壓電驅(qū)動機構(gòu)在直升機ACF智能旋翼上的應(yīng)用

姚佐聰 胡和平 高樂

摘 要：直升機的主動控制襟翼（ACF）型智能旋翼技術(shù)通過驅(qū)動機構(gòu)帶動旋翼后緣襟翼局部高頻偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生反相高階氣動載荷來抵消或降低旋翼高階振動載荷，達到降低旋翼振動的目的， 是直升機旋翼動力學(xué)領(lǐng)域發(fā)展的最新趨勢之一。本文圍繞使用壓電材料驅(qū)動的后緣襟翼驅(qū)動機構(gòu)，系統(tǒng)梳理了國內(nèi)外各類驅(qū)動機構(gòu)構(gòu)型的發(fā)展歷程和驗證現(xiàn)狀，對幾種典型構(gòu)型驅(qū)動機構(gòu)的力學(xué)輸出特性進行了對比分析，闡述了國內(nèi)外技術(shù)差距并指出國內(nèi)當(dāng)前研究面臨的幾個主要問題，為后續(xù)國內(nèi)壓電驅(qū)動機構(gòu)的選型、可靠性設(shè)計以及性能優(yōu)化等提供參考。

關(guān)鍵詞：直升機； 主動控制； 后緣襟翼； 壓電疊堆； 驅(qū)動機構(gòu)

中圖分類號：TH112/V222 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.04.009

隨著智能材料與結(jié)構(gòu)在多學(xué)科領(lǐng)域取得快速的發(fā)展，基于智能材料發(fā)展智能結(jié)構(gòu)成為航空航天領(lǐng)域的研究熱點[1-2]，其中直升機的主動控制襟翼（ACF）型智能旋翼技術(shù)利用驅(qū)動機構(gòu)帶動后緣襟翼局部高頻偏轉(zhuǎn)，產(chǎn)生反相高階氣動載荷來抵消或降低旋翼高階振動載荷，是直升機旋翼動力學(xué)領(lǐng)域發(fā)展的最新趨勢之一。早期ACF智能旋翼使用的傳統(tǒng)液壓、電磁、電機等驅(qū)動機構(gòu)尺寸大、能耗高，且難以在槳葉內(nèi)部狹小空間集成安裝。隨著智能材料技術(shù)的發(fā)展，壓電陶瓷驅(qū)動機構(gòu)的出現(xiàn)使ACF智能旋翼的工程應(yīng)用成為可能。

最近十多年來，歐美等直升機技術(shù)發(fā)達國家對基于壓電陶瓷的后緣襟翼驅(qū)動技術(shù)相繼開展了一系列理論研究和試驗驗證工作，形成了各具特色的壓電驅(qū)動機構(gòu)，其中波音公司、德國歐直分別實現(xiàn)壓電疊堆型ACF智能旋翼的全尺寸風(fēng)洞試驗驗證、裝機飛行驗證，其具有很好的直升機減振應(yīng)用價值。

本文對ACF智能旋翼用壓電驅(qū)動機構(gòu)的構(gòu)型發(fā)展和驗證現(xiàn)狀進行梳理，對比分析幾種典型構(gòu)型的力學(xué)輸出性能，分析國內(nèi)外差距并指出國內(nèi)當(dāng)前研究面臨的問題，以期為國內(nèi)壓電驅(qū)動機構(gòu)的選型、可靠性設(shè)計，及性能優(yōu)化等提供參考。

1 國外壓電驅(qū)動機構(gòu)的研究與驗證現(xiàn)狀

國外基于壓電驅(qū)動的ACF智能旋翼研究，可追溯到20世紀80年代末。美國麻省理工學(xué)院的Spangler等采用理論分析證明了壓電材料用于旋翼后緣襟翼驅(qū)動的可行性，并初步研制了一種基于兩層壓電晶片的驅(qū)動機構(gòu)。馬里蘭大學(xué)的N. A. Koratkar等[3]對壓電晶片型驅(qū)動機構(gòu)進行了長期的優(yōu)化和改進研究，通過不斷增加壓電晶片的層數(shù)來獲取更大的驅(qū)動力，同時改進與后緣襟翼的連接傳動裝置來獲得更大的襟翼偏轉(zhuǎn)角度，研制了一種8層壓電晶片的錐形驅(qū)動機構(gòu)，而懸停試驗結(jié)果顯示，1/rev驅(qū)動頻率下，隨著轉(zhuǎn)速從0增至900r/min，襟翼偏轉(zhuǎn)角度從±10°下降到了±4°。多層錐形壓電驅(qū)動器示意圖如圖1所示。

