壓電疊堆功率放大器在直升機機身振動研究中的應用

　　實驗名稱：直升機機身的多諧波多輸入多輸出振動主動控制試驗研究

　　實驗原理：首先采用一個由Z-11直升機地板模型縮比而來并且與Z-11直升機動力學相似的框架模型作為研究對象，將壓電疊層作動器整合到受控結構中，通過數字信號處理器作為試驗系統的控制器，整合搭建了壓電疊層作動器驅動的直升機機身多諧波多輸入多輸出振動主動控制試驗系統，并且離線測量了搭建好的試驗系統的控制通道傳遞函數。

　　試驗系統中，采用一個框架試驗模型模擬Z-11直升機座艙用來進行振動主動控制試驗，其材料選用45號鋼，總質量為15.7kg。加工完成的框架試驗模型如圖a所示。

圖a直升機地板框架實驗模型

　　壓電疊層作動器通過兩端的內螺紋與外部結構相連，壓電疊層作動器不能承受拉力和彎矩，否則壓電薄片之間的連接會發生脆性斷裂從而導致壓電疊層作動器損壞失效。因此在實際使用中，為了避免拉力，安裝壓電疊層作動器時會在兩端施加一定的預緊力，并且避免使用負電壓驅動壓電疊層作動器；為了避免壓電疊層作動器承彎，在安裝壓電疊層作動器時將一個彈性較與作動器并聯安裝，安裝形式如圖b所示。

圖b壓電疊層作動器安裝形式

圖c實驗系統原理框圖

　　測試設備：信號發生器、ATA-P0102功率放大器、壓電疊堆、DSP、信號調理模塊、計算機等。

　　實驗過程：DSP內部的信號發生器生成數字激勵信號通過D/A轉換為模擬信號，然后通過低通濾波和功率放大器放大后輸入到電磁激振器對框架結構產生激勵響應，模擬旋翼在直升機座艙地板產生的振動響應。加速度傳感器采集待減振點處的加速度響應，并轉化為相應的電信號，再由A/D采樣得到數字信號。采集到的數字信號代入控制算法用來修正得到壓電疊層作動器的驅動信號，驅動信號通過D/A轉換后經過低通濾波器和功率放大器輸入到壓電疊層作動器，驅動結構產生作動響應來抵消激勵響應。同時，通過串口將誤差響應信號與作動器驅動信號實時發送給計算機進行存儲。

　　多諧波多輸入多輸出前饋自適應控制算法需要準確的控制通道的傳遞函數來保證控制算法的收斂。本實驗通過識別離線測量的方法，采集并計算得到了直升機機身振動主動控制試驗系統的控制通道傳遞函數，測量試驗的原理圖如圖c所示。數字信號發生器產生正弦激勵信號，經過D/A轉換和低通濾波后，再經過功率放大驅動壓電疊層作動器對框架施加作動力。作動力在待減振點處產生作動響應，并由安裝在待減振點的加速度傳感器測量。測量的加速度信號經過低通濾波和A/D轉換后得到數字信號，與激勵信號一起通過串口實時傳送到計算機上。計算機對數據進行抓包和解碼處理后，計算加速度信號和激勵信號的幅值比和相位差，即可得到控制通道的傳遞函數。試驗中，采樣頻率設為f=975Hz，激勵信號頻率參考Z-11型直升機，分別測量了19.5Hz和39Hz的控制通道傳遞函數，結果如表1和表2所示。需要指出的是,控制通道的傳遞函數除了作動器和試驗框架模型的動態特性，還包括了功率放大器放大倍數、傳感器的靈敏度以及A/D轉換和D/A轉換的精度。

　　表119.5Hz控制通道傳遞函數

表239Hz控制通道傳遞函數

　　實驗結果：根據Z-11直升機機身上實測的振動響應信號，單諧波激勵的頻率選取為第一階槳葉通過頻率ω1=NbΩ=19.5Hz。Z-11直升機機身振動的一階通過頻率加速度響應為0.95m/s，為了使兩個待減振點在無控制時的振動加速度水平與Z-11直升機相同，設置激勵信號的幅值為Xe(t)=1.465×sin(2πω1t)。激勵信號經過放大后驅動電磁激振器對框架試驗模型的激勵點1進行激勵，激振力沿Z方向，激振點位于框架結構的中性線上，此時框架試驗模型僅垂向彎曲模態的振動被激發。試驗研究中，采樣頻率為fs=975Hz，控制算法的諧波系數識別收斂系數取?1=0.03，歸一化LMS算法的收斂系數取?0=0.001。別的諧波系數向量初始值均為0。兩個減振點的垂向加速度響應如圖d和圖e所示，四個壓電疊層作動器的驅動電壓如圖f到圖i所示。可以看出，振動主動控制系統開始從10秒啟動后，兩個待減振點的振動隨之衰減,并在10秒內逐漸收斂到穩定狀態。穩定控制狀態下，兩個減振點的振動響應分別降低了97%和98%。

圖d單諧波對稱激勵試驗待減振點1的垂向加速度響應

圖e單諧波對稱激勵試驗待減振點2的垂向加速度響應

圖f單諧波對稱激勵試驗壓電疊堆作動器1的驅動電壓

圖g單諧波對稱激勵試驗壓電疊堆作動器2的驅動電壓

圖h單諧波對稱激勵試驗壓電疊堆作動器3的驅動電壓

圖i單諧波對稱激勵試驗壓電疊堆作動器3的驅動電壓

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