資源描述：
《后緣小翼型智能旋翼槳葉模型設(shè)計(jì)分析與試驗(yàn)研究》由會(huì)員上傳分享，免費(fèi)在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在學(xué)術(shù)論文-天天文庫(kù)。
1、第43卷第3期2011年6月南京航JournalofNanjing空航天大學(xué)學(xué)報(bào)UniversityofAeronautics＆AstronauticsV01．43No．3Jun．2011后緣小翼型智能旋翼槳葉模型設(shè)計(jì)分析與試驗(yàn)研究張柱1黃文俊2楊衛(wèi)東(1．南京航空航天大學(xué)直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京，210016I2．中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所旋翼系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究室，景德鎮(zhèn)，333001)摘要：提出了一種基于推挽式雙X壓電驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的后緣小翼型智能旋翼方案，開(kāi)展了后緣小翼型智能旋翼模型的設(shè)計(jì)分析與試驗(yàn)研究。空載試驗(yàn)主要用于驗(yàn)證驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的驅(qū)動(dòng)特性，測(cè)試了壓電堆和驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的靜態(tài)輸出；為
2、了驗(yàn)證懸停時(shí)小翼在鉸鏈力矩作用下驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)能否有效驅(qū)動(dòng)后緣小翼，進(jìn)行了加載試驗(yàn)。試驗(yàn)采用線性霍爾傳感器對(duì)推挽式雙X型驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)在不同電壓和頻率驅(qū)動(dòng)下小翼的偏轉(zhuǎn)角度進(jìn)行了測(cè)量。理論分析與試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果基本吻合，壓電驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)能夠有效驅(qū)動(dòng)后緣小翼，該智能旋翼方案是合理和可行的。關(guān)鍵詞：直升機(jī)減振；智能旋翼；后緣小翼；壓電驅(qū)動(dòng)中圈分類號(hào)；V211．47文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：1005—2615(2011)03—0296—06DesignAnalysisandTestofSmartRotorBladesModelwithTrailingEdgeFlapsZhangZhul，HuangWenj
3、un2，YangWeidon91(1．ScienceandTechnologyonRotorcraftAeromechanicsLaboratory，NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics，Nanjing，210016，China；2．RotorSystemDesignOffice,ChinaHelicopterResearchandDevelopmentInstitute，Jingdezhen，333001，China)Abstract：Thedesignandtestofthesmartrotormodelwithactiv
4、etrailingedgeflapisperformedbasedonapush-pulldoubleX—framepiezoelectricactuator．Thestaticdisplacementsofpiezoelectricstacksandactuatorsaremeasured．Unloadtestisusedtoverifytheperformanceoftheactuatorandtheloadtestisconductedtodemonstratewhethertheactuatorcandrivetheflapwithhingemomentinhover
5、．Thede—flectionofthetrailingedgeflapsaremeasuredbyusinglinearHallsensorsindifferentactuationfrequen—ciesandvoltages．Testresultagreeswiththeanalysisandshowsthatthepiezoelectricactuatorscanac—tuatetheflapsandthemethodispracticableandfeasible．Keywords：helicoptervibrationreduction；smartrotor；tr
6、ailingedgeflap；piezoelectricactuator直升機(jī)中存在很多旋轉(zhuǎn)部件，它們?cè)谶\(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)都會(huì)產(chǎn)生交變載荷，成為直升機(jī)的振源。各種振源的激振力作用在機(jī)體結(jié)構(gòu)上引起機(jī)體振動(dòng)，其中旋翼產(chǎn)生的激振力最大。過(guò)高的振動(dòng)會(huì)降低結(jié)構(gòu)疲勞壽命和儀器設(shè)備的可靠性，影響乘員和駕駛員的舒適性和工作效率。所以直升機(jī)振動(dòng)及其控制是直升機(jī)發(fā)展歷程中一直面臨的重要問(wèn)題。主動(dòng)后緣小翼控制[1]是一種新型的智能旋翼減振方案，它通過(guò)智能驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)控制后緣小翼的偏轉(zhuǎn)，調(diào)節(jié)槳葉升力面的高階諧波氣動(dòng)力分布，實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)體激振力主要諧波分量的主動(dòng)抵消，從而達(dá)到減振的目的。相對(duì)于傳統(tǒng)的直升機(jī)被動(dòng)振動(dòng)控制方法
7、，基于智能材料的智能旋翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)具有質(zhì)量輕、結(jié)構(gòu)緊湊，響應(yīng)速度快、控制頻帶寬等特點(diǎn)。國(guó)外對(duì)后緣小翼型智能旋翼進(jìn)行了大量的研究[2-6]，并以真實(shí)直升機(jī)為試驗(yàn)平臺(tái)，成功進(jìn)行了試飛[¨。本文以后緣小翼型智能旋翼為研究對(duì)象，采用推挽式雙X型驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)Is]，進(jìn)行了面向真實(shí)翼型的收稿日期：2010—11—16；修訂日期：2011—03—14通訊作者：楊衛(wèi)東，男，教授，博士生導(dǎo)師，1967年生，E—mail：ywdae@nuaa．edu．cn。第3期張桂-等：后緣小翼型智能旋鼉漿葉模型設(shè)計(jì)分析與試驗(yàn)研究Z97后緣小
