CN102897318B - 一种用于直升机旋翼振动控制的桨叶 - Google Patents

Abstract

一种用于直升机旋翼振动控制的桨叶，包括基本桨叶(1)，后缘襟翼(2)，驱动器(3)，襟翼连接轴(4)和X型放大机构(6)，驱动器(3)安装在基本桨叶(1)内部靠近前缘1/4弦长，径距70％处；后缘襟翼(2)通过襟翼连接轴(4)安装在基本桨叶(1)径距70％-90％处，宽度为25％弦长；X型放大机构(6)的两端分别连接驱动器(3)和后缘襟翼(2)，所述的驱动器(3)包括碳纤维复合材料圆形管(7)和两片压电复合材料单元(5)。它可以通过对智能驱动器施加不同频率和大小的电压来控制驱动器的输出频率和输出位移，且不用弹簧来提供恢复力，可以在一个很大的带宽内工作，实现旋翼振动的高效控制。本发明结构简单，易于控制，实用性强。

Description

一种用于直升机旋翼振动控制的桨叶

技术领域

本发明属于航空领域，具体涉及一种用于直升机旋翼振动控制的桨叶。

背景介绍

直升机以其独特的垂直起飞/着陆能力，能完成许多独特的任务，如海上救援等。但其大的振动和噪声，使其乘座品质差，结构部件的疲劳寿命低，这些将成为提高直升机效率的主要障碍。直升机产生振动的主要振源是旋翼，旋翼在很宽的飞行包线工作，从轴向飞行(悬停、垂直爬升/下降)到高速前飞，旋翼桨叶在整个飞行包线的气动环境下将承受大的振动，前行桨叶受可压缩性，后行桨叶动态失速、反流和尾流的影响。这些复杂的非定常、非均匀流连同弹性桨叶和旋翼--机身干扰，使直升机对振动、噪声和气动不稳定性十分敏感。降低直升机振动是一项十分重要而极富挑战性的问题，振动导致结构部件疲劳寿命降低，系统的性能和可靠性变差，维护成本增加。国内外许多学者都在寻找能够高效、安全、成本较低的方法来降低直升机旋翼的振动。

直升机振动及其控制是直升机技术发展历程中极其重要的研究课题。由于桨盘处不稳定的气动环境和结构耦合(由旋翼和机身的惯性耦合引起)而产生的振动对直升机产生了极大的影响。过高的振动水平会降低结构疲劳寿命和仪器设备的可靠性，影响乘员和驾驶员的舒适性和工作效率。直升机的主要振源是旋翼。旋翼工作在极端不稳定的入流状态，产生大小不同的谐波振动载荷。对于一个具有N片桨叶的直升机来说，(N-1)Ω，NΩ，(N+1)Ω谐波振动载荷会通过桨毂传到机身，产生谐波为NΩ的作用力和力矩。因此，采用多种主被动方式来降低旋翼的振动水平对降低直升机振动具有重要的意义。

在技术发展的早期，主要采用吸振器、隔振装置等被动抑制的方法来降低振动。传统的隔振器和消振器由于不需要外界能量提供，结构较简单，易于实现且具有较好的经济性和可靠性，在直升机减振技术上得到了一定的应用。但是它们的重量代价大，不适应直升机飞行状态中旋翼工作转速和结构动力的变化，具有很大的局限性；而且近25年来提出的必须遵守小于0.05g低振动水平的苛刻指标，已使得传统的被动抑制技术不能满足技术要求，由此引发了开展主动抑制技术研究以求达到降低振动水平的目的。因此，具有良好适应性的振动主动控制就应运而生。对于直升机机身振动响应控制来说，控制目标通常有三种：桨叶振动响应，它含有旋翼转速及其整数倍的谐波；桨毂六力素交变量，它是N片桨叶合成引起的，主要含有N阶(基频为旋翼转速)，另外还会出现N阶整数倍的谐波；机体振动响应，主要是N阶谐波(由于机体的“滤波”作用)。目前主要有以下振动主动控制技术：主动吸振与隔振、高阶谐波控制(HHC)、独立桨叶控制(IBC)、结构响应主动控制(ACSR)、智能旋翼(Smart Rotor)。智能旋翼是直升机旋翼振动主动控制的最新发展。智能旋翼技术基于桨叶中附加或埋人的智能材料的电致驱动作用，按照一定的控制规律驱动桨叶的控制面，从而实现降低旋翼系统振动的目的，是直升机减振降噪的治本技术。基于智能材料设计的智能桨叶驱动机构具有重量轻、结构紧凑、响应速度快、控制频带宽等特点，并且优于基于自动倾斜器的高阶谐波控制(HHC)以及单片桨叶控制(IBC)方法。

