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开发由振动能量收集驱动的直升机转子HUM系统

摘要
直升机传输健康和使用监测已经成熟，并在许多直升机上运行。目前正在注意改进转子系统的监测，以便1）通过早期发现早期故障进一步提安全性，2）通过最小化或最终取代高频飞机转子部件检查来减轻维护负担。为了实现这些目标，转子监控需要超越基于机身振动测量的传统轨道和平衡管理，并且一种方法是对转子部件进行更多的局部感测。AgustaWestland目前正在根据其Rotorcraft技术验证计划进行两阶段研究，评估自供电无线传感技术。首先，AgustaWestland对由LORD-MicroStrain传感系统开发的单个无线传感器节点的AW139直升机进行了试验，该传感器位于主转子旋转斜盘上 - 这已被证明是振动能量收集和低功率/低功率的关键技术推动者范围从转子到机身的射频数据传输。第二阶段将是开发一个多节点主旋翼监测系统，其传感器安装在选定的转子控制部件上，在节点中嵌入数据处理以表征非旋转轴承中的间隙，并减少数据传输量。将技术推向服务实施的计划将侧重于持续开发磨损特征检测和状态指示器，设计研究以在转子系统内集成传感器节点，以及验证/验证。

1.术语
ADC模拟数字转换器，AW AgustaWestland，CAA（英国）民航局，CI状态指示器，EASA欧洲航空安全局，GPS全球定位系统，HM健康监测，HUM / S健康和使用监测/系统，IEEE电气和电子工程师学会，kts Knots，L-MS LORD-MicroStrain传感系统，mW毫瓦，PC个人计算机，PCL间距控制链路，RAM随机存取存储器，研发研发，RF射频，RSSI无线电信号强度指示器，RTD电阻温度计检测器，RTVP旋转电子技术验证程序，SCV超级电容器电压，STA同步时间平均值，VDC伏特直流电流，VEH振动能量收集器，WSDA无线传感器数据聚合器，WSN无线传感器节点

2.引言
直升机健康和使用监测（HUM）的主要重点是传输系统，以至于传输振动监测在当今使用的许多直升机类型上运行，以增强安全性并协助维护人员。
迄今为止，通过对转子1 /转振动和叶片位置的机身进行测量，转子HUM，或更具体地说是转子的状态监测，主要限于后期维护和定期评估/控制轨道和平衡。随着时间的推移，通过服务经验得出1 / rev的高次谐波与某些转子部件的状态之间的关系。维护手册通常包含组件清单，用于表示机身振动超过基于经验的限制。

当然，转子系统还通过目视检查和磨损测量进行常规的飞机上和飞机外状态检查。与其他飞机系统相比，飞机上的机制通常具有相对较高的周期性，并且通常对飞机可用性具有不成比例的影响。

现在正在注意改进转子系统HUM，以增强安全性并减少维护负担。2008年，英国民航局（CAA）报告对Rotor HUM进行了审查[1]并得出结论：
  - 尽管[直升机]事故发生率正在下降，但最近一些引人注目的案例已经证明主转子故障检测和尾桨故障检测仍有显着的安全优势。
  - 对于许多转子故障，改进的检测不太可能来自现有的固定框架振动测量，应该研究旋转框架技术。

2010年，英国航空事故调查处关于主旋翼叶片主轴故障的报告[2]包括安全建议2010-027，“EASA应在CAA的协助下，对扩大HUMS检测范围的选项进行审查进入直升机的旋转系统“。随后，EASA向英国克兰菲尔德大学颁发了一份研究合同，以审查改进内部齿轮箱部件和转子监测的技术。

在同一时间框架内，AgustaWestland（AW）确定了聚焦转子状态监测在组件级提供降级条件预警方面的可能优势，初始成本/效益研究表明通过减少或最终取代部分转子的相对高频率和破坏性的飞机维修制度。AW还发现传感技术基础已发展到自供电转子HUMS值得评估的程度。

本文描述了一个AgustaWestland研究和开发计划，用于将自供电无线传感器节点（WSN）技术应用于转子上的HUM，LORD-MicroStrain传感系统（L-MS）正在为此提供实验系统。本文首先概述了AW的转子HUM计划和方法，然后描述了WSN技术的发展和技术要素的风险降低飞行试验。接下来，概述了多节点实验系统的后续飞行演示计划，并总结了对将技术推向在役应用的预期计划的思考。

3. AW-ROTOR HUM计划和方法

3.1 On-Rotor HUM R＆D计划概述
AW在其Rotorcraft技术验证计划（RTVP）中正在寻求转子HUM，这是一项为期四年的转子技术研究和示范计划，由英国政府的技术战略委员会支持，该计划始于2010。

On-Rotor HUM计划的总体目标是展示可以推广到特定产品应用的通用技术。该计划的结构如下：
  - 需求捕获
  - 技术审查和选择
  - 旋转控制磨损功能开发
  - 基于实验室的系统评估
  - 第1阶段：单个无线传感器节点的风险降低试验。
  - 阶段2：代表性多节点系统的开发/试验。
  - 特定于应用程序的开发的路线图。

