CN115056979B - 基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法及系统，所述方法包括：在直升机旋翼桨叶的预设位置处安装激光发射器和传感器并进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号；当传感器接收到激光发射器的信号时，确定旋翼桨叶出现摆振运动；在确定旋翼桨叶出现摆振运动后，监测预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序，根据感器序号的顺序确定摆振方向周期型运动的类型；根据所述摆振方向周期型运动的类型确定变直径操纵策略，根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵。采用本发明振动主动控制方法，通过对桨叶进行变直径操纵，以有效降低旋翼整体振动载荷，并缓解诸多由于摆振运动而引起的动力学问题。

Description

基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法及系统

技术领域

本发明涉及直升机振动主动控制技术领域，特别是涉及一种基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法及系统。

背景技术

直升机旋翼工作在严重非对称、非定常流场环境中，此流场会导致直升机桨叶在工作时承受复杂交变的气动载荷的作用，气动载荷与细长的弹性桨叶耦合作用产生交变的振动载荷，载荷通过旋翼轴、操纵系统传递到机身上，引起直升机的振动。此振动不仅影响驾乘人员的舒适性，同时还会导致结构疲劳问题。因此，要提升直升机的性能，必须妥善处理好旋翼振动载荷。

直升机的减振方式主要有被动减振和主动减振两类。传统的减振方式往往通过被动振动控制装置实现，虽然被动振动控制原理简单，但是其具有很大的局限性，只能针对特定的飞行状态进行振动控制。相比于被动振动控制方法，主动振动控制方法具有适应性强、设备质量轻、减振效果强等优点。因此，主动振动控制方法在目前的旋翼减振领域备受青睐。

目前应用在旋翼上的振动主动控制方法大多关注于桨叶的挥舞以及扭转运动，例如：通过主动控制后缘小翼改变桨叶的挥舞振型，通过主动扭转改变桨叶的扭转振型，对(桨盘平面内的)桨叶摆振运动考虑较少。但是，旋翼摆振方向周期型运动会在桨毂平面内产生额外的惯性力，并且此运动与机体运动相耦合可能会产生“地面共振”、“空中共振”问题，对旋翼结构的安全性造成显著影响。因此，亟需设计一种能够控制旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法及系统，以有效降低旋翼整体振动载荷，并缓解诸多由于摆振运动而引起的动力学问题。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法，包括：

在直升机旋翼桨叶的预设位置处安装激光发射器和传感器并进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号；

当传感器接收到激光发射器的信号时，确定旋翼桨叶出现摆振运动；

在确定旋翼桨叶出现摆振运动后，监测预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序；

根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定摆振方向周期型运动的类型；所述摆振方向周期型运动的类型包括摆振后退型运动和摆振前进型运动；

根据所述摆振方向周期型运动的类型确定变直径操纵策略，根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵。

可选地，所述在直升机旋翼桨叶的预设位置处安装激光发射器和传感器并进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号，具体包括：

在直升机旋翼每片桨叶的桨根位置剖面前缘位置以及后缘位置分别安装激光发射器，在每片桨叶的桨尖位置剖面前缘位置以及后缘位置分别安装传感器；

沿旋翼旋转方向对各个激光发射器和传感器进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号，采用blade_x表示第x片桨叶，b_x-r_y表示第x片桨叶的第y个激光发射器，b_x-t_y表示第x片桨叶的第y个传感器。

可选地，所述根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定摆振方向周期型运动的类型，具体包括：

当根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定各片桨叶合成重心的偏移在旋转坐标系中逆旋翼转向而转动时，确定所述摆振方向周期型运动的类型为摆振后退型运动；

当根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定各片桨叶合成重心的偏移在旋转坐标系中顺旋翼转向而转动时，确定所述摆振方向周期型运动的类型为摆振前进型运动。

可选地，所述根据所述摆振方向周期型运动的类型确定变直径操纵策略，根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵，具体包括：