為獲得在外載荷作用下更可靠的輸出性能，人們將研究方向轉(zhuǎn)到壓電疊堆型驅(qū)動機構(gòu)。壓電疊堆的驅(qū)動力遠高于壓電晶片，但其驅(qū)動位移卻非常小，如何設(shè)計輕量、高效的沖程放大機構(gòu)，成了這類研究的關(guān)鍵難點。

1.1 杠桿式L形壓電驅(qū)動機構(gòu)

R. Chandra等[4]基于杠桿放大原理，研制了一種L形臂式的壓電驅(qū)動機構(gòu)（見圖2），壓電疊堆在短臂端進行制動，在長臂端產(chǎn)生放大后的驅(qū)動輸出。對該裝置進行了風(fēng)洞試驗，結(jié)果顯示， 5Hz驅(qū)動頻率下，隨著氣流速度從0增至254cm/s，襟翼偏轉(zhuǎn)角度下降了約30%。

為獲得更大的驅(qū)動輸出和承載性能以支撐SMART智能旋翼計劃提出的全尺寸風(fēng)洞試驗中獲得±5°襟翼偏轉(zhuǎn)目標，T. Lee等[5]將L形臂式機構(gòu)改進為含內(nèi)/外杠桿的雙L形機構(gòu)，并不斷優(yōu)化外形、尺寸以及壓電疊堆的布置方式，最終提出了雙軸推挽式的雙L形壓電驅(qū)動機構(gòu)，如圖3所示。然而臺式試驗結(jié)果顯示，該驅(qū)動機構(gòu)的驅(qū)動力隨著激勵頻率的增加明顯降低；懸停試驗結(jié)果顯示，離心力載荷作用下的驅(qū)動機構(gòu)性能也顯著低于預(yù)測結(jié)果，這使得SMART計劃后續(xù)的研究沒有采用這種機構(gòu)。

1.2 框架式X形壓電驅(qū)動機構(gòu)

同樣在SMART計劃支持下，S. R. Hall等[6]研制了一種由兩組壓電疊堆和內(nèi)/外框架組成的X形驅(qū)動機構(gòu)（見圖4），該機構(gòu)利用框架側(cè)梁相對于疊堆軸的小角度產(chǎn)生幾何行程放大。懸停試驗結(jié)果顯示，電壓為800～1200V時，襟翼偏轉(zhuǎn)范圍可達±5°～±7°，然而隨著旋翼轉(zhuǎn)速和總距的增加，襟翼偏轉(zhuǎn)角度同樣有所減小。

為增強輸出性能，S. R. Hall等[7]采用兩個X形驅(qū)動器耦合的方式，研制了一種雙X形推挽式壓電驅(qū)動機構(gòu)，如圖5所示。懸停試驗結(jié)果顯示，該驅(qū)動機構(gòu)能夠在離心載荷下正常工作，在不同驅(qū)動頻率（3/rev～5/rev）作用下，驅(qū)動器的輸出性能降低不到8%。

SMART計劃的全尺寸風(fēng)洞試驗[8]采用了雙X形驅(qū)動機構(gòu)，如圖6所示。試驗結(jié)果顯示，模擬平飛和下降狀態(tài)下主要振動諧波1/rev的幅度降低了98%，4/rev和5/rev 的幅度降低90%，諧波振動的總體減少率為 95%。此外，試驗結(jié)果顯示對噪聲也有明顯的抑制作用。該試驗量化了ACF智能旋翼對振動、噪聲的影響，主動襟翼對控制振動和噪聲的有效性得到了決定性的證明。

1.3 集成式菱形壓電驅(qū)動機構(gòu)

