專利名稱：調節(jié)旋翼機的至少一個缺陷旋翼的方法
技術領域：
本發(fā)明涉及調節(jié)例如直升飛機的旋翼機的至少一個缺陷旋翼的方法。
在本發(fā)明的上下文中，術語“調節(jié)缺陷旋翼”被用來表示為了減小或最小化例如座艙的旋翼機的至少一部分的震動而調節(jié)元件(例如槳葉間距控制連桿、補償塊、或安裝在旋翼的槳葉上的調整翼片)。
這種震動構成一個主要問題，需要克服該問題，因為該震動會導致-會導致材料疲勞現(xiàn)象、并因此對安全性具有直接影響的在整個旋翼機上的交變應力；-會降低機身安裝設備、特別是武器的精確度和有效度的旋翼機機身的震動；以及-必然高度干擾飛行員與乘客舒適度的機艙震動。
本申請人名下的專利FR 2824395公開了一種調節(jié)旋翼飛機的旋翼的方法。此方法在于使用了基準神經(jīng)網(wǎng)絡，該基準神經(jīng)網(wǎng)絡表示在基準旋翼機的至少一部分上所產(chǎn)生震動的加速度之間、以及缺陷與調節(jié)參數(shù)之間的關系。
回顧神經(jīng)網(wǎng)絡通常由一組并聯(lián)工作的元件構成，從而對于給定數(shù)據(jù)輸入，通過神經(jīng)網(wǎng)絡來表征該組(元件)的輸出。這些元件都基于生物學神經(jīng)系統(tǒng)。因為使用生物學神經(jīng)元，神經(jīng)網(wǎng)絡的功能很大程度上根據(jù)元件之間的連接來確定。因而可能“訓練”神經(jīng)網(wǎng)絡使其能夠通過調節(jié)元件之間連接的值(稱為權重的值)來獲得一些特定功能。該“訓練”用確保各個給定輸入會使網(wǎng)絡發(fā)送一特定輸出的方式來執(zhí)行或調節(jié)。在神經(jīng)網(wǎng)絡的論題上，可以參考例如由D.Rumlhart、G.Hinton、以及R.Williams于1996年發(fā)表在自然周刊323卷，第533到536頁上的題為“Learningrepresentation by back propagation errors”的論文。
當缺陷在一特定旋翼機旋翼上標識出來時，具有入口單元與出口單元的神經(jīng)網(wǎng)絡被用來確定至少一個要改變的調節(jié)參數(shù)。然后通過最小化以下表達式來獲得要改變的調節(jié)參數(shù)的調節(jié)值αΣcλcΣaλaΣhλh||Rc,a,h(α)+γc,a,h||2]]>其中-λc是取決于飛行階段c(懸停、巡航、…)的加權系數(shù)；
-λa是取決于加速度表a的加權系數(shù)；-λh是取決于諧波h的加權系數(shù)；-Rc，a，h是來自神經(jīng)網(wǎng)絡的對應于諧波h、加速度表a、以及飛行階段c的輸出單元；以及-γc，a，h是如通過加速度表a對飛行階段c的測量的在頻率h上的加速度信號。
然而，該表達式并沒有考慮旋翼機的占用者，即工作人員和乘客的生理感受。機艙中保持一種實質不平衡感覺，這是特別不舒適而且甚至是危險的，因為只有飛行員舒適才能安全。這種實質不平衡是由旋翼機旋翼的諧波B-1與B的振動之間的耦合導致的震動頻率差拍影響所產(chǎn)生的，其中B是旋翼槳葉的數(shù)目。
本發(fā)明的一個目的是提出一種能夠通過引入一系數(shù)、并使機艙震動級別與其占用者的生理感受相關聯(lián)來克服上述限制，為了方便起見該系數(shù)在下文中稱為“爆震”(Knock)系數(shù)。
