CN101870359A - 直升机旋翼桨叶后缘小翼的驱动方法及驱动装置 - Google Patents

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夏品奇
王荣
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Abstract

本发明公开了一种直升机旋翼桨叶后缘小翼的驱动方法，通过压电驱动装置驱动直升机旋翼桨叶后缘小翼偏转；该压电驱动装置的驱动电压频率等于由所述直升机旋翼桨叶后缘小翼和压电驱动装置所构成的系统的共振频率。根据该方法，本发明还提出了在不增加机械放大机构的情况下就可使旋翼桨叶后缘小翼偏转角度达到实用要求的驱动装置，该装置包括上下表面附着压电聚合物层的弹性金属梁、数字信号发生器、功率放大器和支架。本发明通过施加共振频率下的控制电压，解决了现有压电驱动位移小的问题，对直升机智能旋翼技术的发展具有重要意义。

Description

直升机旋翼桨叶后缘小翼的驱动方法及驱动装置
技术领域
本发明涉及直升机设计制造技术领域，尤其涉及一种直升机旋翼桨叶后缘小翼的驱动方法。
背景技术
在桨叶上安装后缘小翼的智能旋翼是一种基于智能材料驱动的自适应旋翼，通过智能材料驱动机构来主动控制后缘小翼俯仰或变距运动，从而改变桨叶升力面上的气动载荷分布或产生附加的气动力，达到延缓后行桨叶动态失速、提高直升机飞行速度、减小桨叶振动载荷、降低旋翼噪声的目的。因此，带后缘小翼的智能旋翼对提高直升机性能具有重大的潜在作用。另外，由于后缘小翼具有易于安装、易于控制，且控制效果好等特点，带后缘小翼的智能旋翼已成为一种较有前途的智能旋翼结构形式。
然而，智能材料驱动的最大问题是驱动位移很小，不能使后缘小翼的转动达到所需要的偏转角度。同时，受旋翼桨叶空间小的限制和后缘小翼驱动机构的重量限制，不可能把智能材料驱动机构的尺寸做得很大来满足小翼偏转角度的要求。因此，具有尺寸小、驱动位移大的智能材料驱动机构及其控制已成为发展智能旋翼的关键。
为了解决智能材料驱动位移很小的问题，目前，普遍采用机械放大机构的办法来放大驱动位移的大小。很显然，机械放大机构增加了重量、增加了驱动机构的复杂性，同时也受桨叶空间的限制，实际上是一种不现实的技术途径。
虽然近年来，人们对各类智能材料的研究越来越深入，但仍没有找到一种能够满足需求的智能材料，如何在现有智能材料的基础上不需要增加机械放大机构就能实现直升机旋翼桨叶后缘小翼的驱动就成为了摆在技术人员面前的一道难题。
发明内容
本发明的目的是提供一种在现有智能材料基础上，不需要增加机械放大机构即可使直升机旋翼桨叶后缘小翼达到足够大的偏转角的驱动方法。
本发明是采取如下方案实现的：
一种直升机旋翼桨叶后缘小翼的驱动方法，其特征在于：通过压电驱动装置驱动直升机旋翼桨叶后缘小翼偏转；该压电驱动装置的驱动电压频率等于由所述直升机旋翼桨叶后缘小翼和压电驱动装置所构成的系统的共振频率。
压电材料是现有智能材料中十分重要的一种，压电驱动装置的原理就是利用压电材料所具有的逆压电效应，将电能转化为机械能或机械运动。同其它的智能材料驱动装置一样，压电驱动装置同样具有驱动位移小的问题，在不加装机械放大机构的情况下，同样不能使直升机旋翼桨叶后缘小翼达到足够的偏转角。但通过逐步调整驱动电压的频率，我们发现在接近某一频率(即共振频率)时，直升机旋翼桨叶后缘小翼的偏转角显著增大，当到达共振频率时，偏转角达到最大值。
根据上述驱动方法提出一种直升机旋翼桨叶后缘小翼的驱动装置的方案，具体如下：
一种直升机旋翼桨叶后缘小翼的驱动装置，包括上下表面附着压电聚合物层的弹性金属梁、数字信号发生器、功率放大器和支架；弹性金属梁的一端与支架固定连接，另一端与直升机旋翼桨叶后缘小翼简支连接；直升机旋翼桨叶后缘小翼通过转轴与支架连接，并可绕转轴转动；数字信号发生器的信号输出端与功率放大器的输入端电连接；功率放大器的输出端的正负极分别与弹性金属梁上、下表面的压电聚合物层电连接。
附图说明
图1是本发明具体实施方式的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明：
一种直升机旋翼桨叶后缘小翼的驱动装置，如附图1所示，包括：上下表面附着压电聚合物层的弹性金属梁4、数字信号发生器1、功率放大器2和支架3；弹性金属梁4的一端与支架3固定连接，另一端与直升机旋翼桨叶后缘小翼5简支连接；直升机旋翼桨叶后缘小翼5通过转轴6与支架3连接，并可绕转轴6转动；数字信号发生器1的信号输出端与功率放大器2的输入端电连接；功率放大器的输出端的正负极分别与弹性金属梁4上、下表面的压电聚合物层电连接。
在本具体实施方式中，弹性金属梁4的材料为铜，当然也可以选用其它弹性金属，例如铝等；弹性金属梁4的尺寸为：长度140毫米、宽度20毫米、厚度0.5毫米，这是为了配合具体使用的旋翼桨叶后缘小翼的尺寸，可以根据实际情况选取其它合适的尺寸；在弹性金属梁4的上、下表面附着的压电聚合物层并无具体限制，本实施方式中使用市场上可以买到的压电聚合物双晶片，上、下两层的厚度均为0.38毫米。
用上述驱动装置进行旋翼桨叶后缘小翼的驱动时，通过数字信号发生器1和功率放大器2分别向上、下两层压电聚合物双晶片施加相位相反的交流控制电压，由于逆压电效应，弹性金属梁4上、下层的压电聚合物晶片交变地一边伸长、另一边缩短，使弹性金属梁4上、下弯曲，从而带动旋翼桨叶后缘小翼5绕转轴6转动；逐步调整交流控制电压的频率，当达到由旋翼桨叶后缘小翼5和转轴6以及弹性金属梁4构成的系统的共振频率时，在本实施方式中该频率为13Hz，旋翼桨叶后缘小翼5转动的偏转角达到最大；在该频率下，逐步调整控制电压大小，当电压值分别为30V、40V、50V、100V时，旋翼桨叶后缘小翼5的偏转角度分别达到了8.7°、9.1°、9.3°、11.6°，均超过了旋翼桨叶后缘小翼实际使用时所需要的4°的偏转角度。
本发明通过施加共振频率下的控制电压，解决了现有压电驱动位移小的问题，提出了在不增加机械放大机构的情况下就可使旋翼桨叶后缘小翼偏转角度达到实用要求的驱动方法及相应的驱动装置，对直升机智能旋翼技术的发展具有重要意义。
本发明的驱动方法和驱动装置也可用于航天、机械、机器人等领域。