法國ONERA和德國DLR于1998年合作開展了“主動槳葉概念”（ABC）項目[9]，初期使用法國CEDRAT公司制造的APA230菱形壓電驅(qū)動器開展了 2m量級的旋翼臺懸停試驗，結(jié)果顯示，隨著離心載荷從0增加到2000g，襟翼偏轉(zhuǎn)從6°減小到5°。后期采用改進的APA500驅(qū)動器開展了4.2m量級模型槳葉前飛試驗，結(jié)果顯示，旋翼轉(zhuǎn)速為800r/min，前進比為0.22時，1/rev～5/rev驅(qū)動頻率下的襟翼偏轉(zhuǎn)峰峰值最大可達2.3°，每增加1°襟翼偏轉(zhuǎn)可以減少約15%的4/rev法向槳轂載荷。ABC計劃中的驅(qū)動機構(gòu)以及試驗如圖7所示。

歐直、EADS等機構(gòu)聯(lián)合開展了ADASYS旋翼計劃，采用Janker等設(shè)計的帶柔性鉸鏈的菱形壓電驅(qū)動器（DWARF），開展了全尺寸旋翼塔試驗，結(jié)果顯示離心力場作用下驅(qū)動機構(gòu)的輸出性能無明顯降低。2005年，Dieterich等對裝有該驅(qū)動機構(gòu)的BK117直升機開展了飛行試驗，這是主動控制后緣襟翼技術(shù)發(fā)展以來的首次飛行試驗，測試結(jié)果顯示，所有飛行條件下的全機4/rev振動減少量都達到了預(yù)期的效果。2009—2011年，空客直升機公司將該裝置安裝在新一代EC-145后緣小翼智能旋翼Blue Pulse上開展第二次飛行試驗[10]，采用更加先進的配套電子設(shè)備，整體重量更輕，飛行試驗結(jié)果表明，采用后緣襟翼能夠有效降低直升機振動水平。兩次飛行試驗都取得了圓滿成功。DWARF驅(qū)動機構(gòu)和飛行試驗如圖8所示。

2010年以來，韓國首爾國立大學(xué)[11]、日本JAXA[12]等圍繞CEDRAT公司的APA系列菱形壓電疊堆驅(qū)動器進行機構(gòu)設(shè)計與改進。韓國以SNUF（seoul national university flap）旋翼為驅(qū)動機構(gòu)載體開展了多輪設(shè)計，并進行了驅(qū)動機構(gòu)的臺架試驗，取得了一定的研究成果。日本的設(shè)計（見圖9）采用了并聯(lián)式壓電疊堆驅(qū)動的方式，并對位移放大框進行了改進，目的都是增強輸出性能；開展了旋轉(zhuǎn)臺架試驗，結(jié)果顯示，120V激勵電壓下，后緣襟翼偏轉(zhuǎn)角度超過6°，且機構(gòu)可承受1000g離心力載荷。

1.4 其他構(gòu)型

除了壓電晶片和壓電疊堆兩種主流構(gòu)型之外，國外一些大學(xué)和研究機構(gòu)也根據(jù)壓電材料不同壓電系數(shù)的致動特性，創(chuàng)新性地提出了許多新構(gòu)型，如壓電陶瓷管扭轉(zhuǎn)型、壓電纖維剪切型以及串聯(lián)式或并聯(lián)式C形塊驅(qū)動機構(gòu)等，對這些構(gòu)型也都開展了相關(guān)的試驗分析，并取得了一定的研究成果。

迄今為止，國外在基于壓電驅(qū)動的ACF智能旋翼實現(xiàn)直升機減振方面，進行了系統(tǒng)的分析與驗證工作，取得了令人矚目的成果，其中美國注重基礎(chǔ)性研究，其設(shè)計的雙X形驅(qū)動機構(gòu)克服了外載、高頻等對驅(qū)動機構(gòu)輸出性能的影響，已順利完成全尺寸風(fēng)洞試驗；歐洲國家則注重ACF智能旋翼的工程應(yīng)用，研究多采用成熟的驅(qū)動器產(chǎn)品，目前基于菱形壓電驅(qū)動機構(gòu)的ACF智能旋翼已完成裝機飛行驗證，正在逐步走向工程應(yīng)用階段。