在調節(jié)旋翼機的主旋翼與反轉矩旋翼時考慮占用者的生理感受是特別有創(chuàng)造性的，因為除了所測量的震動級別之外還考慮到了健康標準。
根據(jù)本發(fā)明，調節(jié)特定旋翼機的至少一個缺陷主旋翼或反轉矩旋翼的方法使用神經(jīng)網(wǎng)絡，該神經(jīng)網(wǎng)絡表示首先是表示在基準旋翼機的至少一部分上所產(chǎn)生震動的加速度之間的關系、以及其次是缺陷與調節(jié)參數(shù)之間的關系。在確定缺陷旋翼的可能缺陷之后，通過最小化以下調節(jié)關系式容易定義調節(jié)參數(shù)的至少之一的調節(jié)值αΣcλcΣaλa(Σh=1B-2(λh||Rc,a,h(α)+γc,a,h||2)+λB-1(||Rc,a,B-1(α)+γc,a,B-1||2||γc,a,B||)2)]]>其中-λc、λa、λh、以及λB-1是分別取決于飛行階段c(懸停、巡航…)、加速度表a、諧波h、以及旋翼的槳葉B的數(shù)目減一的加權系數(shù)；-Rc，a，h是對應于諧波h、加速度表a、以及飛行階段c的神經(jīng)網(wǎng)絡的輸出單元；-Rc，a，B-1是對應于諧波B-1、加速度表a、以及飛行階段c的神經(jīng)網(wǎng)絡的輸出單元；-γc，a，h是通過加速度表a對飛行階段c測量的在頻率h上的加速度信號；-γc，a，B是通過加速度表a對飛行階段c測量的在頻率B上的加速度信號；-γc，a，B-1是通過加速度表a對配置階段c測量的在頻率(B-1)上的加速度信號。
第二項
||Rc,a,B-1(α)+γc,a,B-1||2||γc,a,B||]]>表示震動系數(shù)。這樣，調節(jié)缺陷旋翼將考慮對于旋翼機的占用者不能忽略的生理學標準。
另外，有利地是，根據(jù)使用視為可變形體的基準旋翼機的至少第一系列測量可獲得神經(jīng)網(wǎng)絡，該基準旋翼機具有根據(jù)基準調節(jié)值調節(jié)的無缺陷主旋翼與反轉矩旋翼，從而所述基準旋翼機的至少一部分的震動級別處于最小。
此外，在所述基準旋翼機的特定工作期間，通過測量至少一加速度的值來執(zhí)行第一系列測量，其中該加速度是在所述基準旋翼機部分的任意位置測量的，并且表示在所述基準旋翼機部分上產(chǎn)生的震動a)首先使用調節(jié)到所述基準調節(jié)時的基準旋翼機的無缺陷主旋翼或反轉矩旋翼；b)其次通過將缺陷引入到所述無缺陷主旋翼或反轉矩旋翼；以及c)接著改變旋翼的多個調節(jié)參數(shù)的調節(jié)值。
最好在至少下面測試飛行期間進行第一系列測量-具有調節(jié)成所述基準調節(jié)的無缺陷主旋翼或反轉矩旋翼的基準飛行；-具有主旋翼或反轉矩旋翼缺陷的飛行；-槳葉的至少一平衡器有特定錯誤調節(jié)的飛行；-至少一槳葉的連桿有特定錯誤調節(jié)的飛行；以及-設置在槳葉后緣上的至少一補償調整翼片有特定錯誤調節(jié)的飛行。
另外，在進行測量期間，測試飛行的至少之一包括下面階段-懸停飛行階段；-以約50米每秒(m/s)巡航飛行的階段；-以最大連續(xù)功率飛行的階段；以及-主旋翼與反轉矩旋翼都在旋轉的地面測試。
根據(jù)本發(fā)明，為了檢測缺陷旋翼的任何缺陷d)通過測量在一特定旋翼機的具體運行期間，所述具體旋翼機部分上的至少若干加速度值，來對所述特定旋翼機上進行第二系列測量；以及e)基于所述第二系列加速度測量、以及基于神經(jīng)網(wǎng)絡，在所述缺陷旋翼中檢測可能的缺陷。
