本發(fā)明屬于旋翼設(shè)計(jì)，特別是涉及一種后緣襟翼型智能旋翼及其襟翼鉸鏈力矩的預(yù)估方法。

背景技術(shù)：

1、后緣襟翼型智能旋翼是一種非常有潛力的新型旋翼系統(tǒng)，是從直升機(jī)振動(dòng)噪聲源頭旋翼上采取措施實(shí)現(xiàn)減振降噪的。它通過(guò)控制槳葉后緣襟翼的偏轉(zhuǎn)，在槳葉升力面產(chǎn)生附加的高階諧波氣動(dòng)力，通過(guò)適當(dāng)?shù)乜刂七@些高階諧波氣動(dòng)力的幅值、頻率和相位，就能有效抵消槳葉分布載荷中相應(yīng)的高階諧波成分，以達(dá)到減振的目的。由于后緣襟翼布置在動(dòng)壓較高的槳葉外端，以較小的角度偏轉(zhuǎn)就能引起較大的氣動(dòng)載荷變化。但是對(duì)于模型旋翼，特別是4m直徑以下的模型旋翼，受限于槳葉的空間限制，很難測(cè)量旋轉(zhuǎn)狀態(tài)并且處于運(yùn)動(dòng)中的襟翼的鉸鏈力矩負(fù)載。

2、目前研究中常采用理論計(jì)算的方法來(lái)預(yù)估旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)中后緣襟翼型智能旋翼的襟翼鉸鏈力矩負(fù)載，但是這種方法的載荷預(yù)估精度低，不能準(zhǔn)確反映實(shí)際旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下后緣襟翼型智能旋翼的襟翼承載情況。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本申請(qǐng)?zhí)峁┮环N后緣襟翼型智能旋翼及其襟翼鉸鏈力矩的預(yù)估方法，可以提升襟翼載荷的預(yù)估精度。

2、第一方面，本申請(qǐng)?zhí)峁┮环N后緣襟翼型智能旋翼襟翼鉸鏈力矩的預(yù)估方法，所述方法包括：

3、步驟1：通過(guò)智能旋翼襟翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)臺(tái)架試驗(yàn)，獲得驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)中襟翼偏轉(zhuǎn)角φ襟翼和襟翼的模擬氣動(dòng)力f氣動(dòng)力；

4、步驟2：根據(jù)襟翼的模擬氣動(dòng)力f氣動(dòng)力和彈簧負(fù)載施加點(diǎn)到襟翼旋轉(zhuǎn)軸的力臂r，計(jì)算臺(tái)架試驗(yàn)中襟翼的鉸鏈力矩n。

5、步驟3：建立襟翼鉸鏈力矩n與襟翼偏轉(zhuǎn)角φ襟翼的映射關(guān)系；

6、步驟4：開(kāi)展智能旋翼的旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)，獲得飛行狀態(tài)下的襟翼偏轉(zhuǎn)角θ0。

7、步驟5：將飛行狀態(tài)下的襟翼偏轉(zhuǎn)角θ0代入映射關(guān)系n＝f(φ)，獲得旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)中后緣襟翼型智能旋翼的襟翼鉸鏈力矩載荷n＝f(θ0)。

8、具體的，步驟1包括：

9、步驟11：將智能旋翼中的襟翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)單獨(dú)進(jìn)行臺(tái)架試驗(yàn)，襟翼的模擬離心力通過(guò)連接在襟翼側(cè)面的拉力彈簧或質(zhì)量塊進(jìn)行加載，根據(jù)旋翼的試驗(yàn)轉(zhuǎn)速和襟翼的質(zhì)量確定襟翼受到的模擬離心力fl；

10、步驟12：通過(guò)連接在襟翼上下翼面的彈簧來(lái)施加襟翼的模擬氣動(dòng)力，并通過(guò)串聯(lián)在彈簧上的力傳感器測(cè)量彈簧力，從而獲得襟翼的模擬氣動(dòng)力f氣動(dòng)力；

11、步驟13：對(duì)驅(qū)動(dòng)器施加準(zhǔn)靜態(tài)電壓激勵(lì)，測(cè)量得到驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)中襟翼偏轉(zhuǎn)角φ襟翼。

12、具體的，步驟11包括：

13、利用公式fl＝mr0ω2計(jì)算襟翼受到的模擬離心力，其中，m為襟翼的質(zhì)量、r0為襟翼中心位置距旋翼旋轉(zhuǎn)中心的距離、ω為旋翼的試驗(yàn)轉(zhuǎn)速。

14、具體的，步驟3包括：

15、步驟31：采用不同剛度的彈簧模擬不同大小的模擬氣動(dòng)力f氣動(dòng)力，重復(fù)步驟1和步驟2得到n組不同模擬氣動(dòng)力f氣動(dòng)力下的鉸鏈力矩n和襟翼偏轉(zhuǎn)角φ襟翼：(nn,φn)；

