[發明專利]一種壓電復合材料直升機槳葉結構及其控制方法

有效

• 申請號: 201410734563.3
• 申請日: 2014-12-04
• 公開（公告）號: CN104590558A
• 公開（公告）日: 2015-05-06
• 發明（設計）人: 任毅如;孟少華;文桂林;方棋洪;向錦武;張亞軍;張連鴻;郭俊賢
• 申請（專利權）人: 湖南大學
• 主分類號: B64C27/473
• 分類號: B64C27/473;B64F5/00
• 代理公司: 深圳市興科達知識產權代理有限公司 44260
• 代理人: 王翀;葉舟

1.一種壓電復合材料直升機槳葉結構，其特征在于，槳葉的復合材料層中設置有壓電復合材料，所述壓電復合材料設置區域距離槳葉前緣和尾緣一定距離；其中，壓電復合材料區域起始點距離前緣端部位置不小于0.001倍的槳葉弦長；通過控制改變壓電復合材料電壓，控制槳葉變形。

2.根據權利要求1所述的一種壓電復合材料直升機槳葉結構，其特征在于，所述壓電復合材料區域終點設置于腹板與翼型表面連接處。

3.根據權利要求1所述的一種壓電復合材料直升機槳葉結構，其特征在于，所述壓電復合材料貫穿于旋翼槳葉翼梁和蒙皮結構，其中區域終止位置為腹板與后緣之間的整流罩蒙皮中。

4.根據權利要求1-3所述的一種壓電復合材料直升機槳葉結構，其特征在于，所述壓電復合材料沿弦長方向可以由一段或者幾段具有壓電復合材料的層合結構組成，每一段均具有不同的鋪層角度或者厚度。

5.根據權利要求1-3所述的一種壓電復合材料直升機槳葉結構，其特征在于，所述壓電復合材料設置區域在展向上為整段或分段結構，其中每一段均采用電壓獨立控制。

6.一種如上述權利要求所述的壓電復合材料直升機槳葉結構的控制方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟一，建立壓電復合材料旋翼槳葉結構的分析模型，其中包括:

①建立結構模型

以x表示沿未變形的預扭/彎梁的參考線的弧長坐標，并引入未變形梁截面參考坐標系b和變形梁截面參考坐標系B，槳轂固定參考坐標系為a，坐標系的單位正交坐標基矢量為a_i(i＝1,2,3)。兩截面參考坐標系的單位正交坐標基矢量分別為b_i和B_i(i＝1,2,3)，其中，b₁與未變形梁參考線相切，b₂和b₃位于未變形梁的參考橫截面內，而B_i與變形梁的參考橫截面垂直，B₂和B₃位于變形梁的參考橫截面內。

旋翼槳葉1結構模型方程如式(1-4)下：

F′+(k+κ)×F+f=P.+Ω×P---(1)]]>

M′+(k+κ)×M+(e1+γ)×F+m=H.+Ω×H+V×P---(2)]]>

V′+(k+κ)×V(e1+γ)×Ω=γ.---(3)]]>

Ω′+(k+κ)×Ω=κ.---(4)]]>

其中，式(1-2)是動力學方程，式(3-4)是運動學方程；(□)和()′分別表示對時間t和梁參考線坐標x求導；F和M分別為內力和內力矩；k是預扭/彎曲率，γ和κ分別為力應變和力矩應變；P和H分別為慣性線動量和角動量；V和Ω分別為速度和角速度；f和m分別為單位長度上的外力和外力矩。方程中各未知量均是t和x的函數，各變量均為矢量形式，e₁＝{100}^T為單位矢量；

廣義內力與應變之間，存在線性本構關系：

FM=UVVTWγκ-FAMA---(5)]]>

其中U、V和W為3×3矩陣，均表示梁截面剛度，可通過二維梁截面分析獲得。F^A和M^A表示由于壓電復合材料9引起的力和力矩。

動量與速度之間，通過截面的慣性屬性，也存在線性關系：

PH=GKKTEVΩ---(6)]]>

其中，G，K和E為慣性矩陣，表達式分別如式(7-9)

G＝μΔ₃?????(7)

K=-μξ~s---(8)]]>

E=i2+i3000i2i230i23i3---(9)]]>

其中，μ為單位長度質量，Δ₃為3×3單位矩陣，ξ_s為表達在B坐標系內的截面質心相對梁參考線的偏移矢量，i₂和i₃分別為關于B₂和B₃的截面質量慣性矩，i₂₃為截面質量慣性積；