AW选择英国布里斯托尔大学航空航天工程系作为他们的学术合作伙伴，他们领导了技术评审，实验室演示和轴承磨损检测测试和分析活动。
AW选择L-MS作为实验性飞行试验的技术提供者，因为他们在直升机无线传感和能量收集方面拥有专业知识和经验。

3.2转子上HUM方法
AW的On-Rotor HUM方法由需求捕获和技术审查活动驱动。

需求捕获活动由AW进行，涉及审查国际民事事故/事故统计和内部研讨会。这项活动的结论是：
  - 大多数转子故障发生在主转子而不是尾部转子以及转子轮毂和控制器而不是叶片。
  - 转子上的HUM好处来自于受磨损的机械部件的状态监测，特别是轴承，例如斜盘双轴承，俯仰控制杆轴承，旋转剪刀轴承，阻尼球面轴承。
  - 加速度和应变将是状态监测的主要参数，但也需要考虑温度和刚度。
  - 最初，应该解决主旋翼，因为与尾部旋翼相比，这将显示出最大的益处并且更容易做到。
  - 不需要通过组件级别感测进行使用情况监测，这主要是因为其他正在进行的关于飞行操作飞机使用频谱记录的AW计划预计将改善部件寿命跟踪。
  - 转子上监控需要自供电，而不是通过电动滑环或电池为飞机提供动力。

由于没有进行使用监测，从这一点来看，主题系统被称为转子间健康监测（HM）。

技术审查是通过文献和产品搜索进行的，并确定：
  - 振动或应变能量收集是直升机当地电力供应有希望的手段，但需要特定应用的实施。
  - 然而，对于安装在转子上的实用尺寸/质量的收割机，可用功率不可能超过几十毫瓦（mW），因此驱动系统具有低的功率要求。
  - IEEE 802.15.4无线电类型可以说是适用于无线数据传输的，因为它的基本形式基于低功率/低范围操作，并且它被使用。然而，无线电数据传输可能是无线传感器网络中耗电的过程。
  - 现有几种适用的低功耗微控制器。
  - 需要评估新型低功耗传感技术，尤其是应变。

因此，AW推出的On-Rotor HM系统方法如下：
  - 它将由多个独立的无线传感器节点（WSN）组成，这些节点通过基于IEEE 802.15.4的无线电协议在星形网络中运行，并在机身中设有数据采集器（最终是中央HUMS）。
     不需要自配置网状网络，   并且在任何情况下都会增加复杂性和增加的功率要求。
  - WSN将由内部振动能量采集器（VEH）供电，最多从3-4个传感器获取数据，进行状态指示器（CI）生成的初始数据处理，并且仅定期传输CI以减小音量/ 
     数据传输的力量。
  - 数据采集将遵循典型传输振动监测的窗口“快照”方法，因为功率限制妨碍了连续实时采集（注意，这也有效地排除了
     通常需要连续数据采集的使用监控）。
  - CI阈值检查将由中央HUMS执行，并将命令WSN在超过阈值时传输原始采集数据，并偶尔按计划进行传感器检查和数据库。

3.3 RTVP On-Rotor HM评估方法
RTVP On-Rotor HM活动旨在评估/演示关键的“通用”技术元素，作为在决定采用完全实现的特定类型转子HM实施之前的风险降低步骤。

为了简化评估系统的设计和实施，决定：
  - 该系统将独立于其他飞机系统，包括中央HUMS。
  - 无线传感器网络将安装在旋转斜盘上，因为它提供了大的自由空间，并且通过现有螺栓便于连接。
  - 传感器将位于无线传感器网络的外部，以便灵活地将它们定位在目标转子组件上; 将传感器连接到WSN的需求被视为可接受的折衷方案。
  - 该系统将是自主的，无需机组人员干预。

AW正在采用两阶段评估方法。

第1阶段是关键风险降低步骤，旨在使用安装在旋转斜盘上的单个WSN和传感器来证明振动能量收集和旋转到固定帧RF数据通信。选择两个加速度计和电阻温度计检测器（RTD）温度传感器作为代表性类型，但是选择它们的目的和位置以便能够展示WSN的功能。

第2阶段将构建一个多节点系统，以演示On-Rotor HM系统的所有基本要素，使用安装在组件上的相关传感器监控候选转子组件，并将数据处理/减少添加到WSN。

第1阶段和第2阶段的飞行试验正在指定给RTVP的AW的AW139原型飞机中进行。这具有典型的直升机主旋翼和转子控制配置，因此它提供了“通用”测试台，因此正在研究的On-Rotor HM技术最终应该适用于其他类型的直升机。

4.实验无线传感器网络

4.1要求
AW签约L-MS，提供具有飞行性的实验标准无线传感器网络技术，作为评估On-Rotor HM系统。AW规定了一系列操作，功能和设计要求，包括：
  - 能量收集性能
  - 具有防数据丢失的手段的低功率无线数据传输
  - 多节点同步
  - 网络可扩展性
  - 可配置的操作设置。
  - 小的重量和体积
  - 一开始就具有耐久性/可靠性，因为需要长期“安装即忘”的服务使用

