Helicopter vibration reduction using robust control

Abstract

This dissertation presents a control law for helicopters to reduce vibration and to increase damping using individual blade control. H-infinity control synthesis is used to develop a robust controller usable in different operating conditions with different helicopter flight speeds. The control design is applied in simulation to the four-blade BO 105 helicopter rotor, which is equipped with an individual blade control system, where the pitch rod links are replaced by hydraulic actuators, allowing blade pitch control to be superimposed to the swashplate commands. Either oscillatory hub loads can be reduced or fuselage vibration can be targeted directly. As concerns hub loads, vibration can be cancelled (-99%) in three outputs simultaneously, e.g. in all three hub forces or in the vertical hub force and in the roll and pitch moments. A number of more than three outputs exceeds the number of three degrees of freedom available for vibration reduction of the four-blade rotor. Vibration can then only be reduced moderately, e.g. by -49%, for all three hub forces and for the two moments about the roll and pitch axis. Reducing hub vibration, however, does not necessarily lead to reduced vibration in the cabin. When individual blade control inputs, aimed at minimizing hub loads, are introduced, fuselage accelerations increase by a factor of up to three. Therefore, a finite-element model of the flexible fuselage is coupled with the aeromechanical rotor model. The resulting coupled rotor-fuselage model allows vibration to be calculated and controlled at locations in the cabin, such as at the pilot and copilot seats and in the load compartment. In simulation, a simultaneous vibration reduction of -89% is achieved at the pilot and copilot seats. The control law is developed with the constraint of no sensors and, consequently, no measurements in the rotating blades. However, to increase lag damping, the lag rates must be fed back. The use of a model-based control strategy enables lag damping to be enhanced from 0.5% to >3% critical damping by feeding back the observed lag rates, only requiring measurements of the hub loads. In order to consider the periodicity of the plant in the controller design, a time-periodic gain-scheduled controller is developed. The results of the simulation confirm the common viewpoint that incorporating more knowledge about the plant into the controller, instead of designing a more robust and thus conservative controller, improves performance or robustness against other influences.

In dieser Dissertation wurde ein Regelgesetz zur Vibrationsreduktion und Schwenkdämpfungserhöhung für Hubschrauber mit Einzelblattsteuerung entwickelt. Das verwendete H-unendlich Reglerentwurfsverfahren erlaubte die Entwicklung eines robusten Reglers, welcher an Arbeitspunkten mit unterschiedlicher Fluggeschwindigkeit eingesetzt werden kann. Betrachtet wurde der Vier-Blatt-Rotor eines BO 105 Hubschraubers, dessen Rotoraktuatorik aus einer konventionellen Taumelscheibe und durch Hydraulikaktuatoren ersetzten umlaufenden Steuerstangen besteht. Die Vibrationsregelung nutzt die der Taumelscheibenansteuerung überlagerte Steuerung der Blattanstellwinkel durch die hydraulischen Aktuatoren im drehenden System. Als Zielgrößen für die Vibrationsreduktion können entweder oszillierende Rotornabenlasten oder direkt Vibrationen in der Zelle geregelt werden. Bei Rotornabenlasten als Zielgrößen ist eine Auslöschung (-99%) in drei Größen gleichzeitig möglich, z.B. in allen drei Rotornabenkräften oder der vertikalen Rotornabenkraft und den Rotornabenmomenten um die Roll- und Nickachse. Eine Auswahl von mehr als drei Zielgrößen zur Vibrationsreduktion übersteigt die Anzahl von drei vorhandenen Freiheitsgraden eines Vier-Blatt-Rotors und Vibrationen können nur noch teilweise reduziert werden, z.B. um -49% bei gleichzeitiger Regelung aller drei Nabenkräfte und der beiden Nabenmomente um die Roll- und Nickachse. Generell führt jedoch eine Reduktion der Vibrationen an der Rotornabe nicht zwangsläufig zu einem reduzierten Vibrationsniveau in der Hubschrauberzelle. Im Gegenteil, die Zellenvibrationen wurden durch eine Vibrationsreduktion an der Rotornabe um einen Faktor von bis zu drei erhöht. Daher wurde ein Finite-Elemente-Modell der flexiblen Hubschrauberzelle mit dem aerodynamischen Rotormodell gekoppelt. Das resultierende gekoppelte Rotor-Zellenmodell erlaubt die Berechnung und Regelung von Vibrationen an Positionen in der Hubschrauberzelle, wie die der Piloten- und Kopilotensitze und des Laderaums. Durch die direkte Regelung von Zellenvibrationen konnten die Vibrationen am Piloten- und Kopilotensitz in Simulationen um -89% reduziert werden. Das Regelgesetz wurde unter der Randbedingung entwickelt, dass keine Sensoren und folglich keine Messgrößen im rotierenden System zur Verfügung stehen. Die Zielsetzung der Schwenkdämpfungserhöhung erfordert jedoch die Rückführung der Schwenkraten der Rotorblätter. Die Verwendung einer modellbasierten Reglerstrategie erlaubte die Rückführung der beobachteten Schwenkraten und damit eine Erhöhung der Schwenkdämpfung von 0.5% auf bis zu >3% ohne Verwendung von Sensoren in den Rotorblättern. Um die Periodizität der Regelstrecke bereits im Reglerentwurf berücksichtigen zu können, wurde ein zeitperiodisch verstärkungsangepasster Regler entwickelt. Durch Simulationen konnte die Theorie bestätigt werden, dass die Verwendung von Informationen über die Regelstrecke, im Gegensatz zu der Entwicklung eines robusteren und damit konservativeren Reglers, zu einer verbesserten Leistungsfähigkeit oder zu einer erhöhten Robustheit gegenüber anderen Einflüssen führt.