[发明专利]一种旋转状态模型旋翼后缘襟翼偏转角度预估方法

说明书

本发明属旋翼设计技术领域，公开了一种旋转状态模型旋翼后缘襟翼偏转角度预估方法。通过智能旋翼压电驱动器的位移性能数据来修正仿真模型中的压电材料参数，通过压电驱动器带弹簧负载的迟滞性能测试来修正仿真模型中的输入电压幅值，使得建立的襟翼驱动机构的有限元仿真模型更贴近试验模型，预估得到的襟翼偏转角精度更高。

技术领域

本发明属于旋翼设计技术领域，涉及一种旋转状态模型旋翼后缘襟翼偏转角度预估方法。

背景技术

后缘襟翼型智能旋翼是一种非常有潜力的新型旋翼系统，它是从直升机振动噪声源头旋翼上采取措施实现减振降噪的。它通过控制桨叶后缘襟翼的偏转，在桨叶升力面产生附加的高阶谐波气动力，通过适当地控制这些高阶谐波气动力的幅值、频率和相位，就能有效抵消桨叶分布载荷中相应的高阶谐波成分，以达到减振的目的。由于后缘襟翼布置在动压较高的桨叶外端，以较小的角度偏转就能引起较大的气动载荷变化。但是模型旋翼，特别是4m直径以下的模型旋翼，受限于桨叶的空间限制，很难安装用于测量后缘襟翼偏转角度的传感器，这就使得后缘襟翼型智能旋翼的减振降噪控制成为一个“黑匣子”，无法获得控制过程中的关键参数-襟翼偏转角度。

现有技术中有两种方法来预估旋转状态下襟翼的偏角，一是采用间接测量襟翼驱动机构传力过程中的变量，再换算为襟翼角度的方法，一是直接采用线弹性压电本构方程进行后缘襟翼驱动建模分析，不采用任何修正的方式仿真得到襟翼偏转角度的方法。间接测量的方法存在两个方面的弊端，一是在旋转状态下进行襟翼驱动机构传力过程中的中间变量测量时，存在测试设备如导线等与动部件襟翼驱动机构发生干涉的风险；二是测量的间接量换算到襟翼角度时会因传力杆系进行放大或缩小，精度不高。而不采用任何修正的仿真模型方式预估的襟翼偏角精度差。

发明内容

本发明的目的在于提供一种带修正的旋转状态后缘襟翼偏转角度预估仿真方法，可以提升襟翼偏转角度的预估精度。

本发明的技术方案：

一种旋转状态模型旋翼后缘襟翼偏转角度预估方法，包括以下步骤：

第一步：测试压电驱动器驱动性能；

第二步：建立压电驱动器有限元仿真模型，采用压电驱动器的位移性能修正压电材料参数；

第三步：计算襟翼力矩载荷；

第四步：测试压电驱动器带弹簧负载的迟滞性能；

第五步：建立襟翼驱动机构的有限元仿真模型，采用修正后的压电材料参数和迟滞特性修正的激振电压信号作为修正输入，预估旋转状态后缘襟翼的偏转角度。

进一步，所述第一步中测试压电驱动器驱动性能包括：对固支-自由状态的压电驱动器，施加1Hz激振电压U＝A₀+Asin(t)，得到压电驱动器的输出位移u₀的最大值u_0max与最小值u_0min。

进一步，所述第二步中，建立固支-自由边界条件的压电驱动器有限元仿真模型，仿真得到施加1Hz激振电压U＝A₀+Asin(t)时压电驱动器的输出位移u'₀的最大值u'_0max与最小值u'_0min，通过修正仿真模型中的压电材料参数S₁₁、S₁₂、S₁₃、S₃₃、S₄₄、d₁₅、d₃₁、d₃₃，并使得u'_0max＝u_0max、u'_0min＝u_0min。

进一步，所述第三步中，计算襟翼襟翼力矩公式如下：