②建立氣動力模型

氣動力模型考慮了主要的氣動彈性效應，式(10)和式(11)為坐標系B中氣動力f_B和力矩m_B變形的表達式，由此兩個表達式通過坐標變換即可得到作用在槳葉1上的氣動外力f和m，

fB=12ρ∞ca0(WB3-12Ω1)WB3-cd0aWB22(c2Ω1-WB3)WB2-c4W.B32+c216Ω.1---(10)]]>

mB=-132ρ∞c3aWB2Ω1-W.B3+3c8Ω.100---(11)]]>

其中，ρ_∞為空氣密度，c為弦長，a為升力線斜率，為阻力系數，Ω₁表示槳葉的旋轉速度在B₁方向上的分量，和為來流速度在B坐標系下的分量；

③建立驅動系統模型

系統模型如式(12)所示，通過該模型可以獲得施加電壓之后所產生的力F^A和力矩M^A，

FAMA=UVVTWEFuu---(12)]]>

其中，E和F為截面常數，可以由電壓值和截面剛度矩陣獲得，u_u為施加在智能材料上的電壓，該模型中的每一個獨立的壓電復合材料層合結構可以獨立控制，因此該電壓為一個向量，包括了施加在各個壓電復合材料層合結構上的電壓值；

④對模型方程進行求解

將V，Ω，γ和κ作為主未知量，并將各個未知量表達為的模態函數的線性疊加，具體如式(13-16)所示:

V=Φ(x)v(t)T=Σi=1NSΦi(x)vi(t)---(13)]]>

Ω=Φ(x)ω(t)T=Σi=1NSΦi(x)ωi(t)---(14)]]>

γ=Φ(x)γ(t)T=Σi=1NSΦi(x)γi(t)---(15)]]>

κ=Φ(x)κ(t)T=Σi=1NSΦi(x)κi(t)---(16)]]>

其中，Φ_i(x)為模態函數，v_i(t)、ω_i(t)、γ_i(t)和κ_i(t)為新的速度、角速度、應變和力矩應變函數，Φ(x)＝[Φ₁(x),Φ₂(x),...,Φ_i(x)]，v(x)＝[v₁(x),v₂(x),...,v_i(x)]，ω(x)＝[ω₁(x),ω₂(x),...,ω_i(x)]，γ(x)＝[γ₁(x),γ₂(x),...,γ_i(x)]，κ(x)＝[κ₁(x),κ₂(x),...,κ_i(x)]，NS為模態函數的最大階數；

采用式(13-16)替代分析模型中對應的變量，即可得到如式(17)所示的離散化的偏微分方程：

f(Φ(x),Φ′(x),q(t),q.(t),x,t)=0---(17)]]>

其中q(t)＝[v(t),ω(t),γ(t),κ(t)]^T；

對方程(17)進行加權積分可得，

∫0L(ψk(x)f(Φ(x),Φ′(x),q(t),q.(t),x,t))dx=0---(18)]]>

其中ψ(x)為權重函數，L為槳葉1展長，當權重函數的階數和NS為無窮大時，通過求解式(18)可以準確求解該偏微分方程，從而獲得準確的結構動力學特性；

步驟二，觀測旋翼槳葉的變形、振動和噪聲等信息，根據步驟一中的分析模型對旋翼槳葉進行分析，將旋翼槳葉的變形、振動和噪聲等信息傳輸給控制器，控制器通過求解最小化價值函數實現對旋翼槳葉系統的控制，并且通過調整槳葉能量和控制輸入兩部分，從而可以實現不同控制效果；

其中，價值函數J如式(19)所示：

J=∫0∞[qTQq+uuTRuu]dt---(19)]]>

其中u_u為控制電壓，Q表征控制系統的誤差大小，R表征控制所消耗能量的大小，分別由式(20)和式(21)獲得。

Q=12α∫0LΦΦΦΦTGK00KTE0000UV00VTWΦΦΦΦdx---(20)]]>

R＝I?????(21)

其中I為單位陣，α為控制參數；

假設截面剛度矩陣(U、V、W)和截面慣性矩陣(G、K)滿足式(22)，可以獲得式(23)

UVVTW=GKKTI-1---(22)]]>

qTQq=12α∫0LVΩγκTGK00KTE0000UV00VTWVΩγκdx=α(T+U)---(23)]]>

其中T和U分別表示槳葉動能和勢能；

將式(23)代入到式(19)可以得到式(24)

J=∫0∞[α(T+U)+uuTuu]dt---(24)]]>

步驟三，監控控制后的槳葉變形、內部應力大小和分布、振動和噪聲等情況，并反饋給控制器，由步驟二中的控制方法重新調整控制參數，達到最佳的控制效果，并且在直升機運動過程中實時穩定的對旋翼槳葉進行控制。