AW还规定了从DO160F和MIL-STD-810F中选择的实验安全飞行要求。

L-MS为该计划开发了一种新的振动能量收集装置，因为它们的现有技术基础不可用。然而，L-MS为无线On-Rotor HM系统的其他元件量身定制并重新打包了现有的无线数据网络和通信技术。

本节的其余部分介绍了无线系统。第5节和第6节介绍了在AW139主旋翼上的安装。

4.2无线传感器网络
系统概念是WSN的“星形”网络，它与数据收集器独立通信。由节点收集的数据被无线传输到位于机身中的数据收集器，该数据收集器存储飞行后下载的数据。对于技术评估，网络完全独立于其他飞机系统，以简化实施和飞行安全审批。最后，对于任何最终实施例，将需要决定是否将附加功能集成到现有中央HUMS中以实现权重和数据管理优势，或者将其作为独立的单独使用以降低实现的复杂性/成本。

4.3无线传感器节点
WSN架构如图1所示.WSN与两个压电充电模式加速度计和一个RTD温度传感器连接。在通过高速16位ADC读取之前，加速度计输入通过单独的电荷放大器和低通抗混叠滤波器。在通过12位ADC采样之前，RTD输入经过放大级。符合IEEE 802.15.4的2.4 GHz无线电为节点提供与数据收集器的双向无线通信。如4.6节所述对数据进行采样和传输。

图1.用于振动
和温度监测的能量收集无线传感器节点框图。

电子设备由超级电容器供电，该超级电容器由谐振磁感应振动能量收集器（VEH）充电，调谐到目标直升机的叶片通过频率。选择超级电容作为储能装置而不是可充电电池，因为虽然它在没有供电时不会保持电荷，但它的功率密度高，寿命长，能够承受多的充电/放电循环。快的充电时间，好的能力，以满足所需电流的快速变化，在宽的温度范围内运行，没有飞行安全问题。

无线传感器电子元件，VEH和超级电容器安装在一个坚固的外壳内，如图2所示。这还包括两个用于加速度计输入的密封微点连接器和一个用于铂RTD输入的Glenair连接器，以及一个单独的Glenair连接器，用于连接备用9V DC电源和数据下载。天线嵌入位于外壳顶部的模制件中。

图2.用于振动和温度
监测的能量收集无线传感器节点。

4.4振动能量收集器（VEH）
在直升机主旋翼上可以看到以叶片通过频率（转子1 /转乘以叶片数量）为中心的振动，并且先前由AW量化。这种振动提供了为安装在转子上的低至中等工作循环WSN供电的机会。

L-MS利用具有磁感应能量产生元件的共振弹簧 - 质量结构设计了VEH（图4）。

图4：
振动器初步测试期间显示的振动能量采集器（VEH）。

VEH调整到AW139直升机的主旋翼叶片通过频率（5R）。动态质量平行于转子轴线移动并且包括线圈，而磁体被固定以避免由于附近的铁质材料引起的阻尼并且减小由于涡流引起的阻尼。电流从线圈通过弹簧传导到固定的PC板; 使用DC-DC降压升压转换器对电压进行整流，升压或降压，然后用于为超级电容充电。当超级电容器达到3.6VDC以保护WSN电子器件时，控制充电，并在电压降至3.5VDC时重新启动（以提供一些滞后）。

由AW提供的AW139直升机的稳定水平速度范围的振动数据用于设计和调整VEH的尺寸，并用于振动摇床上的收割机的初步测试。VEH的输出功率范围为2.0mW，80kts稳定水平前进速度，150kW时为8.5mW，带宽为±1Hz（图5），在指定的工作温度范围内仅有2％的共振偏移（图6） ）。

图5：振动能量收集器输出功率与输入振动频率的关系。

图6：温度对结构振动能量收集器的共振频率的影响。

4.5无线传感器数据聚合
器来自L-MS现有产品系列的“无线传感器数据聚合器”（WSDA）用作此应用的数据收集器（图3）。

图3. MicroStrain无线传感器数据聚合器

WSDA收集由WSN传输的数据并将其存储在本地，以便通过以太网端口下载到PC上（WSDA也可以配置为将数据直接推送到云或中央HUMS）。WSDA提供周期性的“信标”广播，以便将网络中的WSN与其自己的时间源同步，该时间源与GPS同步。信标也可以作为WSN的指标，是时候开始监控了。当WSDA未通电或信标被禁用时，WSN将知道保持低功率“睡眠”状态。除了作为时间源之外，GPS还提供与传感器数据同步的位置和高度数据时间。