16、步驟32：通過(guò)最小二乘法擬合的方式，獲得襟翼鉸鏈力矩n和襟翼偏轉(zhuǎn)角φ襟翼的映射關(guān)系n＝f(φ)。

17、具體的，n＝f(φ)為：襟翼鉸鏈力矩n和襟翼偏轉(zhuǎn)角φ襟翼的關(guān)系取為線性關(guān)系，即n＝a0*φ+b0，其中a0、b0為線性擬合系數(shù)。

18、具體的，n＝f(φ)為：襟翼鉸鏈力矩n和襟翼偏轉(zhuǎn)角φ襟翼的關(guān)系取為二次方關(guān)系，即n＝c1*φ2+c2*φ+c0，其中c1、c2、c0為二次方關(guān)系擬合系數(shù)。

19、具體的，步驟2包括：

20、利用公式n＝f氣動(dòng)力*r，計(jì)算臺(tái)架試驗(yàn)中襟翼的鉸鏈力矩n。

21、具體的，步驟4包括：

22、根據(jù)智能旋翼的旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)，獲得在一種飛行狀態(tài)下對(duì)壓電驅(qū)動(dòng)器施加與預(yù)設(shè)準(zhǔn)靜態(tài)電壓時(shí)，根據(jù)測(cè)量得到該旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下襟翼的角度1/2峰峰值，獲得飛行狀態(tài)下的襟翼偏轉(zhuǎn)角θ0。

23、第二方面，本申請(qǐng)?zhí)峁┮环N后緣襟翼型智能旋翼，所述后緣襟翼型智能旋翼采用如上述的后緣襟翼型智能旋翼襟翼鉸鏈力矩的預(yù)估方法實(shí)現(xiàn)。

24、綜上所述，本申請(qǐng)?zhí)峁┮环N后緣襟翼型智能旋翼襟翼鉸鏈力矩的預(yù)估方法，先通過(guò)壓電驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)模擬實(shí)際外載的臺(tái)架試驗(yàn)，建立的襟翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的偏轉(zhuǎn)角度與襟翼鉸鏈力矩的關(guān)系，然后通過(guò)旋翼的旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)獲得實(shí)際的角度，通過(guò)與臺(tái)架試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比獲得的襟翼鉸鏈力矩。采用本方法獲得的襟翼鉸鏈力矩載荷更接近于實(shí)際值。

技術(shù)特征：

1.一種后緣襟翼型智能旋翼襟翼鉸鏈力矩的預(yù)估方法，其特征在于，所述方法包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的預(yù)估方法，其特征在于，步驟1包括：

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的預(yù)估方法，其特征在于，步驟11包括：

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的預(yù)估方法，其特征在于，步驟3包括：

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的預(yù)估方法，其特征在于，

6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的預(yù)估方法，其特征在于，

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的預(yù)估方法，其特征在于，步驟2包括：

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的預(yù)估方法，其特征在于，步驟4包括：

9.一種后緣襟翼型智能旋翼，其特征在于，所述后緣襟翼型智能旋翼采用如權(quán)利要求1～8任一項(xiàng)所述的后緣襟翼型智能旋翼襟翼鉸鏈力矩的預(yù)估方法實(shí)現(xiàn)。

技術(shù)總結(jié)
本申請(qǐng)?zhí)峁┮环N后緣襟翼型智能旋翼及其襟翼鉸鏈力矩的預(yù)估方法，所述方法包括：步驟1：通過(guò)智能旋翼襟翼驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)臺(tái)架試驗(yàn)，獲得驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)中襟翼偏轉(zhuǎn)角φ<subgt;襟翼</subgt;和襟翼的模擬氣動(dòng)力F<subgt;氣動(dòng)力</subgt;；步驟2：根據(jù)襟翼的模擬氣動(dòng)力F<subgt;氣動(dòng)力</subgt;和彈簧負(fù)載施加點(diǎn)到襟翼旋轉(zhuǎn)軸的力臂r，計(jì)算臺(tái)架試驗(yàn)中襟翼的鉸鏈力矩N。步驟3：建立襟翼鉸鏈力矩N與襟翼偏轉(zhuǎn)角φ<subgt;襟翼</subgt;的映射關(guān)系；步驟4：開(kāi)展智能旋翼的旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)，獲得飛行狀態(tài)下的襟翼偏轉(zhuǎn)角θ<subgt;0</subgt;。步驟5：將飛行狀態(tài)下的襟翼偏轉(zhuǎn)角θ<subgt;0</subgt;代入映射關(guān)系N＝F(Φ)，獲得旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)中后緣襟翼型智能旋翼的襟翼鉸鏈力矩載荷N＝F(θ<subgt;0</subgt;)。

技術(shù)研發(fā)人員：高樂(lè),程起有,張仕明,魏武雷,胡和平,朱棣文,姚佐聰,段錦帆,程毅,趙金瑞
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/6