智能旋翼主要有主动扭转旋翼(ATR)方法和主动控制襟翼(ACF)方法两种，主动控制襟翼方法是通过驱动机构控制襟翼的偏转调节桨叶升力面的高阶谐波气动力分布，实现对机体激振力主要谐波分量的主动抵消，从而达到减振的目的。目前，利用智能材料设计出各种后缘襟翼的激励装置是研究的热点，美国波音公司、欧洲直升机公司及一些国内外研究机构在旋翼主动控制技术研究领域十分活跃，探索该技术用于降低直升机振动、噪声、提高直升机飞行性能的可行性。与传统的被动控制技术相比，主动控制襟翼技术具有在整个飞行包线下优化的旋翼性能，降低振动而重量增加较少的潜力，同时在提供单片桨叶的升力方面也有比较好的效果。目前，此方法已成为国内外学者研究的热点，且进行了许多地面试验，风洞试验以及全尺寸的试验，取得了显著的减振效果。

此方法的关键技术就是要设计一种能够实现高效的驱动结构，采用智能材料的驱动器具有驱动力较大而驱动位移小的特点，驱动位移必须放大才能获得足够的桨叶扭转，因此，驱动机构在一定意义上就是位移放大机构。目前的驱动结构主要有：压电诱导弯曲板驱动结构、L-L型、压电管致动器等，这些结构可以在一定程度上为后缘襟翼的偏转提供输出力和输出位移，但是也存在一些缺点，例如L-L型驱动器在高频激励时需要弹簧来提供恢复力，而弹簧的使用频率较窄，使得机构性能大为下降。因此，设计一种高效、轻质的驱动器是主动控制襟翼方法实现高效振动控制的关键。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于直升机旋翼振动主动控制的桨叶。本发明可以通过对智能驱动器施加不同频率和大小的电压来控制驱动器的输出频率和输出位移，且不用弹簧来提供恢复力，可以在一个很大的带宽内工作，实现旋翼振动的高效控制。

本发明所采用的技术如下：

一种用于直升机旋翼振动控制的桨叶，包括基本桨叶(1)，后缘襟翼(2)，驱动器(3)，襟翼连接轴(4)和X型放大机构(6)，驱动器(3)安装在基本桨叶(1)内部靠近前缘1/4弦长，径距70％处；后缘襟翼(2)通过襟翼连接轴(4)安装在基本桨叶(1)径距70％—90％处，宽度为25％弦长；X型放大机构(6)的两端分别连接驱动器(3)和后缘襟翼(2)，所述的驱动器(3)包括碳纤维复合材料圆形管(7)和两片压电复合材料单元(5)，在碳纤维复合材料圆形管(7)的上表面按照45°方向嵌入第一压电复合材料单元，在碳纤维复合材料圆形管(7)的下表面按照与上表面正交的-45°方向嵌入第二压电复合材料单元；当碳纤维复合材料圆形管(7)的上表面的第一压电复合材料单元通入电压，碳纤维复合材料圆形管(7)的下表面的第二压电复合材料单元不通入电压，驱动器(3)逆时针旋转，从而带动后缘襟翼(2)向上偏转；当碳纤维复合材料圆形管(7)的下表面的第二压电复合材料单元通入电压，碳纤维复合材料圆形管(7)的上表面的第一压电复合材料单元不通入电压，驱动器(3)顺时针旋转，从而带动后缘襟翼(2)向下偏转；所述的压电复合材料单元(5)包括多片压电复合材料并联排列在一起。

本发明还具有如下特征：

1、所述的后缘襟翼(2)的偏转大小和频率与通过控制施加给驱动器(3)中的压电复合材料(5)的电压幅值和频率相对应。

2、所述的电压的范围为0-1500V。

3、所述的电压值为0时，后缘襟翼(2)不偏转。

本发明有以下有益效果：通过电压放大电路给驱动器输入不同的电压值和频率，就可以输出相应的力和位移，从而驱动后缘襟翼偏转。后缘襟翼按照一定的规律偏转会提供一个附加的惯性力和气动分布载荷，这些附加载荷可以和基本桨叶的载荷抵消一部分，就可以实现减振的目的。本发明结构简单，易于控制，实用性强。

附图说明

图1带有可偏转襟翼的旋翼桨叶示意图；

图2是带有可偏转襟翼的旋翼桨叶剖面示意图；

图3是驱动器和X型放大结构连接示意图；

图4是驱动器的侧面剖视图；

图5是襟翼偏转示意图；

图6是驱动器的上表面俯视图；

图7是驱动器的下表面仰视图；

图8是驱动器的立体结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图举例对本发明作进一步说明。

实施例1：

结合图1，图2，图3说明本发明方式，本实施方式包括基本桨叶1，后缘襟翼2，驱动器3，襟翼连接轴4和X型放大机构6组成。驱动器3安装在基本桨叶1内部靠近前缘1/4弦长、径距70％处。后缘襟翼2通过襟翼连接轴4安装在基本桨叶1径距70％处，宽度为25％弦长。X型放大机构的两端6分别连接驱动器3和后缘襟翼2。X型放大机构6由铝合金材料制成，可以保证质量轻，并能满足力学强度的要求。