4.6操作模式和设置
WSN自动运行到一系列预先配置的操作，当超级电容器电压（SCV）高于节点'唤醒'阈值3.2VDC时开始，当SCV高于2.7VDC的激活阈值时继续运行，当SCV低于此值时，“睡觉”。两个阈值之间的差异提供滞后，以允许WSN在输入到超级电容器的功率边缘时进行某些活动的时间。
无线传感器网络的运行是所需数据量与振动能量采集器可用功率之间的平衡。为了确定转子部件振动的有价值信息，必须以高速率（几kHz）对加速度计进行采样。然而，连续高速采样将需要比实际尺寸的VEH大的连续功率，因此采样只能在短时间内进行。
因此，操作顺序包括两个基本过程：a）温度传感器和SCV的连续低速采样; b）加速度计的高速采样的周期性“突发”，随后是高速率数据和在先前和当前突发之间收集的低速率数据的RF传输。“爆发”方法给出了振动环境的周期性快照，这与传输振动监测的方法类似。注意，虽然突发之间的设定时间段对于实验试验是有利的，但是在完全实现的系统中，将根据“加窗”飞行器操作条件（例如发动机扭矩或空气速度）来要求爆发。
关键操作参数是可配置的，如下表1所示，但是L-MS根据VEH和WSN功耗的预期功率输入定义了默认设置。首先，爆发之间的时间是10分钟。其次，加速度计的高速采样设置为4千样本/秒，持续2秒。最后，连续低速率温度和SCV采样每10秒设置为1个样本; 温度变化缓慢，SCV从功率平衡的角度衡量整个无线传感器网络的表现。

表1.无线传感器节点的可配置设置

在每次突发采样事件之后，数据以固定大小的数据包以每秒1-2个数据包的慢速率传输到无线数据聚合器（WSDA）几分钟。数据传输是WSN流程中最“耗电”的，因此传输速率需要较低，以便分散能耗，使能量采集器能够提供比长期消耗更大的功率。

4.7同步和可扩展性
WSDA广播每秒广播无线信标数据包。无线传感器网络使用此信标对传感器采样进行时间标记并调度传输。通过定期重新同步，单独的WSN能够将采样事件同步到彼此的+/- 30 us内（尽管第1阶段仅实施了单个WSN）。随着时间作为统一因素，可以直接比较来自单独节点的数据。

信标协议还允许传输调度（时分多址 - TDMA），大大增加了可以在相同的无线电频带上通信而不会相互干扰的节点的数量。使用上述操作模式，节点仅需要1.56％的可用无线电带宽。可以缩放网络以包括配置有不同操作设置的其他无线节点。

4.8无损数据传输
无线网络协议旨在尽可能地提通信成功率，即使在旋翼机的恶劣环境中，多径，移动部件和其他异常情况也会带来重大挑战。这是通过使用缓冲，确认和重传来实现的，而不会损害设备的能量约束性质。

节点收集的数据都带有时间戳，并将其推入高速RAM缓冲区及其相应的时间戳。数据从该缓冲区中提取，并由WSN以先进先出的方式在数据包中传输。WSDA在收到每个数据包后向WSN发送确认消息。WSN等待确认，但如果没有收到，则重新发送数据包最多5次，如果仍未收到，则将“丢失”数据包存储在其非易失性存储器中，以便以后检索。

4.9功率分析
对于默认的突发配置，平均WSN功耗为1.5mW。上面4.4中概述的VEH性能表明，VEH的功率输出应足以满足飞行中的不间断运行。
功耗在平均值附近显着变化。图7显示了在L-MS鉴定测试期间记录的固定VEH功率输出的超级电容器电压（SCV）的典型曲线。由于来自VEH的输入功率和WSN操作的消耗功率，这表示WSN整体的功率平衡。在突发数据采集和传输期间，当瞬时消耗远高于平均值时，平衡通常是负的，然后在仅进行低功率低速率采样的时间段期间为正（同时注意上部'锯齿'）由于超级电容器电压限制/滞后而导致的轮廓。

4.10资格测试
WSN通过分析和测试符合AW的功能和实验飞行安全要求，包括：
  - VEH疲劳测试：对VEH临界弹簧元件的耐久性，VEH动态组件有信心（无在5R工作频率下，对其进行全运动范围疲劳试验，飞行时间超过6000小时。
     对动态质量施加稳定的  侧向载荷以表示WSN / VEH在主旋翼上经受的向心力。在此测试期间未发生故障。
  - 对DO-160F的振动第8节- 加速到MIl-STD-810F 
  - 冲击并撞到MIL-STD-810F第7节。
  - 结构强度 - 无线传感器网络结构接口和外壳的静态和疲劳分析。
  - 温度符合MIL-STD-810F章节501.4,502.4,503.4。
  - MIL-STD-810F的湿度第507.4节
  - EMI / EMC- 分别对DO-160F第20和21节的易感性和辐射发射。
  - 磁干扰 - 与DO-160F的罗盘安全距离第15节。

5.第1阶段风险减少飞行试验
AW在AW139旋转斜盘上设计并生产了WSN的安装，与L-MS的WSN开发并行。AW还在直升机机舱的现有仪表架上安装了WSDA数据聚合器。这两个装置都是为实验飞行而设计和认证的。