最后，調節(jié)元件確定包括至少以下的調節(jié)參數(shù)
-缺陷旋翼的各個槳葉的平衡器；-缺陷旋翼的除了作為基準槳葉的槳葉之外的各個槳葉上的連桿；以及-在此缺陷旋翼是主旋翼的情況下，缺陷旋翼的各個槳葉后緣上的補償調整翼片。
在下面參考附圖作為示例給出的實施例的描述的上下文中，將更為詳細地呈現(xiàn)本發(fā)明及其優(yōu)點，其中-

圖1示出應用了本發(fā)明方法的旋翼機；以及-圖2示出設置有調節(jié)元件的旋翼槳葉。
用相同標號給出兩幅附圖中的相同元件。
圖1示出應用了本發(fā)明的方法的旋翼機1、更精確是直升飛機。它包括在其前部3具有座艙的機身2。機身2的中間部分4具有發(fā)動機裝置5，該發(fā)動機裝置5具體用來旋轉主旋翼6以便提供驅動力與升力、并具有多個槳葉7。
另外，機身2通過尾梁8向后延伸，并具有安裝在尾梁末端的帶有方向舵13的尾翼9。此外，尾梁8包括例如在尾翼9底部的反轉矩旋翼10，該反轉矩旋翼具有槳葉12并經(jīng)由傳動軸11由發(fā)動機裝置5旋轉。有益地，反轉矩旋翼10是導流管式的，且該導流管由尾翼9的底部構成。
為了簡化描述，此旋翼機可代表具有無缺陷主旋翼6與反轉矩旋翼10的基準旋翼機，或者它可代表用于調節(jié)的其主旋翼6與反轉矩旋翼10的至少之一含有缺陷的特定旋翼機。基準旋翼機與特定旋翼機的相同元件將通過相同的標號給出。
本發(fā)明提供了一種在旋翼有缺陷時調節(jié)主旋翼6與反轉矩旋翼10的至少之一，以便于在旋翼機1的三個方向(軸向、橫向、縱向)獲得低級別震動，從而達到最佳舒適與最大運行安全的方法。
此方法使用了在訓練階段建立的神經(jīng)網(wǎng)絡。它表示首先是表示在基準旋翼機的至少一部分(座艙3和/或尾梁8)上產(chǎn)生的震動的加速度之間的關系、以及其次是缺陷與調節(jié)參數(shù)之間的關系。通過神經(jīng)網(wǎng)絡轉換成數(shù)學形式的這些關系對于一些給定旋翼機的類型(松鼠、海豚、…)而言是基本關系。
另外，神經(jīng)網(wǎng)絡是根據(jù)至少第一系列測量獲得的，該第一系列測量使用視為可變形體的基準旋翼機、并將其無缺陷主旋翼6與反轉矩旋翼10調節(jié)成使得基準旋翼機的至少一部分(例如座艙3或尾梁8)的震動級別最小的基準調節(jié)。
此外，該第一系列測量是在所述基準旋翼機的特定運行期間通過測量至少一加速度的值進行的。這些測量代表在基準旋翼機的所述部分產(chǎn)生的震動，并且在基準旋翼機的所述部分的任意位置執(zhí)行a)首先使用調節(jié)到所述基準調節(jié)的基準旋翼機的無缺陷主旋翼6或反轉矩旋翼10；b)其次同時將缺陷引入到所述無缺陷主旋翼6或反轉矩旋翼10；以及c)接著通過改變主旋翼6或反轉矩旋翼10的多個調節(jié)參數(shù)的調節(jié)值。
神經(jīng)網(wǎng)絡通過依次改變各個調節(jié)參數(shù)與各個缺陷、并通過記錄在旋翼機的所述部分的多個適當選定位置上相對基準的震動(加速度)差來獲得。對于各種運行配置與各諧波(通過傅立葉變換獲得)，該網(wǎng)絡給出各個測量點、各個調節(jié)參數(shù)、以及各個缺陷之間的關系。
神經(jīng)網(wǎng)絡(專用于各類旋翼機)是“前饋”類型，由無偏置的Nce輸入單元構成(Nce＝Np調節(jié)參數(shù)x Nd缺陷xB槳葉，其中“x”表示乘法)，且具有作為其激活函數(shù)的恒等函數(shù)。輸出層由Ncs單元構成(Ncs＝Na加速度表xNc飛行階段xNh用于各個權重的實部和虛部)，同樣將該恒等函數(shù)作為其激活函數(shù)，并且也無偏置。