Claims (3)

1.一种直升机旋翼桨叶后缘小翼的驱动方法，，其特征在于：通过压电驱动装置驱动直升机旋翼桨叶后缘小翼偏转；该压电驱动装置的驱动电压频率等于由所述直升机旋翼桨叶后缘小翼和压电驱动装置所构成的系统的共振频率。
2.一种直升机旋翼桨叶后缘小翼的驱动装置，其特征在于：包括上下表面附着压电聚合物层的弹性金属梁(4)、数字信号发生器(1)、功率放大器(2)和支架(3)；弹性金属梁(4)的一端与支架(3)固定连接，另一端与直升机旋翼桨叶后缘小翼(5)简支连接；直升机旋翼桨叶后缘小翼(5)通过转轴(6)与支架(3)连接，并可绕转轴(6)转动；数字信号发生器(1)的信号输出端与功率放大器(2)的输入端电连接；功率放大器的输出端的正负极分别与弹性金属梁(4)上、下表面的压电聚合物层电连接。
3.如权利要求2所述的直升机旋翼桨叶后缘小翼的驱动装置，其特征在于：所述弹性金属梁(4)是由铜制成。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2511176A1 (fr) * 2011-04-13 2012-10-17 ONERA (Office National d'Etudes et de Recherches Aérospatiales) Pale de voilure tournante, rotor comprenant au moins deux telles pales et procédé de mise en oeuvre d'un tel rotor
CN106516104A (zh) * 2016-11-30 2017-03-22 哈尔滨工业大学 用于降低旋翼振动的装置
CN108609157A (zh) * 2018-06-05 2018-10-02 广东工业大学 基于压电驱动的飞机活动翼面调节装置
CN109533291A (zh) * 2018-11-15 2019-03-29 中国直升机设计研究所 一种旋翼桨叶内部驱动器的固定装置
CN110027706A (zh) * 2019-04-04 2019-07-19 上海理工大学 摆动尾缘的新型扑翼式获能装置及控制方法

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101659321A (zh) * 2009-10-12 2010-03-03 北京航空航天大学 一种后缘可控摆动充气机翼

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101659321A (zh) * 2009-10-12 2010-03-03 北京航空航天大学 一种后缘可控摆动充气机翼

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
《南京航空航天大学硕士学位论文》 20051231 李伟 用于直升机多路振动主动控制的智能旋翼试验系统研究 , *
《南京航空航天大学硕士学位论文》 20071231 张柱 基于高效驱动机构的新型智能旋翼设计分析与试验研究 , *

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2511176A1 (fr) * 2011-04-13 2012-10-17 ONERA (Office National d'Etudes et de Recherches Aérospatiales) Pale de voilure tournante, rotor comprenant au moins deux telles pales et procédé de mise en oeuvre d'un tel rotor
FR2974062A1 (fr) * 2011-04-13 2012-10-19 Onera (Off Nat Aerospatiale) Rotor de voilure tournante et pale pour un tel rotor
CN102837823A (zh) * 2011-04-13 2012-12-26 国家宇航研究所-奥尼拉 旋翼桨叶、包括至少两片这种桨叶的转子及其实现方法
US9334050B2 (en) 2011-04-13 2016-05-10 ONERA (Office National d'Etudes et de Recherches Aérospatliales) Rotary wing blade, rotor comprising at least two of such blades and method to implement such a rotor
CN102837823B (zh) * 2011-04-13 2016-12-21 国家宇航研究所-奥尼拉 旋翼桨叶、包括至少两片这种桨叶的转子及其实现方法
CN106516104A (zh) * 2016-11-30 2017-03-22 哈尔滨工业大学 用于降低旋翼振动的装置
CN108609157A (zh) * 2018-06-05 2018-10-02 广东工业大学 基于压电驱动的飞机活动翼面调节装置
CN109533291A (zh) * 2018-11-15 2019-03-29 中国直升机设计研究所 一种旋翼桨叶内部驱动器的固定装置
CN110027706A (zh) * 2019-04-04 2019-07-19 上海理工大学 摆动尾缘的新型扑翼式获能装置及控制方法
CN110027706B (zh) * 2019-04-04 2023-06-06 上海理工大学 摆动尾缘的新型扑翼式获能装置及控制方法

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