后缘小翼智能旋翼振动主动控制优化算法研究

发布时间：2019-10-23 00:31

【摘要】：振动问题是直升机问世以来一直存在并重视的问题,每一次处理振动技术的革新都伴随着直升机工程技术的更新换代。旋翼系统的振动是直升机振动的主要来源,不少学者针对降低旋翼系统的振动水平做出了长期的努力,利用智能材料驱动后缘小翼开展旋翼振动主动控制成为研究热点,并在实验研究中体现出了技术优势和良好效果。在旋翼转动时,小翼按控制律偏移,由此产生了额外气动力和惯性力与基础桨叶动载荷叠加达到降低桨叶及桨毂的振动水平的目的,从而实现对振动水平的控制。本文的研究目的在于建立快速寻优实现最小桨毂振动水平所需的小翼偏转控制操纵计算方法,以提高控制桨毂振动水平的快速响应能力。本文首先建立带有后缘小翼桨叶的旋翼气弹耦合动力学模型,采用大变形桨叶模型处理弹性桨叶的非线性,采用力积法计算桨叶振动载荷,使得以小翼运动为输入,能够得到桨毂的振动输出。然后基于此模型寻找最小振动水平输出对应的最优小翼控制操纵律。本文主要研究对通过频率影响显著的小翼(Nb 1)?、Nb?和(Nb+1)?运动分量上偏转操纵对旋翼系统的振动影响。小翼运动使用多个不同频率的正、余弦函数的偏转幅值表征,因此其控制效果可以通过多维点表示。运用拉丁超立方抽样法生成多个样本点,带入动力学模型得出振动输出。使用径向基函数插值方法根据输入输出推算出动力学模型的代理模型,此代理模型可以在误差允许范围内代替气弹耦合动力学模型,因此能够节约大量的计算时间成本。然后运用粒子群优化算法寻找代理模型对应最小振动的最优输入,即所需的最优小翼运动控制,以达到降低控制律计算量或提高控制仿真效率的目的。
【图文】：

旋翼动载荷的计算涉及多个旋转部件及相应的弹性变形，建立多个坐标系能够较为方地对动力学单元体进行运动描述。不同的坐标系将由不同的下标来区别，，如表 2.1 所示。表 2.1 坐标系及对应下标下标 坐标系 英文I 惯性坐标系 Inertial coordinate systemH 桨毂固定坐标系 Hub Fixed coordinate systemR 桨毂旋转坐标系 Hub Rotating coordinate systemF 桨叶挥舞坐标系 Blade Flap coordinate systemL 桨叶摆振坐标系 Blade Lead lag coordinate systemU 桨叶未变形坐标系 Undeformed Blade coordinate systemD 桨叶变形坐标系 Deformed Blade coordinate systemfh 后缘小翼铰链坐标系 Flap-hinge coordinate systemf 后缘小翼坐标系 Flap coordinate system

旋翼动载荷的计算涉及多个旋转部件及相应的弹性变形，建立多个坐标系能够较为方地对动力学单元体进行运动描述。不同的坐标系将由不同的下标来区别，如表 2.1 所示。表 2.1 坐标系及对应下标下标 坐标系 英文I 惯性坐标系 Inertial coordinate systemH 桨毂固定坐标系 Hub Fixed coordinate systemR 桨毂旋转坐标系 Hub Rotating coordinate systemF 桨叶挥舞坐标系 Blade Flap coordinate systemL 桨叶摆振坐标系 Blade Lead lag coordinate systemU 桨叶未变形坐标系 Undeformed Blade coordinate systemD 桨叶变形坐标系 Deformed Blade coordinate systemfh 后缘小翼铰链坐标系 Flap-hinge coordinate systemf 后缘小翼坐标系 Flap coordinate system
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2014
【分类号】：V275.1;TB535

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本文编号：2551849