当所述摆振方向周期型运动的类型为摆振后退型运动时，确定变直径操纵策略为A_t＝A×coa((ω-(2×π)/T₁)×t+π/2×(x-1))；其中A为旋翼半径改变量，ω为旋翼转速，T₁为摆振后退型运动的周期，x为桨叶的序号；t为控制时刻；A_t为t时刻桨叶半径操纵量；

当所述摆振方向周期型运动的类型为摆振前进型运动时，确定变直径操纵策略为A_t＝A×cos((ω+(2×π)/T₂)×t-π/2×(x-1))；其中T₂为摆振前进型运动的周期；

根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵，操纵t时刻桨叶半径的改变量为A_t。

一种基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制系统，包括：

序号确定模块，用于在直升机旋翼桨叶的预设位置处安装激光发射器和传感器并进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号；

摆振运动确定模块，用于当传感器接收到激光发射器的信号时，确定旋翼桨叶出现摆振运动；

传感器序号监测模块，用于在确定旋翼桨叶出现摆振运动后，监测预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序；

摆振方向周期型运动类型确定模块，用于根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定摆振方向周期型运动的类型；所述摆振方向周期型运动的类型包括摆振后退型运动和摆振前进型运动；

变直径操纵策略确定模块，用于根据所述摆振方向周期型运动的类型确定变直径操纵策略，根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵。

可选地，所述序号确定模块，具体包括：

安装单元，用于在直升机旋翼每片桨叶的桨根位置剖面前缘位置以及后缘位置分别安装激光发射器，在每片桨叶的桨尖位置剖面前缘位置以及后缘位置分别安装传感器；

序号确定单元，用于沿旋翼旋转方向对各个激光发射器和传感器进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号，采用blade_x表示第x片桨叶，b_x-r_y表示第x片桨叶的第y个激光发射器，b_x-t_y表示第x片桨叶的第y个传感器。

可选地，所述摆振方向周期型运动类型确定模块，具体包括：

摆振后退型运动确定单元，用于当根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定各片桨叶合成重心的偏移在旋转坐标系中逆旋翼转向而转动时，确定所述摆振方向周期型运动的类型为摆振后退型运动；

摆振前进型运动确定单元，用于当根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定各片桨叶合成重心的偏移在旋转坐标系中顺旋翼转向而转动时，确定所述摆振方向周期型运动的类型为摆振前进型运动。

可选地，所述变直径操纵策略确定模块，具体包括：

摆振后退型运动操纵策略确定单元，用于当所述摆振方向周期型运动的类型为摆振后退型运动时，确定变直径操纵策略为A_t＝A×cos((ω-(2×π)/T₁)×t+π/2×(x-1))；其中A为旋翼半径改变量，ω为旋翼转速，T₁为摆振后退型运动的周期，x为桨叶的序号；t为控制时刻；A_t为t时刻桨叶半径操纵量；

摆振前进型运动操纵策略确定单元，用于当所述摆振方向周期型运动的类型为摆振前进型运动时，确定变直径操纵策略为A_t＝A×cos((ω+(2×π)/T₂)×t-π/2×(x-1))；其中T₂为摆振前进型运动的周期；

变直径操纵单元，用于根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵，操纵t时刻桨叶半径的改变量为A_t。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明提供了一种基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法及系统，所述方法包括：在直升机旋翼桨叶的预设位置处安装激光发射器和传感器并进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号；当传感器接收到激光发射器的信号时，确定旋翼桨叶出现摆振运动；在确定旋翼桨叶出现摆振运动后，监测预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序；根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定摆振方向周期型运动的类型；所述摆振方向周期型运动的类型包括摆振后退型运动和摆振前进型运动；根据所述摆振方向周期型运动的类型确定变直径操纵策略，根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵。本发明方法基于旋翼摆振方向周期型运动的类型对桨叶进行变直径操纵，通过改变旋翼直径以控制振动，不仅能够有效降低旋翼整体振动载荷，还能够通过控制旋翼摆振方向周期型运动来缓解诸多由于摆振运动而引起的动力学问题。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的一种基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法的流程图；