然后在2014年3月至6月期间在RTVP AW139原型直升机上测试了WSN。

5.1 WSN和WSDA安装
WSN通过现有螺栓连接在斜盘体上的铝制支架安装在旋转斜盘上，如图8所示。

图8：AW139旋转斜盘上的WSN安装

支架的设计是为了将未经修改的斜盘上的垂直5R振动传递给WSN。在支架加WSN组件上执行正常模式分析。这表明最低固有频率为363Hz，远高于5R频率。

为第一阶段试验选择的传感器是两个压电加速度计，用于测量与转子轴平行和径向的振动，以及一个RTD1000型温度传感器。虽然第一阶段安装的传感器的主要驱动因素是运用WSN功能并且易于安装，但加速度计及其位置也可用于提供WSN VEH的5R振动激励的“快照”。它们也是斜盘双轴承振动监测的候选位置，试验数据可以对此进行早期评估。请注意，由于试验直升机目前没有主旋翼的仪表滑环，因此无法安装独立的加速度计进行连续振动测量。

温度传感器也安装在靠近加速度计的支架顶部。这提供了局部空气温度，以与航空电子设备测量的外部空气温度（OAT）进行比较。最终温度传感器可用于监控超前滞后阻尼器和斜盘轴承状况。

WSDA独立数据聚合器安装在机舱内的仪表架上，并提供直升机28VDC电源。

5.2 WSN操作设置
如上面4.6所述，WSN操作参数是可配置的，对于Phase1试验，WSN设置为默认1每10秒低速率采样，10分钟突发周期，高速采样4ksamples /秒为2秒。

5.3地面测试活动
在飞行前进行地面测试活动，确定WSDA天线的位置，测试RF通信，配置节点，测试节点执行任务并验证基站中的数据存储。这是通过维护连接器连接到节点的9VDC电池为WSN供电，以及由外部28VDC接地电源装置驱动的直升机28VDC系统的WSDA。

通过在机舱中的不同位置执行的RSSI（无线电信号强度指示器）测量来确定基站天线的安装。对于每个天线位置，通过以60度为单位旋转主旋翼来评估RSSI，从与直升机机头对齐的WSN开始，并使用L-MS的Node Commander™软件在每个角度执行范围测试。

天线的位置被确定为副驾驶上部透明度。这对于无线传感器网络没有畅通无阻的视线，但优于机舱中的任何其他位置，其中屋顶的结构和主齿轮箱的存在导致显着的信号衰减。通过选择的天线安装（使用3米长的低损耗RF电缆将天线连接到基站），测得的RSSI介于最大-57 dBm和最小-63 dBm之间，具体取决于转子方位角周围的WSN。L-MS建议至少-72dBm可以保证没有丢包，但是，虽然需要一些数据包重传，但这些都是成功的，没有数据包丢失。

通过允许节点在多个突发周期内采样和传输数据，并通过Node Commander™实时检查时间间隔和传输统计数据，确认了正确执行配置的任务。通过以太网连接分析从基站下载的数据来验证数据时间戳和内容。通过使用另一个基站作为信标检测系统和数据嗅探器来测试由WSDA生成的用于同步WSN的信标的存在。

5.4飞行测试活动
WSN的性能在扩展的飞行测试活动中进行了评估，该活动涵盖了直升机的整个使用范围。在其他计划的试验期间，无线电通信网络被允许在直升机上运行超过两个月，而不是将测试限制在某些专用机动中：这种“乘坐”方法确保了无线传感器网络已经在一套飞行中进行了测试条件和直升机配置（重量，重心，工具包），并提供有关现场直升机操作的代表性模拟。

两个无线传感器网络已经过飞行测试，第一个遭受了VEH线圈的过早故障，第二个已经适合大多数测试。他们一起在22个航班上共计飞行了19个小时。
在没有对旋转斜盘上的振动进行独立连续测量的情况下，从中央HUMS收集相关的直升机飞行参数数据（真空速，气压高度，发动机扭矩和转子速度），以提供5R振动的定性相关性。 WSN表现。无线传感器网络数据和直升机数据都具有基于GPS的时间戳，因此它们可以对齐和重叠。

结果如下所示，以显示WSN如何实现其振动能量收集和RF数据通信的关键功能。首先，给出了SCV和飞行参数的曲线图，因为SCV曲线给出了VEH的操作和WSN的整体操作的良好视图。还提供了RF数据传输的统计数据。

WSN加速度计和温度数据在情况下均符合预期，并证明无线传感器网络按规定进行了采样。但是，由于数据本身对于无线传感器网络的运行性能没什么兴趣，因此不再对它们进行介绍或讨论。

5.5飞行测试结果 - 电力收集
WSN在大多数航班上运行，表明VEH的运行大部分符合预期。无线传感器网络在那些具有长时间高速/扭矩的飞行中稳定地进行爆破操作，其中斜盘上的5R振动无疑高。在22个航班中的14个航班中，无线传感器网络在1到9次突发中进行，其中12次在最初唤醒后，无线传感器网络在飞行期间持续爆发10分钟的时间表。

