【摘要】：結構響應主動控制是解決直升機機體振動的有效辦法,具有控制效果好,適應能力強等優(yōu)勢。壓電疊層作動器由于輕質、高效、布置便捷等優(yōu)點,作為直升機振動主動控制的作動元件更具優(yōu)勢。本文從壓電材料本構方程出發(fā),結合壓電材料疊層結構特點,將壓電疊層作動器理想化為力發(fā)生器,推導其力學模型,結合基于有限單元法建立的某型無人直升機有限元模型,推導機體/壓電疊層作動器耦合動力學方程。以機體結構模型為研究對象,建立了振動主動控制狀態(tài)空間方程,基于頻域最優(yōu)算法推導壓電作動器最優(yōu)控制電壓。采用混合優(yōu)化算法,對不同激勵情況下的作動器安裝位置進行優(yōu)化,以得到控制電壓約束范圍內的最優(yōu)控制效果,結果顯示采用優(yōu)化的作動器位置進行振動主動控制,具有顯著的控制效果�；谇梆仦V波Fx_LMS算法,在Simulink中構建了時域內的多輸入多輸出振動主動控制仿真系統(tǒng),對不同激勵作用、不同作動器安裝位置的情況進行時域控制仿真。仿真結果表明,控制算法在不同激勵情況下均能取得較好的減振效果,收斂速度快,適應能力強。構建無人直升機機體結構振動自適應控制實驗系統(tǒng),完成單輸入單輸出、兩輸入單輸出和兩輸入兩輸出的振動控制實驗研究,結果顯示測點加速度響應得到大幅降低。
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2019
【分類號】：V279;V214
【圖文】：

有關的周期振動載荷，振動載荷在經過槳轂后變?yōu)橹魍ㄟ^頻率 N 的諧波激振力激振力（ N 是旋翼槳葉片數(shù)， 為旋翼轉速），激勵機體結構引起機體振動。圖在前飛過程中振動載荷的示意圖。圖 1.2 是某型直升機機體結構的振動載荷頻頻率為 pN 的振動響應較大，其中 p 1,2,3,，也是振動控制主要關注的部分

圖 1.2 某型直升機機體振動載荷頻譜圖振動問題相當嚴重，機體結構的劇烈振動主要是由旋引起的，另外由發(fā)動機以及傳動系統(tǒng)振動引起的機體結水平一直是直升機研究領域的重要課題之一。近年來無

高階諧波控制示意圖

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本文編號：2769844