图2为本发明提供的旋转坐标系下的直升机旋翼示意图；

图3为本发明提供的旋转坐标系下直升机旋翼的不同状态示意图；其中图3(a)为直升机旋翼的正常状态示意图；图3(b)为直升机旋翼的摆振运动状态示意图；

图4为本发明提供的旋转坐标系下摆振后退型运动示意图；其中图4(a)为t＝0时刻旋翼状态示意图；图4(b)为t＝T₁/4时刻旋翼状态示意图；图4(c)为t＝2T₁/4时刻旋翼状态示意图；图4(d)为t＝3T₁/4时刻旋翼状态示意图；图4(e)为t＝T₁时刻旋翼状态示意图；

图5为本发明提供的旋转坐标系下摆振前进型运动示意图；其中图5(a)为t＝0时刻旋翼状态示意图；图5(b)为t＝T₂/4时刻旋翼状态示意图；图5(c)为t＝2T₂/4时刻旋翼状态示意图；图5(d)为t＝3T₂/4时刻旋翼状态示意图；图5(e)为t＝T₂时刻旋翼状态示意图；

图6为本发明提供的旋转坐标系下对摆振后退型运动的桨叶的操纵示意图；其中图6(a)为t＝0时刻对桨叶的操纵示意图；图6(b)为t＝T₁/4时刻对桨叶的操纵示意图；图6(c)为t＝2T₁/4时刻对桨叶的操纵示意图；图6(d)为t＝3T₁/4时刻对桨叶的操纵示意图；图6(e)为t＝T₁时刻对桨叶的操纵示意图；

图7为本发明提供的旋转坐标系下对摆振前进型运动的桨叶的操纵示意图；其中图7(a)为t＝0时刻对桨叶的操纵示意图；图7(b)为t＝T₂/4时刻对桨叶的操纵示意图；图7(c)为t＝2T₂/4时刻对桨叶的操纵示意图；图7(d)为t＝3T₂/4时刻对桨叶的操纵示意图；图7(e)为t＝T₂时刻对桨叶的操纵示意图；

图8为本发明提供的旋转坐标系下变直径减振原理示意图；其中图8(a)为旋翼摆振状态示意图；图8(b)为变直径状态示意图；

图9为本发明提供的一种基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制系统的结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是针对当前控制旋翼摆振方向周期型运动的主动控制方法不足的状况，根据旋翼变直径技术的特性，提出了一种通过改变旋翼直径以控制振动的方法，不仅能够有效降低旋翼整体振动载荷，还能够通过控制旋翼摆振方向周期型运动以缓解诸多由于摆振运动而引起的动力学问题。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1为本发明提供的一种基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法的流程图。如图1所示，本发明一种基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法包括：

步骤101：在直升机旋翼桨叶的预设位置处安装激光发射器和传感器并进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号。

在直升机旋翼每片桨叶的桨根位置剖面前缘位置以及后缘位置分别安装激光发射器，在每片桨叶的桨尖位置剖面前缘位置以及后缘位置分别安装传感器。

沿旋翼旋转方向对各个激光发射器和传感器进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号，采用blade_x表示第x片桨叶，b_x-r_y表示第x片桨叶的第y个激光发射器，b_x-t_y表示第x片桨叶的第y个传感器。

下面以四片桨叶的直升机旋翼为例来说明。图2为本发明提供的旋转坐标系下的直升机旋翼示意图。如图2所示，图中弯曲箭头指向表示旋翼旋转方向，桨根位置处的实线圆表示激光发射器，桨尖位置处的点线圆表示传感器，激光发射器以及传感器安装于每片桨叶的两侧。沿旋翼旋转方向定义桨叶、激光发射器以及传感器的符号，其中，blade_x表示第x片桨叶，b_x-r_y表示第x片桨叶的第y个激光发射器，b_x-t_y表示第x片桨叶的第y个传感器。例如blade_1表示第1片桨叶，b_1-r₁表示第1片桨叶的第1个激光发射器，b_1-t₁表示第1片桨叶的第1个传感器。