WSN没有醒来的8个航班中有3个是发动机故障测试，其特点是起飞/着陆的延长序列和靠近地面的机动，预计振动较低，转子的变化比通常高速度很明显。这些飞行不代表任何正常任务，这种飞行很少发生，持续时间短得多。WSN未唤醒的其他5个航班处于中速/低速扭矩，5R振动可再次预期为低。其中两次飞行重复进行，无线传感器网络能够唤醒并进行一些收购和传输。这些飞行都表明在低振动条件下VEH性能很差。

从无线传感器网络起飞到第一次爆发的平均时间是19分钟，但是进行的航班范围从2到36分钟不等。

在所有航班中，SCV剖面和爆发时间与飞行条件剖面定性良好相关 - 这通过以下示例显示。

图9显示了连续WSN操作的一个例子，用于测试活动的第一次飞行 - 这是在TAS范围从90到150 Kts并且大多数在大约1500m的固定高度进行的。SCV（图中顶部的深蓝色点）和选定的飞行参数（黑色 - 结的TAS，红色 - 气压高度，以公里为单位，天蓝色 - Engine1Torque以％表示）与GPS时间相对应; 三角形显示了WSN的高速率数据采样/传输突发的开始。

图9：WSN SCV与TAS，ALT和Eng Tq，13/03/14

图9显示WSN在大约145kts的爬升期间醒来，大约在09:23:03最后一次起飞后2分钟。随后，WSN在没有中断的情况下在剩余的飞行中保持活动状态，因为所有的爆发间隔10分钟。根据飞行参数推断，可以看到SCV剖面像振动一样大致上升和下降。突发期间的丢弃持续约3分钟，这是完成数据传输操作的预期持续时间。
图10显示了来自同一航班的第4次突发周围的SCV剖面图，其中识别了突发间重新充电和密钥突发活动。再充电阶段线性，意味着振动水平稳定; 这也可以从这段时间内飞行条件的稳定性推断出来（图9）。对于这个电荷恢复周期，估计VEH功率输出为3.4mW，这与WSN在前一次爆发和相同飞行条件下获得的斜盘5R振动的预期功率相关。与图7中显示的L-MS实验室测试的SCV曲线相比，特征是相同的，而水平和斜率是不同的，反映了两种情况下不同的VEH功率输入。

图10：突发期间的超级电容电压详细信息

图11显示了直升机在大部分时间以高速/高扭矩飞行的飞行中的WSV剖面图。无线传感器网络在大约17分钟后醒来（起飞后和高速初始爬升，然后以40 kts增加到Vh的水平飞行），然后在整个飞行中保持活跃状态。

对于大部分飞行，SCV在最大极限处饱和，表明高VEH功率输出和推断，高5R斜盘振动。每10分钟发生一次突发采样和数据传输，每次持续3分钟。在8:33和8:53的两次突发的特征在于信标获取期间SCV的小幅下降，然后在数据传输期间增加SCV，表明该节点仍然在收集比在数据传输期间消耗的更多的功率。相反，08:43的数据传输导致SCV深度下降，表明VEH输出较低; 可以看到真空速和发动机扭矩的相应减小。

图11：WSN SCV与TAS，ALT和Eng Tq，24/04/14

图12显示了WSN的间歇性行为。在低TAS /中高扭矩的初始阶段，WSN在早期爆发时表现出足够的振动，但WSN在接下来的10分钟内处于“睡眠”模式，在80-130kts时振动将是低得多。节点在步进速度范围结束时重新唤醒，能够在随后的高速飞行期间进行两次爆发，然后在飞行期间短暂地再次进入睡眠状态，大约120kts。在低速/高扭矩的短时间飞行之后不久发生最后的重新唤醒，这表明超级电容器在睡眠期间没有完全放电并且SCV接近3.2V激活阈值。

图12：WSN SCV与TAS，ALT和Eng Tq，29/04/14

虽然飞行的不同类型飞行航班的首次爆发时间存在差异，但图13显示了类似飞行剖面的VEH性能的一致性。在这里，第一次爆发的时间是起飞后18到19分钟之间，对于三次飞行，其特征是初始定位飞行到高速/扭矩高度，然后是速度范围步长; 请注意，有干预的航班有完全不同的档案。

图13：3次类似航班的第一次突发时间

5.6飞行测试结果 - 射频数据传输
基于802.15.4的无线通信已被证明可靠。

图14显示，将所有航班的所有传输结合在一起，RSSI平均值为-60dBm，标准偏差约为7dBm，范围为-44至-84dBm。对于单个飞行，平均RSSI和标准偏差分别在-58到-63dBm和5到9dBm之间，表明一致的特性。这种形式的传播和偏斜的RSSI分布是典型的RF通信，其中没有直接的现场线路，并且接收的信号由反射的RF支配。