在此情況下，開始時標識隨后將要尋找的各個缺陷。以槳葉的阻尼器為例，執(zhí)行以下操作-呈現(xiàn)將要在特定旋翼機中檢測的缺陷的阻尼器被安裝在基準旋翼機上；-在地面上主旋翼6與反轉矩旋翼10在旋轉，如果阻尼器的狀態(tài)使得以下情形可能則也可以是在飛行中記錄與缺陷相關聯(lián)的震動，且根據(jù)適當?shù)恼穹拖辔唤⑷毕菪盘栆员闩c無缺陷基準信號區(qū)分開來。因而神經(jīng)網(wǎng)絡被“訓練”成具有此缺陷，并且隨后可以識別此缺陷。
因而，在特定旋翼機上的運行中，缺陷信號將通過神經(jīng)網(wǎng)絡基于從預先建立的缺陷表中獲得的適當標準來識別，并且根據(jù)來自檢測器的信號的特定振幅或相位變化來執(zhí)行該識別。
有利地是，檢測器是常規(guī)加速度表21、22、23、24，所以它們可以測量加速度。特別是為了調節(jié)主旋翼6，這些加速度最好以無限方式包括下面在座艙3中測量的加速度的至少一部分-在座艙3地板上的縱向、橫向、以及垂直方向加速度，且能夠通過加速度表21來測量，該座艙3基本上垂直地處于主旋翼6的桅桿6A的下方；-飛行員座位的垂直加速度；以及-通過加速度表22與23測量的副飛行員座位的垂直及縱向加速度。
相似地，為了調節(jié)反轉矩旋翼10，例如經(jīng)由加速度表24測量的帶有反轉矩旋翼10的尾梁8的加速度。
此外，本發(fā)明的方法在發(fā)展階段是值得注意的，它使得檢測缺陷主旋翼6或反轉矩旋翼10的可能缺陷，并且通過實現(xiàn)調節(jié)關系來確定調節(jié)參數(shù)的至少之一的調節(jié)值成為可能。
為了檢測缺陷主旋翼6或反轉矩旋翼10的可能缺陷d)通過在所述特定旋翼機的特定操作期間測量特定旋翼機的部分3、8的至少某加速度的值，在特定旋翼機上執(zhí)行第二系列測量；以及e)基于此第二系列加速度測量、并基于神經(jīng)網(wǎng)絡來檢測所述缺陷主旋翼6或反轉矩旋翼10的可能缺陷。
另外，通過最小化以下調節(jié)關系式獲得調節(jié)參數(shù)的至少之一的調節(jié)值αΣcλcΣaλa(Σh=1B-2(λh||Rc,a,h(α)+γc,a,h||2)+λB-1(||Rc,a,B-1(α)+γc,a,B-1||2||γc,a,B||)2)]]>其中-λc、λa、λh、以及λB-1是分別取決于飛行階段c(懸停、巡航…)、加速度表a、諧波h、以及旋翼的槳葉B的數(shù)目減一的加權系數(shù)；-Rc，a，h是對應于諧波h、加速度表a、以及飛行階段c的神經(jīng)網(wǎng)絡的輸出單元；-Rc，a，B-1是對應于諧波B-1、加速度表a、以及飛行階段c的神經(jīng)網(wǎng)絡的輸出單元；-γc，a，h是通過加速度表a對飛行階段c測量的在頻率h上的加速度信號；-γc，a，B是通過加速度表a對飛行階段c測量的在頻率B上的加速度信號；-γc，a，B-1是通過加速度表a對飛行階段c測量的在頻率(B-1)上的加速度信號。
圖2示出設置有調節(jié)元件的主旋翼6或反轉矩旋翼10的槳葉7。