2 國內(nèi)驅(qū)動機構(gòu)的發(fā)展以及當(dāng)前面臨的問題

2.1 國內(nèi)研究現(xiàn)狀

2000年以來，南京航空航天大學(xué)先后跟蹤研究了國外大學(xué)和科研機構(gòu)的各種驅(qū)動機構(gòu)設(shè)計，開展了一些理論分析和原理性試驗，如研制了2m量級仿MIT的雙X形驅(qū)動機構(gòu)模型旋翼槳葉，并進行了低轉(zhuǎn)速下的原理性探索試驗。2021年，南航的周金龍等[13]基于雙X形驅(qū)動機構(gòu)設(shè)計了一種4X緊湊型的壓電驅(qū)動機構(gòu)（見圖10），臺式試驗結(jié)果表明，驅(qū)動器的輸出剛度可達801N/mm， 120V激勵電壓下的驅(qū)動位移達到±0.27mm。

自2009年開始，航空工業(yè)直升機所基于功效比相對較高的APA500L菱形壓電驅(qū)動器研制了一副4m量級模型旋翼，并于2016年初完成了針對襟翼開環(huán)控制狀態(tài)下的懸停試驗（見圖11），結(jié)果表明，襟翼高頻運動能夠顯著影響槳葉振動載荷；同時，試驗中也暴露了壓電驅(qū)動機構(gòu)性能受離心力、氣動力等影響較大的問題。此外，試驗發(fā)現(xiàn)壓電陶瓷材料自身的機電耦合特性受外部環(huán)境影響較大，如易發(fā)生電擊穿現(xiàn)象，嚴重影響壓電驅(qū)動機構(gòu)的工作可靠性。

2.2 國內(nèi)發(fā)展面臨的問題

可以看出，在ACF智能旋翼的原理性和縮比模型驗證階段，國內(nèi)外都面臨離心力、氣動力等外載荷作用促使驅(qū)動機構(gòu)輸出性能下降的問題，國外發(fā)展到全尺寸驗證階段時使用的如雙X形、DWARF等驅(qū)動機構(gòu)已基本解決了這類問題，而國內(nèi)尚未解決。要實現(xiàn)國內(nèi)ACF智能旋翼技術(shù)全尺寸驗證乃至工程應(yīng)用，近期還需要開展相關(guān)理論和試驗研究摸清外載荷作用對驅(qū)動機構(gòu)輸出性能的影響規(guī)律，瞄準具備高承載、可精準變形的驅(qū)動機構(gòu)開展構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計，以提高在旋翼復(fù)雜工作環(huán)境下的可靠性，為下一步全尺寸驗證提供技術(shù)支撐。

3 典型構(gòu)型壓電驅(qū)動機構(gòu)輸出性能對比

針對壓電驅(qū)動機構(gòu)高效可靠的變形構(gòu)型設(shè)計和機構(gòu)的高承載能力兩大設(shè)計難點，本文對國外幾種成熟、典型的驅(qū)動機構(gòu)構(gòu)型在這兩方面的性能驗證情況做了匯總和對比，為后續(xù)國內(nèi)相關(guān)壓電驅(qū)動選型、機構(gòu)設(shè)計等提供參考。表1為驅(qū)動機構(gòu)構(gòu)型對輸出性能的影響對比，表2為旋翼旋轉(zhuǎn)環(huán)境下兩種主要的外載荷對機構(gòu)性能的影響對比。

可以看出，壓電晶片型驅(qū)動機構(gòu)的輸出性能遠低于壓電疊堆型，且承載能力也較差；早期研究中雙L形和X形驅(qū)動機構(gòu)的輸出位移十分可觀，但驅(qū)動力很小，承載性能也一般；雙X形驅(qū)動機構(gòu)的驅(qū)動位移優(yōu)于APA500L，但驅(qū)動力相對較低，二者承載性能都比較好；DWARF驅(qū)動機構(gòu)是綜合性能最好的驅(qū)動機構(gòu)，目前該機構(gòu)已完成裝機飛行驗證，最具備工程實現(xiàn)性，但其結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，含有大量柔性鉸鏈，且制造工藝也十分復(fù)雜，國內(nèi)要設(shè)計制造出類似產(chǎn)品需要面臨的挑戰(zhàn)是相當(dāng)大的。