图14：RSSI直方图

RSSI范围大多高于-72dBm的“无损耗”值，其中一些低于此值，但是转子转动时没有丢失单个数据包，并且数据包重传的数量为7％左右。

飞行RSSI结果与静态主旋翼的地面测试活动期间测量结果类似，表明主旋翼和飞行机动的旋转对RF通信的影响小。

5.7
第1阶段结论第1阶段的目标是证明振动能量收集器技术和旋转固定帧无线电数据传输。

总体而言，飞行试验活动已经证明，VEH根据飞行参数曲线上预期的斜盘5R振动产生能量，中速除外，其中5R振动最低，VEH性能似乎是微不足道的。

发现WSN默认的“突发”配置在VEH性能和“采样和传输”周期的实际能量需求方面是一个很好的平衡。这种配置为斜盘上具有高前进速度和高5R振动的飞行提供了一致的操作。应该注意的是，WSN早先进行的飞行条件和/或多的突发是主导AW139聚合在线使用频谱的那些。

但是，VEH需要进行优化，以提在较低的斜盘5R振动水平下运行的可能性，并缩短首次爆破的时间，因为对于未来生产的On-Rotor HM系统，每次采集数据的概率高。飞行。设置第1阶段VEH，使其在“设计点”振动激励水平下有效地运行。它在较高或较低振动水平下的操作效率较低，其结果是有效地存在低振动阈值，低于该阈值时不会产生能量。通过将VEH设计重新配置为较低的“设计点”振动水平，可以提VEH在低振动激励水平下的性能，从而在这些条件下产生额外的功率。在高振动条件下，

第1阶段试验还证实，RF数据传输是消耗大部分能量的WSN操作，因此预计通过实施本地处理和生成条件指标可以减少传输的数据量 - 这应该可以减少突发周期性和/或增加的采样率/体积。

从转子到机身的RF数据传输好，几乎不需要开发。

在其他方面，WSN的操作符合AW的指定要求。

这一成功的降低风险的步骤使AW有信心进入第二阶段系统演示。

第1阶段测试活动还表明，通过连续测量斜盘5R振动，可以好地了解VEH性能，在边际中速条件下，这将被添加到第2阶段试验中。

6. RTVP第2阶段

6.1基本原理
第1阶段已经证明了无线转子HM的关键推动因素。阶段2将把它们构建成更具代表性的HM系统，包括：
  - 具有优化的VEH的多个WSN。
  - 监控1个螺距控制连杆（PCL），1个旋转剪刀和斜盘双工轴承作为示例部件。
  - 每个受监控组件上的低功率加速度计和应变传感器。
  - 无线传感器网络中的数据处理/ CI生成，旨在本地检测异常情况并降低整体WSN功耗。

关于VEH，第2阶段将允许AW和L-MS确定在当前的自供电概念中是否可以实现足够的性能改进，并预测可能的概念变化。

该系统将于2015年初在AW139试验飞机上进行测试，其中包含上述转子部件的磨损和新实例，以评估候选CI的性能并为其持续开发提供传感器数据集。

目的是展示On-Rotor HM系统的通用关键元素，而不是AW139飞机类型的完全指定系统。

6.2多节点转子HM安装
多节点系统安装的设计正在进行中，基于以下概念（图15）：
  - 3个WSN，分别用于俯仰控制链路，旋转剪刀和斜盘双工轴承。
  - 振动和应变传感器安装在三个转子控制组件中的每一个上。
  - 安装在旋转斜盘上的可变磁阻速度传感器，为WSN提供通用1 /转输入以进行数据处理。

图15：Phase2多节点On-Rotor HM安装

对于应变传感器，传统的电阻应变计消耗过多的功率，因此将试用适形压电容型，因为这些是本质上的低功率器件。

从第1阶段试验中可以看出，“仪表”加速度计将添加到一个WSN安装板上，作为单独的仪表包的一部分，安装在试验飞机上用于RTVP的其他方面。这将直接了解VEH如何对抗其5R振动激励，以确认对第2阶段WSN的VEH进行的改进。

6.3嵌入式数据处理
除了经过修改的传感器接口和优化的VEH之外，WSN的功能还将通过添加数据处理，在数据采样之后和数据传输之前进行操作来增强第2阶段的功能。目的是探索总功耗可以如何缩短突发周期和/或增加采样率/持续时间。基准测试表明，与常规传输所有原始数据相比，在WSN中进行分析以将获取的原始数据减少到条件指标指标，然后通常传输CI，可以将总体突发功耗降低多达80％。因此，具有一系列复杂性/大小和功率要求的候选数据处理软件例程将被加载到WSN微控制器，以允许评估功率关系。

6.4状态指示器开发
除了数据采集方法外，状态监测系统只能通过验证异常部件状态检测方法来完全实现。
因此，AW的On-Rotor HM程序还评估了特征提取方法和状态指示器，用于检测转子部件机械元件的磨损，特别是间隙。目标有两个：a）确定适合未来发展的初始候选方法，b）针对一系列流程复杂性，探索针对内部功率预算进行数据处理的WSN能力的界限。

对其在球面轴承中具有一系列磨损/间隙的一组PCL进行钻机测试 - 应用正弦和飞行代表轴向载荷，并从安装在PCL和试验机上的加速度计和应变传感器获取数据。这表明两种量化均可显示球面轴承的间隙，但安装在PCL上的加速度计可能会给出清晰的图像（图16）。