步骤102：当传感器接收到激光发射器的信号时，确定旋翼桨叶出现摆振运动。

图3为本发明提供的旋转坐标系下直升机旋翼的不同状态示意图。其中，图3(a)为直升机旋翼的正常状态示意图，图3(b)为直升机旋翼的摆振运动状态示意图。如图3(a)所示，图中虚线箭头代表激光发射器发射信号的方向，在旋翼旋转坐标系下与正常状态桨叶之间的夹角保持为θ，此状态下桨尖位置的传感器不会接收到来自相应桨根位置的激光发射器的信号。

如图3(b)所示，当桨叶出现摆振运动时，此时桨叶(例如图中blade_4)会偏移正常状态下桨叶的位置，即从图中虚线桨叶位置偏移到实线桨叶位置。在桨叶偏移过程中，桨尖位置的传感器会接收到来自相应桨根位置的激光发射器的信号，即，序号为b_x-t_y的传感器会接收到来自序号为b_x-r_y的激光发射器发射的激光信号，因此当传感器接收到激光发射器的信号时，证明旋翼桨叶出现摆振运动。

只有确认桨叶发生了摆振运动，才有可能发生摆振周期型运动，也就是说摆振周期型运动是属于摆振运动的一种子类。

步骤103：在确定旋翼桨叶出现摆振运动后，监测预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序。

步骤104：根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定摆振方向周期型运动的类型。

当根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定各片桨叶合成重心的偏移在旋转坐标系中逆旋翼转向而转动时，确定所述摆振方向周期型运动的类型为摆振后退型运动。

当根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定各片桨叶合成重心的偏移在旋转坐标系中顺旋翼转向而转动时，确定所述摆振方向周期型运动的类型为摆振前进型运动。

下面结合具体实施例来说明。由于坐标系为旋转坐标系，因此随着时间的推移，桨叶位置不会发生改变，仅会在当前位置附近出现摆振运动。

图4为本发明提供的旋转坐标系下摆振后退型运动示意图；其中图4(a)为t＝0时刻旋翼状态示意图；图4(b)为t＝T₁/4时刻旋翼状态示意图；图4(c)为t＝2T₁/4时刻旋翼状态示意图；图4(d)为t＝3T₁/4时刻旋翼状态示意图；图4(e)为t＝T₁时刻旋翼状态示意图。其中，T₁为摆振后退型运动的周期。如图4所示，当在一定的时间范围内接收到激光信号的传感器序号的顺序为：b_4-t₁、b_2-t₂b_1-t₂、b_3-t₁b_4-t₂、b_2-t₁b_1-t₁、b_3-t₂b_4-t₁、b_2-t₂时，确定旋翼出现摆振后退型运动。

图5为本发明提供的旋转坐标系下摆振前进型运动示意图；图5(a)为t＝0时刻旋翼状态示意图；图5(b)为t＝T₂/4时刻旋翼状态示意图；图5(c)为t＝2T₂/4时刻旋翼状态示意图；图5(d)为t＝3T₂/4时刻旋翼状态示意图；图5(e)为t＝T₂时刻旋翼状态示意图。其中，T₂为摆振前进型运动的周期。图5所示，当在一定的时间范围内接收到激光信号的传感器序号的顺序为：b_4-t₁、b_2-t₂b_1-t₁、b_3-t₂b_4-t₂、b_2-t₁b_1-t₂、b_3-t₁b_4-t₁、b_2-t₂时，确定旋翼出现摆振前进型运动。

步骤105：根据所述摆振方向周期型运动的类型确定变直径操纵策略，根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵。

当所述摆振方向周期型运动的类型为摆振后退型运动时，确定变直径操纵策略为A_t＝A×cos((ω-(2×π)/T₁)×t+π/2×(x-1))；其中A为旋翼半径改变量，ω为旋翼转速，T₁为摆振后退型运动的周期，x为桨叶的序号；t为控制时刻；A_t为t时刻桨叶半径操纵量。