实施例2：

结合图3说明本发明方式，压电复合材料单元5在施加电压时在纤维长度方向上伸长，从而带动碳纤维复合材料圆形管7扭转，通过X型放大机构6将偏转的位移放大，驱动后缘襟翼2绕着襟翼连接轴4偏转。施加不同的电压幅值和频率，可以控制后缘襟翼2绕着襟翼连接轴4偏转的角度和频率。电压范围为0～1500V，电压值为0时，后缘襟翼2不偏转；电压值越大后缘襟翼2的偏转越大，电压频率越大后缘襟翼2偏转的频率也越大。

实施例3：

本实施例的结构与同实施例1相同，其不同之处在于，所述的后缘襟翼2通过襟翼连接轴4安装在基本桨叶1径距90％处。

实施例4：

结合图1-4和6-8所示，一种用于直升机旋翼振动控制的桨叶，包括基本桨叶1，后缘襟翼2，驱动器3，襟翼连接轴4和X型放大机构6，驱动器3安装在基本桨叶1内部靠近前缘1/4弦长，径距70％处；后缘襟翼2通过襟翼连接轴4安装在基本桨叶1径距70％或90％处，宽度为25％弦长；X型放大机构6的两端分别连接驱动器3和后缘襟翼2，驱动器3的上表面俯视图为图6，驱动器3的下表面仰视图为图7，所述的驱动器3包括碳纤维复合材料圆形管7和两片压电复合材料单元5，在碳纤维复合材料圆形管7的上表面按照45°方向嵌入第一压电复合材料单元，在碳纤维复合材料圆形管7的下表面按照与上表面正交的-45°方向嵌入第二压电复合材料单元；当碳纤维复合材料圆形管7的上表面的第一压电复合材料单元通入电压，碳纤维复合材料圆形管7的下表面的第二压电复合材料单元不通入电压，驱动器3逆时针旋转，从而带动后缘襟翼2向上以a°偏转；当碳纤维复合材料圆形管7的下表面的第二压电复合材料单元通入电压，碳纤维复合材料圆形管7的上表面的第一压电复合材料单元不通入电压，驱动器3顺时针旋转，从而带动后缘襟翼2以-a°向下偏转；所述的压电复合材料单元5包括多片压电复合材料紧密并联排列在一起。

实施例5：

结合图5，在驱动器3的作用下，后缘襟翼2会绕着襟翼连接轴4上下偏转，后缘襟翼2的偏转会产生附加的力ΔL和力矩ΔM包括惯性力和气动载荷可以和基本桨叶产生的惯性力、气动载荷进行抵消，从而达到减振的效果。

Claims (1)

1.一种用于直升机旋翼振动控制的桨叶，包括基本桨叶(1)、后缘襟翼(2)、驱动器(3)、襟翼连接轴(4)和X型放大机构(6)，其特征在于：驱动器(3)安装在基本桨叶(1)内部靠近前缘1/4弦长，径距70％处；后缘襟翼(2)通过襟翼连接轴(4)安装在基本桨叶(1)径距70％-90％处，宽度为25％弦长；X型放大机构(6)的两端分别连接驱动器(3)和后缘襟翼(2)，所述的驱动器(3)包括碳纤维复合材料圆形管(7)和两片压电复合材料单元(5)，在碳纤维复合材料圆形管(7)的上表面按照45°方向嵌入第一压电复合材料单元，在碳纤维复合材料圆形管(7)的下表面按照与上表面正交的-45°方向嵌入第二压电复合材料单元；当碳纤维复合材料圆形管(7)的上表面的第一压电复合材料单元通入电压，碳纤维复合材料圆形管(7)的下表面的第二压电复合材料单元不通入电压，驱动器(3)逆时针旋转，从而带动后缘襟翼(2)向上偏转；当碳纤维复合材料圆形管(7)的下表面的第二压电复合材料单元通入电压，碳纤维复合材料圆形管(7)的上表面的第一压电复合材料单元不通入电压，驱动器(3)顺时针旋转，从而带动后缘襟翼(2)向下偏转；所述的压电复合材料单元(5)包括多片压电复合材料并联排列在一起；后缘襟翼(2)的偏转大小和频率与通过控制施加给驱动器(3)中的压电复合材料单元(5)的电压幅值和频率相对应；所述的电压的范围为0-1500V；当电压值为0时，后缘襟翼(2)不偏转。