图16：PCL轴承间隙测试

此外，从STA导出的简单CI（例如峰值峰值，均方根和峰度）似乎是磨损/反冲检测的良好初始候选者，并且将作为测试数据处理方法包含在STA中以加载到阶段2 WSN。

还分析和比较了带有磨损轴颈轴承的旋转剪刀的应变数据，以及更换的新剪刀（在几年前由AW进行的直升机飞行载荷测量计划期间收集）。

图17显示了在50kts级别飞行（左图对）和Vne（右图对）的磨损（上图对）和未磨损（下图对）剪刀的时间应变的STA的示例，其中每个图具有两个值的轮廓在同一重心（CG）处的全部质量（AUM）。来自一系列空速，高度和AUM / CG的数据体表现出比PCL更复杂的数据结构，似乎有望用于检测PCL轴承磨损的更简单的指标不足以区分磨损和磨损。未经磨损的旋转剪刀。因此，目前正在研究数据处理方法基础，并且因为谐波之间的关系似乎值得探索，所以计划在第2阶段WSN数据处理套件中包括FFT算法。
尽管RTVP活动将为可能的方法提供有用的起点，并且了解WSN功能中的约束，但显然需要进一步的工作来开发和验证适当的特征提取方法。这还需要考虑其他类型的部件，特别是转子系统中弹性体轴承的日益普及需要基于原位传感器的刚度监测方法。

7.前端研发活动RTVP研发活动是正在进行的AgustaWestland计划中实现On-Rotor HM的第一步，它提供了从转子系统获取数据的支持技术。将其演变为完全实现的系统的后续步骤包括：
  - 进一步的成本/收益研究，以确认On-Rotor HM的商业案例。
  - 继续评估完整AW139原型车队的第2阶段系统，提供WSN的长期评估和持续开发，CI的开发和测试，以及主要   
     转子部件状态趋势数据。
  - 审查转子部件监测要求和相关技术（例如，用于监测弹性轴承，高速率/低功率无线电，如超宽带）。
  - 持续开发/测试/验证检测异常组件状况和相关CI的方法 - 这可能是具挑战性的活动。
  - 与适航当局就从“无危害 - 无信用”安全增强转变为b）维护
     信用的认证方法和流程进行讨论并达成协议   。
  - 设计研究，用于集成无线传感器网络和传感器和转子组件，并根据需要扩展尾部转子技术。
  - 产品特定的系统设计，资格认证和受控的服务介绍，无论是改型还是新型。

预计这个正在进行的程序将需要3到5年才能完成第一个On-Rotor HM系统的部署，这个时间尺度的驱动因素是开发和验证磨损检测方法和CI以及WSN到转子中的集成。

8.结论
改进的直升机旋翼健康和使用监测可能提供安全性和操作可用性以及成本效益。AgustaWestland正在研究在其研发旋翼机技术验证计划（RTVP）中实现这些优势的技术，目前正专注于使用安装在主旋翼斜盘上的自供电无线传感器节点（WSN）对机械主旋翼部件进行状态监测。

刚刚在AW139直升机上完成了单个无线传感器网络的第一阶段风险降低试验，并且已经证明了振动能量收集的关键推动因素，用于通过无线电向无人机舱内的数据收集器提供无线传感器网络供电和数据传输。同时，基于实验室的工作已经评估了WSN中的数据处理与数据传输之间的WSN功耗权衡。此外，已经确定了非旋转轴承的候选磨损检测指标，来自桨距控制链接装置测试的数据分析和旋转剪刀的飞行载荷测量。

第2阶段活动将试验一个多节点系统，监测三个选定的转子控制组件，并将数据处理添加到WSN。这旨在展示转子健康监测系统的所有关键通用元素。

将需要一个持续发展的计划来使On-Rotor HM成为现实。关键活动将是成本/效益研究，以确认On-Rotor HM的有用性，以及用于指示异常组分状况的方法/指标的开发和验证。

参考文献
[1] CAA论文2008/05，“HUMS扩展到转子健康监测”，2008年12月，ISBN 978 0 11792 127 6 
[2] UK-AAIB飞机事故报告7/2010，“关于Aerospatiale事故的报告（欧洲直升机公司） ）AS332L Super Puma于2006年10月13日在苏格兰阿伯丁机场注册G-PUMI'，2010年11月23日，EW / C2006 / 10/06

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致谢
AgustaWestland承认英国政府技术战略委员会提供的Rotorcraft技术验证计划的财务支持。

AgustaWestland承认对RTVP的贡献，特别是本文第6.3和6.4节中总结的工作，由S Burrow博士，CS Ling，L Clare博士，J Bowden，D Hewitt和L Penrose共同完成，航空航天工程系在布里斯托大学。

AgustaWestland感谢CAA在RTVP Rotor HUM项目期间提供的指导，并获得CAA论文2008/05的引用许可。

最后，AgustaWestland承认运输部授予的一般许可，以从英国AAIB的飞机事故报告中提取。