具体地，图6为本发明提供的旋转坐标系下对摆振后退型运动的桨叶的操纵示意图；图6(a)为t＝0时刻对桨叶的操纵示意图；图6(b)为t＝T₁/4时刻对桨叶的操纵示意图；图6(c)为t＝2T₁/4时刻对桨叶的操纵示意图；图6(d)为t＝3T₁/4时刻对桨叶的操纵示意图；图6(e)为t＝T₁时刻对桨叶的操纵示意图。如图6所示，图中空心箭头指向代表桨叶改变半径的方向，点线部分代表原桨叶半径位置，实线部分代表改变桨叶半径之后的桨叶半径位置。对标号为blade_x的桨叶半径进行如下操纵：A_t＝A×cos((ω-(2×π)/T₁)×t+π/2×(x-1))，即操纵t时刻桨叶半径的改变量为A_t。作为一个具体实施例，若A_t＝A/2则表示t时刻对blade_x的桨叶操纵使桨叶半径伸长A/2，若A_t＝-A/2则表示t时刻对blade_x的桨叶操纵使桨叶半径缩短A/2。

由于对桨叶操纵需要在惯性坐标系下进行，因此对桨叶操纵的频率应该与摆振后退型运动在惯性坐标系下的频率相等，即惯性坐标系下的桨叶半径伸缩频率为ω₁＝ω-(2×π)/T₁。

当所述摆振方向周期型运动的类型为摆振前进型运动时，确定变直径操纵策略为A_t＝A×cos((ω+(2×π)/T₂)×t-π/2×(x-1))；其中T₂为摆振前进型运动的周期。

具体地，图7为本发明提供的旋转坐标系下摆振前进型运动的桨叶的操纵示意图；图7(a)为t＝0时刻对桨叶的操纵示意图；图7(b)为t＝T₂/4时刻对桨叶的操纵示意图；图7(c)为t＝2T₂/4时刻对桨叶的操纵示意图；图7(d)为t＝3T₂/4时刻对桨叶的操纵示意图；图7(e)为t＝T₂时刻对桨叶的操纵示意图。如图7所示，图中空心箭头指向代表桨叶改变半径的方向，点线部分代表原桨叶半径位置，实线部分代表改变桨叶半径之后的桨叶半径位置。对标号为blade_x的桨叶半径进行如下操纵：A_t＝A×cos((ω+(2×π)/T₂)×t-π/2×(x-1))，即操纵t时刻桨叶半径的改变量为A_t。作为一个具体实施例，若A_t＝A/2则表示t时刻对blade_x的桨叶操纵使桨叶半径伸长A/2，若A_t＝-A/2则表示t时刻对blade_x的桨叶操纵使桨叶半径缩短A/2。

由于操纵需要在惯性坐标系下进行，因此对桨叶操纵的频率应该与摆振前进型运动在惯性坐标系下的频率相等，即惯性坐标系下的桨叶半径伸缩频率为ω₂＝ω+(2×π)/T₂。

图8为本发明提供的旋转坐标系下变直径减振原理示意图；图8(a)为旋翼摆振状态示意图；图8(b)为变直径状态示意图。如图8(a)所示，由于旋翼发生了周期型摆振运动，此时旋翼的重心会从旋翼中心偏移到图中点线圆位置，在旋翼旋转过程中，偏移的重心会产生附加的离心力，进而严重影响结构的安全性能。如图8(b)所示，当采用本发明方法对桨叶半径进行操纵后，即桨叶从点线位置改变到实线位置后，旋翼的重心位置会从点线圆偏移到实线圆位置，显然削弱了旋翼旋转过程中由于旋翼重心偏移而引入的额外的离心力，能够缓解甚至避免相应的动力学问题。

采用本发明的振动主动控制方法，至少可以达到如下有益效果：

(1)由于变化发生在桨尖，较小的改变量能够产生较大的离心力输出，因此操纵效率高。

(2)在实际飞行中可根据不同的飞行状态设计不同的变直径操纵策略，能够在整个飞行包线内保证旋翼处于低振动水平。

(3)在不进行变直径控制的情况下，桨叶能够保持原有的结构状态，避免由于结构改变可能引起的初始旋翼气动性能下降。

基于本发明提供的方法，本发明还提供一种基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制系统。参见图9，所述系统包括：

