[發(fā)明專利]支桿尾撐式飛行器模型多維振動(dòng)控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201811545677.8
• 申請(qǐng)日: 2018-12-18
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN109668710B
• 公開(kāi)（公告）日: 2020-04-07
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 劉巍;周孟德;唐琳琳;賈振元;溫正權(quán);姚壯;梁冰;李肖
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 大連理工大學(xué)
• 主分類號(hào): G01M9/04
• 分類號(hào): G01M9/04
• 代理公司: 大連理工大學(xué)專利中心 21200
• 代理人: 關(guān)慧貞

本發(fā)明支桿尾撐式飛行器模型多維振動(dòng)控制方法屬于振動(dòng)主動(dòng)控制領(lǐng)域，涉及一種應(yīng)用于飛行器模型風(fēng)洞試驗(yàn)的基于壓電陶瓷作動(dòng)器的支桿尾撐式飛行器模型多維振動(dòng)控制方法。該方法通過(guò)布置在飛行器模型質(zhì)心上的俯仰和偏航加速度傳感器測(cè)量飛行器模型主振動(dòng)加速度的兩個(gè)分量，求取飛行器模型主振動(dòng)矢量并確定支桿實(shí)時(shí)振動(dòng)平面。引入慣性力求解多維振動(dòng)減振器主動(dòng)截面上所受動(dòng)態(tài)彎矩，進(jìn)而獲取主動(dòng)截面上應(yīng)力分布，并根據(jù)主動(dòng)截面上壓電陶瓷作動(dòng)器所受應(yīng)力實(shí)時(shí)解算振動(dòng)控制力。該方法采用多維振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)，提高了風(fēng)洞模型振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)穩(wěn)定性和可靠性，延長(zhǎng)了壓電陶瓷作動(dòng)器使用壽命，進(jìn)而保證了風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量及風(fēng)洞試驗(yàn)安全性。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于振動(dòng)主動(dòng)控制領(lǐng)域，涉及到一種應(yīng)用于飛行器模型風(fēng)洞試驗(yàn)的基于壓電陶瓷作動(dòng)器的支桿尾撐式飛行器模型多維振動(dòng)控制新方法。

背景技術(shù)

風(fēng)洞試驗(yàn)是航空領(lǐng)域中的核心作業(yè)裝備或部件研制與開(kāi)發(fā)過(guò)程中的重要手段，作用不可替代。在全模測(cè)量、測(cè)壓等試驗(yàn)中，飛行器模型通過(guò)測(cè)力天平與風(fēng)洞尾撐支桿連接固定在攻角調(diào)整機(jī)構(gòu)上，這種支桿尾撐式試驗(yàn)支撐系統(tǒng)是一個(gè)典型的懸臂梁系統(tǒng)。隨著試驗(yàn)攻角增大，通過(guò)飛行器翼型上表面的氣體將不再附著翼型表面流過(guò)，從翼型表面脫落，翼型前緣后方會(huì)產(chǎn)生渦流，對(duì)飛行器模型機(jī)翼產(chǎn)生隨機(jī)激勵(lì)，加之風(fēng)洞氣流本身脈動(dòng)氣壓及模型尾跡氣流等寬頻不穩(wěn)定氣流的擾動(dòng)，引起的模型支撐系統(tǒng)在俯仰平面、偏航平面及軸線方向上的低階多維低頻大幅振動(dòng)，尤其是在跨聲速情況下振動(dòng)更為嚴(yán)重。這種振動(dòng)會(huì)造成測(cè)量數(shù)據(jù)品質(zhì)差、傳感器過(guò)載、測(cè)試包線(攻角等)受限，如果試驗(yàn)不及時(shí)停止，甚至?xí)?duì)懸臂梁支撐系統(tǒng)、風(fēng)洞設(shè)備造成破壞，威脅風(fēng)洞試驗(yàn)的安全性。因此，須要研究切實(shí)有效的多維振動(dòng)控制方法，提高風(fēng)洞試驗(yàn)的數(shù)據(jù)質(zhì)量、測(cè)試包線(攻角等)完整性，保證風(fēng)洞試驗(yàn)的安全順利進(jìn)行。

一般來(lái)說(shuō)，風(fēng)洞飛行器模型的振動(dòng)控制分為被動(dòng)振動(dòng)控制方式和主動(dòng)振動(dòng)控制方式，被動(dòng)振動(dòng)控制方式限于特定大空間模型、特定工況，且相應(yīng)速度慢，振動(dòng)控制效果不理想。因此，普適性強(qiáng)、響應(yīng)速度快、輸出功率大的振動(dòng)主動(dòng)控制方法是目前最具有研究和實(shí)用意義的方法。

近年來(lái)，在風(fēng)洞飛行器模型振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)研究集中于飛行器模型俯仰方向振動(dòng)和振動(dòng)控制尾撐支桿結(jié)構(gòu)研究，南京航空航天大學(xué)的孫逸宇、沈星等人發(fā)明的專利“一種含柔性鉸鏈可實(shí)現(xiàn)振動(dòng)主動(dòng)控制的風(fēng)洞用尾支桿”，專利號(hào)為CN 207050948 U，發(fā)明了一種使用一個(gè)壓電陶作動(dòng)器的含柔性鉸鏈結(jié)構(gòu)的振動(dòng)主動(dòng)控制的風(fēng)洞用尾支桿，該支桿可從結(jié)構(gòu)上實(shí)現(xiàn)振動(dòng)的控制，但振動(dòng)控制效果有限，并且只能實(shí)現(xiàn)俯仰平面內(nèi)振動(dòng)控制。哈爾濱工程大學(xué)的楊鐵軍、李新輝等人發(fā)明的專利“一種應(yīng)用于風(fēng)洞模型振動(dòng)抑制的主動(dòng)抑振裝置”，專利號(hào)為CN 108225714A，發(fā)明了一種通過(guò)在俯仰和偏航平面分別布置壓電陶瓷的方式，控制俯仰和偏航壓電陶瓷組件軸向位移，使試驗(yàn)?zāi)Ｐ头謩e產(chǎn)生俯仰振動(dòng)和偏航振動(dòng)或者二者的耦合振動(dòng)，實(shí)現(xiàn)振動(dòng)控制。雖然通過(guò)對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷母┭龊推秸駝?dòng)進(jìn)行解耦控制可以達(dá)到一定的振動(dòng)控制效果，但飛行器模型在風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中主要在俯仰方向發(fā)生振動(dòng)，偏航方向飛行器模型振動(dòng)較小，在偏航方向布置與俯仰方向相同數(shù)量的壓電陶瓷作動(dòng)器用于控制相對(duì)小很多的偏航方向振動(dòng)，造成振動(dòng)控制能力的大量浪費(fèi)，而且分別對(duì)分解在俯仰和偏航平面內(nèi)振動(dòng)進(jìn)行控制，不是對(duì)飛行器模型產(chǎn)生的原本主振動(dòng)進(jìn)行控制，控制過(guò)程中，不同平面內(nèi)壓電陶瓷組件工作時(shí)會(huì)互相影響，控制系統(tǒng)穩(wěn)定性和可靠性受到影響。

發(fā)明內(nèi)容