為了調節(jié)旋翼6、10，以上定義的調節(jié)元件的參數(shù)進行如下操作-最好在槳葉的套筒26設置平衡器25，以便最小化置有槳葉的缺陷旋翼6、10的不平衡；-如果缺陷旋翼是主旋翼6，則在其槳葉7的后緣29上排列補償調整翼片28，用來補償同一旋翼的兩個槳葉之間升力的差值；以及-連桿27可伸長或縮短以便增加或減小缺陷旋翼6、10的槳葉的升力；改變連桿27的長度對缺陷旋翼6、10的槳葉的升力的影響是基于連桿27連接到槳葉的點的相對位置的函數(shù)。例如，如果連桿27連接到槳葉的前緣，則增加連桿27的長度會增大所述槳葉的升力。另外，如果連桿27連接到槳葉的后緣，則增大連桿27的長度會減小槳葉的升力。
在本發(fā)明的另一變體中，至少在以下測試飛行期間進行第一系列測量-具有調節(jié)成用于最小化震動級別的基準調節(jié)的主旋翼6和反轉矩旋翼10的基準飛行；-在主旋翼6與反轉矩旋翼10中具有缺陷的飛行；-槳葉7的至少一個平衡器25有特定錯誤調節(jié)的飛行；-槳葉7的至少一個連桿27有特定錯誤調節(jié)的飛行；以及-設置在槳葉7的后緣29上的至少一個補償調整翼片28有特定錯誤調節(jié)的飛行。
另外，在進行測量期間，測試飛行的至少之一包括以下階段-懸停飛行階段；-以約50米每秒(m/s)巡航飛行的階段；-以最大連續(xù)功率飛行的階段；以及-主旋翼6與反轉矩旋翼10都在旋轉的地面測試。
最后，為了在訓練階段構建神經(jīng)網(wǎng)絡，考慮下面的假設-主旋翼6與反轉矩旋翼10視為非各向同性；-將旋翼機1假定為主旋翼6與反轉矩旋翼10的震動頻率的最初兩次諧波的可變形體；-首先是缺陷與調節(jié)參數(shù)之間的關系、其次是加速度值之間的關系是非線性的；以及-將存在于旋翼機1的特定點上的震動級別假定為對應于在所述特定點產(chǎn)生的、并由缺陷與所述調節(jié)參數(shù)的錯誤調節(jié)導致的各個震動的總和。
自然地，能夠對本發(fā)明的實現(xiàn)進行許多改變。盡管上面描述了一特定實現(xiàn)，但是容易理解不可能窮舉出所有可能的實現(xiàn)。
權利要求
1.一種使用神經(jīng)網(wǎng)絡調節(jié)具體旋翼機的至少一缺陷主旋翼或反轉矩旋翼(6，10)的方法，所述神經(jīng)網(wǎng)絡表示首先是表示在基準旋翼機的至少一部分產(chǎn)生的震動的加速度之間的關系、以及其次是缺陷與調節(jié)參數(shù)之間的關系，其特征在于，所述方法包括下面步驟-確定所述缺陷旋翼的任何缺陷；以及-通過最小化以下關系式確定所述調節(jié)參數(shù)的至少之一的調節(jié)值(α)ΣcλcΣaλa(Σh=1B-2(λh||Rc,a,h(a)+γc,a,h||2)+λB-1(||Rc,a,b(a)+γc,a,B-1||2||rc,a,B||)2)]]>其中-λc、λa、λh、以及λB-1是分別取決于飛行階段c(懸停、巡航…)、加速度表a、諧波h、以及旋翼的槳葉B的數(shù)目減一的加權系數(shù)；-Rc，a，h是對應于所述諧波h、所述加速表a、以及所述飛行階段c的所述神經(jīng)網(wǎng)絡的輸出單元；-Rc，a，B-1是對應于所述諧波B-1、所述加速表a、以及所述飛行階段c的所述神經(jīng)網(wǎng)絡的輸出單元；-γc，a，h是通過所述加速度表a對所述飛行階段c測量的在頻率h上的加速度信號；-γc，a，B是通過所述加速度表a對所述飛行階段c測量的在頻率B上的加速度信號；-γc，a，B-1是通過所述加速度表a對所述飛行階段c測量的在頻率(B-1)上的加速度信號。