序号确定模块201，用于在直升机旋翼桨叶的预设位置处安装激光发射器和传感器并进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号。

摆振运动确定模块202，用于当传感器接收到激光发射器的信号时，确定旋翼桨叶出现摆振运动。

传感器序号监测模块203，用于在确定旋翼桨叶出现摆振运动后，监测预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序。

摆振方向周期型运动类型确定模块204，用于根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定摆振方向周期型运动的类型；所述摆振方向周期型运动的类型包括摆振后退型运动和摆振前进型运动。

变直径操纵策略确定模块205，用于根据所述摆振方向周期型运动的类型确定变直径操纵策略，根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵。

其中，所述序号确定模块201，具体包括：

安装单元，用于在直升机旋翼每片桨叶的桨根位置剖面前缘位置以及后缘位置分别安装激光发射器，在每片桨叶的桨尖位置剖面前缘位置以及后缘位置分别安装传感器。

序号确定单元，用于沿旋翼旋转方向对各个激光发射器和传感器进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号，采用blade_x表示第x片桨叶，b_x-r_y表示第x片桨叶的第y个激光发射器，b_x-t_y表示第x片桨叶的第y个传感器。

其中，所述摆振方向周期型运动类型确定模块204，具体包括：

摆振后退型运动确定单元，用于当根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定各片桨叶合成重心的偏移在旋转坐标系中逆旋翼转向而转动时，确定所述摆振方向周期型运动的类型为摆振后退型运动。

摆振前进型运动确定单元，用于当根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定各片桨叶合成重心的偏移在旋转坐标系中顺旋翼转向而转动时，确定所述摆振方向周期型运动的类型为摆振前进型运动。

其中，所述变直径操纵策略确定模块205，具体包括：

摆振后退型运动操纵策略确定单元，用于当所述摆振方向周期型运动的类型为摆振后退型运动时，确定变直径操纵策略为A_t＝A×cos((ω-(2×π)/T₁)×t+π/2×(x-1))；其中A为旋翼半径改变量，ω为旋翼转速，T₁为摆振后退型运动的周期，x为桨叶的序号；t为控制时刻；A_t为t时刻桨叶半径操纵量。

摆振前进型运动操纵策略确定单元，用于当所述摆振方向周期型运动的类型为摆振前进型运动时，确定变直径操纵策略为A_t＝A×cos((ω+(2×π)/T₂)×t-π/2×(x-1))；其中T₂为摆振前进型运动的周期。

变直径操纵单元，用于根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵，操纵t时刻桨叶半径的改变量为A_t。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (6)

1.一种基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法，其特征在于，包括：

在直升机旋翼桨叶的预设位置处安装激光发射器和传感器并进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号；

当传感器接收到激光发射器的信号时，确定旋翼桨叶出现摆振运动；

在确定旋翼桨叶出现摆振运动后，监测预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序；

根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定摆振方向周期型运动的类型；所述摆振方向周期型运动的类型包括摆振后退型运动和摆振前进型运动；

根据所述摆振方向周期型运动的类型确定变直径操纵策略，根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵；

所述在直升机旋翼桨叶的预设位置处安装激光发射器和传感器并进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号，具体包括：

在直升机旋翼每片桨叶的桨根位置剖面前缘位置以及后缘位置分别安装激光发射器，在每片桨叶的桨尖位置剖面前缘位置以及后缘位置分别安装传感器；

沿旋翼旋转方向对各个激光发射器和传感器进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号，采用blade_x表示第x片桨叶，b_x_r_y表示第x片桨叶的第y个激光发射器，b_x_t_y表示第x片桨叶的第y个传感器。

2.根据权利要求1所述的振动主动控制方法，其特征在于，所述根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定摆振方向周期型运动的类型，具体包括：

当根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定各片桨叶合成重心的偏移在旋转坐标系中逆旋翼转向而转动时，确定所述摆振方向周期型运动的类型为摆振后退型运动；