4 國內(nèi)外差距分析

與國外先進技術(shù)相比，國內(nèi)ACF智能旋翼整體技術(shù)水平還存在差距，這主要體現(xiàn)在以下兩個方面。

（1） 基礎(chǔ)性技術(shù)儲備不足

對于壓電驅(qū)動機構(gòu)的核心動力部件壓電驅(qū)動器[14]，國內(nèi)基礎(chǔ)工業(yè)較薄弱，針對壓電材料研究單位稀少，這不僅造成國內(nèi)壓電驅(qū)動器在材料特性認識、疊堆制造能力、壓電驅(qū)動器集成制造以及性能測試與質(zhì)量控制、壓電驅(qū)動器性能等方面均與國外有比較大的差距，而且國內(nèi)使用的壓電驅(qū)動器大多采用國外采購方式，易受制于人，維修周期特長，甚至斷供，是國內(nèi)ACF智能旋翼發(fā)展的一大隱患。

對于壓電驅(qū)動機構(gòu)本身，如何在不損失輸出能量的情況下，對其進行小型化設(shè)計，既滿足使用功能，又具有良好的動力學(xué)特性、增重小及易于維護、壽命長，積累的設(shè)計經(jīng)驗也十分有限。此外，機構(gòu)中的連桿傳動裝置如何克服關(guān)節(jié)摩擦、軸承間隙等帶來的不利影響，以及變形零部件的結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計等方面，也亟須進一步深入研究。

（2） 技術(shù)驗證不充分

國外ACF智能旋翼技術(shù)經(jīng)歷了原創(chuàng)思想提出、原理驗證、縮比模型旋翼驗證、全尺寸旋翼驗證以及飛行驗證等比較充分的驗證，積累了充分的試驗數(shù)據(jù)支撐工程發(fā)展；而國內(nèi)僅進行了有限的原理性試驗、少量的具有工程特征的4m量級旋翼功能試驗，相關(guān)設(shè)計的試驗驗證還不充分，獲得的數(shù)據(jù)不完整，感知、驅(qū)動/執(zhí)行、控制等成系統(tǒng)的技術(shù)提升與試驗驗證數(shù)據(jù)不足，要形成一套全面系統(tǒng)的分析驗證流程，還有很長一段路要走。

5 結(jié)束語

與國際先進水平相比，國內(nèi)ACF智能旋翼用壓電驅(qū)動機構(gòu)的發(fā)展仍有很大差距，需要在研究的深度、廣度上進一步加強，尤其是面向型號應(yīng)用涉及的壓電驅(qū)動機構(gòu)輸出特性、可靠性、承載能力等問題。本文通過梳理國內(nèi)外壓電驅(qū)動機構(gòu)的構(gòu)型發(fā)展和驗證現(xiàn)狀，指出了驅(qū)動機構(gòu)在設(shè)計過程中需要注意的關(guān)鍵技術(shù)難點以及國內(nèi)當(dāng)前研究面臨的主要問題，并通過匯總不同構(gòu)型驅(qū)動機構(gòu)的力學(xué)輸出性能，對比分析了各類構(gòu)型的綜合性能差異，為后續(xù)設(shè)計提供參考。

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The Application of Piezoelectric Driving Mechanism on the Helicopter ACF Intelligent Rotor

Yao Zuocong1，2， Hu Heping1， Gao Le1

1. Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics Laboratory， China Helicopter Research and Development Institute， Jingdezhen 333001， China

2. Graduate School of Chinese Aeronautical Establishment， Yangzhou 225009， China

Abstract： The Active Control Flap（ACF） type intelligent rotor technology of helicopter drives the trailing edge flap of the rotor to deflect locally at high frequency through the driving mechanism， and produces anti-phase high-order aerodynamic load to offset or reduce the high-order vibration load of the rotor， so as to reduce the vibration of the rotor， which is one of the latest trends in the field of helicopter rotor dynamics. Focusing on the trailing edge flap drive mechanism driven by piezoelectric materials， this paper systematically sorts out the development history and verification status of various drive mechanisms at home and abroad， compares and analyzes the mechanical output characteristics of several typical drive mechanisms， expounds the technical gap between China and foreign countries， and points out several main problems faced by domestic current research， so as to provide reference for the selection， reliability design and performance optimization of piezoelectric drive mechanisms in China.

Key Words： helicopter； active control； trailing flaps； piezoelectric stack； driving mechanism