壓電驅動機構在直升機ACF智能旋翼上的應用

姚佐聰 胡和平 高樂

摘 要：直升機的主動控制襟翼（ACF）型智能旋翼技術通過驅動機構帶動旋翼后緣襟翼局部高頻偏轉，產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領域發展的最新趨勢之一。本文圍繞使用壓電材料驅動的后緣襟翼驅動機構，系統梳理了國內外各類驅動機構構型的發展歷程和驗證現狀，對幾種典型構型驅動機構的力學輸出特性進行了對比分析，闡述了國內外技術差距并指出國內當前研究面臨的幾個主要問題，為后續國內壓電驅動機構的選型、可靠性設計以及性能優化等提供參考。

關鍵詞：直升機； 主動控制； 后緣襟翼； 壓電疊堆； 驅動機構

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

隨著智能材料與結構在多學科領域取得快速的發展，基于智能材料發展智能結構成為航空航天領域的研究熱點[1-2]，其中直升機的主動控制襟翼（ACF）型智能旋翼技術利用驅動機構帶動后緣襟翼局部高頻偏轉，產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領域發展的最新趨勢之一。早期ACF智能旋翼使用的傳統液壓、電磁、電機等驅動機構尺寸大、能耗高，且難以在槳葉內部狹小空間集成安裝。隨著智能材料技術的發展，壓電陶瓷驅動機構的出現使ACF智能旋翼的工程應用成為可能。

最近十多年來，歐美等直升機技術發達國家對基于壓電陶瓷的后緣襟翼驅動技術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動機構，其中波音公司、德國歐直分別實現壓電疊堆型ACF智能旋翼的全尺寸風洞試驗驗證、裝機飛行驗證，其具有很好的直升機減振應用價值。

本文對ACF智能旋翼用壓電驅動機構的構型發展和驗證現狀進行梳理，對比分析幾種典型構型的力學輸出性能，分析國內外差距并指出國內當前研究面臨的問題，以期為國內壓電驅動機構的選型、可靠性設計，及性能優化等提供參考。

1 國外壓電驅動機構的研究與驗證現狀

國外基于壓電驅動的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動的可行性，并初步研制了一種基于兩層壓電晶片的驅動機構。馬里蘭大學的N. A. Koratkar等[3]對壓電晶片型驅動機構進行了長期的優化和改進研究，通過不斷增加壓電晶片的層數來獲取更大的驅動力，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角度，研制了一種8層壓電晶片的錐形驅動機構，而懸停試驗結果顯示，1/rev驅動頻率下，隨著轉速從0增至900r/min，襟翼偏轉角度從±10°下降到了±4°。多層錐形壓電驅動器示意圖如圖1所示。

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

1.1 杠桿式L形壓電驅動機構

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

為獲得更大的驅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洞試驗中獲得±5°襟翼偏轉目標，T. Lee等[5]將L形臂式機構改進為含內/外杠桿的雙L形機構，并不斷優化外形、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形壓電驅動機構，如圖3所示。然而臺式試驗結果顯示，該驅動機構的驅動力隨著激勵頻率的增加明顯降低；懸停試驗結果顯示，離心力載荷作用下的驅動機構性能也顯著低于預測結果，這使得SMART計劃后續的研究沒有采用這種機構。

1.2 框架式X形壓電驅動機構

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/外框架組成的X形驅動機構（見圖4），該機構利用框架側梁相對于疊堆軸的小角度產生幾何行程放大。懸停試驗結果顯示，電壓為800～1200V時，襟翼偏轉范圍可達±5°～±7°，然而隨著旋翼轉速和總距的增加，襟翼偏轉角度同樣有所減小。

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

SMART計劃的全尺寸風洞試驗[8]采用了雙X形驅動機構，如圖6所示。試驗結果顯示，模擬平飛和下降狀態下主要振動諧波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 集成式菱形壓電驅動機構

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菱形壓電驅動器開展了 2m量級的旋翼臺懸停試驗，結果顯示，隨著離心載荷從0增加到2000g，襟翼偏轉從6°減小到5°。后期采用改進的APA500驅動器開展了4.2m量級模型槳葉前飛試驗，結果顯示，旋翼轉速為800r/min，前進比為0.22時，1/rev～5/rev驅動頻率下的襟翼偏轉峰峰值最大可達2.3°，每增加1°襟翼偏轉可以減少約15%的4/rev法向槳轂載荷。ABC計劃中的驅動機構以及試驗如圖7所示。

