲得的精度水平。此外，我們研究了在旋轉過程中，在多個位置放置一個校準光，以檢查其收集測量的能力，同時在飛行過程中被太陽照明的情況下，我們研究了對太陽光的綜合系統敏感性。由於傳感器方便放置在轉盤邊緣以下，且採樣頻率相對較高，目前設定為7個測量觀察到轉子旋轉，太陽光對全局測量的影響較小。

在這些廣泛的實驗室試驗後，集成的系統在已經裝備好的AW139原型機上獲得了一個安裝位置。設計實現的電源單元和獨立數據採集設備完全符合原型直升機配置。此外，從MANEUVERS轉子狀態測量系統獲取的數據也被傳送到直升機飛行測試儀器（FTI）系統，用於在大容量存儲器上進行機載存儲。

地面測試和飛行測試正在進行中，目的是在實際情況下顯示集成的轉子狀態測量系統功能。此外，該系統的計量性能通過與獨立安裝的基於接觸的測量系統相比來實現評估。

結語

鑑於噪聲監測和先進的車輛控制應用，在Clean Sky GRC5 MANEUVERS項目的框架內，已經設計，開發和測試了一種用於實時測量直升機轉子葉片運動的新型視覺系統。該系統已在AW139儀器原型機上裝機，正在進行地面和飛行試驗，實現最終的試驗驗證。

該系統的初步要求涉及計量性能和適航性項目，以及與可能的面向產品的應用有關的考慮因素，適合當前和未來的旋翼航空器模型在系統開發中遵循了結構化的路徑，涉及技術調查，九個可能的架構解決方案的概念，三個最有希望的備選方案的選擇，其全面的實施和測試，最終選擇的最終解決方案，以及 實際直升機的最終實施，測試和整合。

結果，設計了安裝在轉子轂上方並指向位於葉片根部區域中的目標的立體攝像機系統。未來的通信將詳細説明這個有前途的系統的最終演示的結果，該系統完全符合適用的請求，迄今為止的限制。

致謝

導致這些成果的研究已獲得由MANEUVERS項目提供資金，由清潔天空聯合承諾計劃資助，授權協議N. 620068