2.如權利要求1所述的方法，其特征在于，所述神經(jīng)網(wǎng)絡根據(jù)使用視為可變形體的基準旋翼機(1)從至少第一系列測量中獲得，其中所述無缺陷主旋翼與反轉矩旋翼(6，10)被調節(jié)成使所述基準旋翼機(1)的至少一部分(3，8)的震動級別處于最小的基準調節(jié)。
3.如權利要求2所述的方法，其特征在于，在所述基準旋翼機的特定運行期間通過測量至少一加速度進行所述第一系列測量，其中所述測量在所述基準旋翼機的所述部分(3，8)的任意位置上進行，并且表示在所述基準旋翼機的所述部分(3，8)上產(chǎn)生的震動a)首先使用調節(jié)到所述基準調節(jié)的所述基準旋翼機(1)的所述無缺陷主旋翼或反轉矩旋翼(6，10)；b)其次通過將缺陷引入到所述無缺陷主旋翼或反轉矩旋翼(6，10)；以及c)接著通過改變所述主旋翼或反轉矩旋翼(6，10)的多個調節(jié)參數(shù)的調節(jié)值。
4.如權利要求3所述的方法，其特征在于，所述第一系列測量至少在以下測試飛行中執(zhí)行-具有調節(jié)成所述基準調節(jié)的所述主旋翼與反轉矩旋翼(6，10)的基準飛行；-所述主旋翼與反轉矩旋翼(6，10)具有缺陷的飛行；-槳葉(7)的至少一平衡器(25)有特定錯誤調節(jié)的飛行；-槳葉(7)的至少一連桿(25)有特定錯誤調節(jié)的飛行；以及-設置在槳葉(7)的所述后緣(29)上的至少一補償調整翼片(28)有特定錯誤調節(jié)的飛行。
5.如權利要求4所述的方法，其特征在于，在執(zhí)行測量期間，所述測試飛行的至少之一包括下面階段-懸停飛行階段；-以50米每秒(m/s)巡航飛行的階段；-以最大連續(xù)功率飛行的階段；以及-所述主旋翼與反轉矩旋翼(6，10)都在旋轉的地面測試。
6.如前面任一權利要求所述的方法，其特征在于，為了檢測所述缺陷旋翼(6，10)的所述缺陷(如果有的話)，執(zhí)行以下步驟d)通過測量在所述具體旋翼機的特定操作期間所述特定旋翼機的所述部分(3，8)上的所述加速度值的至少一部分，在所述特定旋翼機上進行第二系列測量；以及e)根據(jù)所述第二系列加速度測量、以及根據(jù)所述神經(jīng)網(wǎng)絡，檢測所述缺陷旋翼(6，10)的所述缺陷(如果有的話)。
7.如前面任一權利要求所述的方法，其特征在于，定義所述調節(jié)參數(shù)的調節(jié)元件至少包括-用于所述缺陷旋翼(6，10)的各個槳葉(7)的平衡器(25)；-在所述缺陷旋翼(6，10)的除了表示基準槳葉的槳葉之外的各個所述槳葉(7)上的連桿(27)；以及-如果所述缺陷旋翼是所述主旋翼(6)，則在所述缺陷旋翼的各個所述槳葉(7)的后緣(29)上的補償調整翼片(28)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種調節(jié)具體旋翼機的至少一個缺陷主旋翼或反轉矩旋翼的方法。該方法使用表示首先是表示在基準旋翼機的至少一部分產(chǎn)生的震動的加速度之間的關系、以及其次是缺陷與調節(jié)參數(shù)之間的關系的神經(jīng)網(wǎng)絡。在確定缺陷旋翼的缺陷(如果有的話)之后，通過最小化下面的關系式容易定義調節(jié)參數(shù)的至少之一的調節(jié)值α。
文檔編號B64C27/00GK1965217SQ200580018751
公開日2007年5月16日 申請日期2005年6月2日 優(yōu)先權日2004年6月10日
發(fā)明者P-A·奧堡 申請人:尤洛考普特公司