歐直、EADS等機構聯合開展了ADASYS旋翼計劃，采用Janker等設計的帶柔性鉸鏈的菱形壓電驅動器（DWARF），開展了全尺寸旋翼塔試驗，結果顯示離心力場作用下驅動機構的輸出性能無明顯降低。2005年，Dieterich等對裝有該驅動機構的BK117直升機開展了飛行試驗，這是主動控制后緣襟翼技術發展以來的首次飛行試驗，測試結果顯示，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備，整體重量更輕，飛行試驗結果表明，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驅動機構和飛行試驗如圖8所示。

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

1.4 其他構型

除了壓電晶片和壓電疊堆兩種主流構型之外，國外一些大學和研究機構也根據壓電材料不同壓電系數的致動特性，創新性地提出了許多新構型，如壓電陶瓷管扭轉型、壓電纖維剪切型以及串聯式或并聯式C形塊驅動機構等，對這些構型也都開展了相關的試驗分析，并取得了一定的研究成果。

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

2 國內驅動機構的發展以及當前面臨的問題

2.1 國內研究現狀

2000年以來，南京航空航天大學先后跟蹤研究了國外大學和科研機構的各種驅動機構設計，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形驅動機構模型旋翼槳葉，并進行了低轉速下的原理性探索試驗。2021年，南航的周金龍等[13]基于雙X形驅動機構設計了一種4X緊湊型的壓電驅動機構（見圖10），臺式試驗結果表明，驅動器的輸出剛度可達801N/mm， 120V激勵電壓下的驅動位移達到±0.27mm。

自2009年開始，航空工業直升機所基于功效比相對較高的APA500L菱形壓電驅動器研制了一副4m量級模型旋翼，并于2016年初完成了針對襟翼開環控制狀態下的懸停試驗（見圖11），結果表明，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動機構性能受離心力、氣動力等影響較大的問題。此外，試驗發現壓電陶瓷材料自身的機電耦合特性受外部環境影響較大，如易發生電擊穿現象，嚴重影響壓電驅動機構的工作可靠性。

2.2 國內發展面臨的問題

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

3 典型構型壓電驅動機構輸出性能對比

針對壓電驅動機構高效可靠的變形構型設計和機構的高承載能力兩大設計難點，本文對國外幾種成熟、典型的驅動機構構型在這兩方面的性能驗證情況做了匯總和對比，為后續國內相關壓電驅動選型、機構設計等提供參考。表1為驅動機構構型對輸出性能的影響對比，表2為旋翼旋轉環境下兩種主要的外載荷對機構性能的影響對比。

可以看出，壓電晶片型驅動機構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形驅動機構的輸出位移十分可觀，但驅動力很小，承載性能也一般；雙X形驅動機構的驅動位移優于APA500L，但驅動力相對較低，二者承載性能都比較好；DWARF驅動機構是綜合性能最好的驅動機構，目前該機構已完成裝機飛行驗證，最具備工程實現性，但其結構比較復雜，含有大量柔性鉸鏈，且制造工藝也十分復雜，國內要設計制造出類似產品需要面臨的挑戰是相當大的。

4 國內外差距分析

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

（1） 基礎性技術儲備不足

對于壓電驅動機構的核心動力部件壓電驅動器[14]，國內基礎工業較薄弱，針對壓電材料研究單位稀少，這不僅造成國內壓電驅動器在材料特性認識、疊堆制造能力、壓電驅動器集成制造以及性能測試與質量控制、壓電驅動器性能等方面均與國外有比較大的差距，而且國內使用的壓電驅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ACF智能旋翼發展的一大隱患。

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

（2） 技術驗證不充分

國外ACF智能旋翼技術經歷了原創思想提出、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據支撐工程發展；而國內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，相關設計的試驗驗證還不充分，獲得的數據不完整，感知、驅動/執行、控制等成系統的技術提升與試驗驗證數據不足，要形成一套全面系統的分析驗證流程，還有很長一段路要走。

5 結束語

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

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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