当根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定各片桨叶合成重心的偏移在旋转坐标系中顺旋翼转向而转动时，确定所述摆振方向周期型运动的类型为摆振前进型运动。

3.根据权利要求1所述的振动主动控制方法，其特征在于，所述根据所述摆振方向周期型运动的类型确定变直径操纵策略，根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵，具体包括：

当所述摆振方向周期型运动的类型为摆振后退型运动时，确定变直径操纵策略为A_t＝A×cos((ω-(2×π)/T₁)×t+π/2×(x-1))；其中A为旋翼半径改变量，ω为旋翼转速，T₁为摆振后退型运动的周期，x为桨叶的序号；t为控制时刻；A_t为t时刻桨叶半径操纵量；

当所述摆振方向周期型运动的类型为摆振前进型运动时，确定变直径操纵策略为A_t＝A×cos((ω+(2×π)/T₂)×t-π/2×(x-1))；其中T₂为摆振前进型运动的周期；

根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵，操纵t时刻桨叶半径的改变量为A_t。

4.一种采用权利要求1-3任一项所述的基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法的控制系统，其特征在于，包括：

序号确定模块，用于在直升机旋翼桨叶的预设位置处安装激光发射器和传感器并进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号；

摆振运动确定模块，用于当传感器接收到激光发射器的信号时，确定旋翼桨叶出现摆振运动；

传感器序号监测模块，用于在确定旋翼桨叶出现摆振运动后，监测预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序；

摆振方向周期型运动类型确定模块，用于根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定摆振方向周期型运动的类型；所述摆振方向周期型运动的类型包括摆振后退型运动和摆振前进型运动；

变直径操纵策略确定模块，用于根据所述摆振方向周期型运动的类型确定变直径操纵策略，根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵；

所述序号确定模块，具体包括：

安装单元，用于在直升机旋翼每片桨叶的桨根位置剖面前缘位置以及后缘位置分别安装激光发射器，在每片桨叶的桨尖位置剖面前缘位置以及后缘位置分别安装传感器；

序号确定单元，用于沿旋翼旋转方向对各个激光发射器和传感器进行排序，确定每个激光发射器和每个传感器的序号，采用blade_x表示第x片桨叶，b_x_r_y表示第x片桨叶的第y个激光发射器，b_x_t_y表示第x片桨叶的第y个传感器。

5.根据权利要求4所述的基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法的控制系统，其特征在于，所述摆振方向周期型运动类型确定模块，具体包括：

摆振后退型运动确定单元，用于当根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定各片桨叶合成重心的偏移在旋转坐标系中逆旋翼转向而转动时，确定所述摆振方向周期型运动的类型为摆振后退型运动；

摆振前进型运动确定单元，用于当根据所述预设时间范围内接收到激光发射器信号的传感器序号的顺序确定各片桨叶合成重心的偏移在旋转坐标系中顺旋翼转向而转动时，确定所述摆振方向周期型运动的类型为摆振前进型运动。

6.根据权利要求4所述的基于旋翼摆振方向周期型运动的振动主动控制方法的控制系统，其特征在于，所述变直径操纵策略确定模块，具体包括：

摆振后退型运动操纵策略确定单元，用于当所述摆振方向周期型运动的类型为摆振后退型运动时，确定变直径操纵策略为A_t＝A×cos((ω-(2×π)/T₁)×t+π/2×(x-1))；其中A为旋翼半径改变量，ω为旋翼转速，T₁为摆振后退型运动的周期，x为桨叶的序号；t为控制时刻；A_t为t时刻桨叶半径操纵量；

摆振前进型运动操纵策略确定单元，用于当所述摆振方向周期型运动的类型为摆振前进型运动时，确定变直径操纵策略为A_t＝A×cos((ω+(2×π)/T₂)×t-π/2×(x-1))；其中T₂为摆振前进型运动的周期；

变直径操纵单元，用于根据所述变直径操纵策略对桨叶进行变直径操纵，操纵t时刻桨叶半径的改变量为A_t。

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