壓電疊層作動(dòng)器通過兩端的內(nèi)螺紋與外部結(jié)構(gòu)相連，壓電疊層作動(dòng)器不能承受拉力和彎矩，否則壓電薄片之間的連接會(huì)發(fā)生脆性斷裂從而導(dǎo)致壓電疊層作動(dòng)器損壞失效。因此在實(shí)際使用中，為了避免拉力，安裝壓電疊層作動(dòng)器時(shí)會(huì)在兩端施加一定的預(yù)緊力，并且避免使用負(fù)電壓驅(qū)動(dòng)壓電疊層作動(dòng)器；為了避免壓電疊層作動(dòng)器承彎，在安裝壓電疊層作動(dòng)器時(shí)將一個(gè)彈性較與作動(dòng)器并聯(lián)安裝，安裝形式如圖b所示。

圖b壓電疊層作動(dòng)器安裝形式

圖c實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)原理框圖

　　測(cè)試設(shè)備：信號(hào)發(fā)生器、ATA-P0102功率放大器、壓電疊堆、DSP、信號(hào)調(diào)理模塊、計(jì)算機(jī)等。

　　實(shí)驗(yàn)過程：DSP內(nèi)部的信號(hào)發(fā)生器生成數(shù)字激勵(lì)信號(hào)通過D/A轉(zhuǎn)換為模擬信號(hào)，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(duì)框架結(jié)構(gòu)產(chǎn)生激勵(lì)響應(yīng)，模擬旋翼在直升機(jī)座艙地板產(chǎn)生的振動(dòng)響應(yīng)。加速度傳感器采集待減振點(diǎn)處的加速度響應(yīng)，并轉(zhuǎn)化為相應(yīng)的電信號(hào)，再由A/D采樣得到數(shù)字信號(hào)。采集到的數(shù)字信號(hào)代入控制算法用來修正得到壓電疊層作動(dòng)器的驅(qū)動(dòng)信號(hào)，驅(qū)動(dòng)信號(hào)通過D/A轉(zhuǎn)換后經(jīng)過低通濾波器和功率放大器輸入到壓電疊層作動(dòng)器，驅(qū)動(dòng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生作動(dòng)響應(yīng)來抵消激勵(lì)響應(yīng)。同時(shí)，通過串口將誤差響應(yīng)信號(hào)與作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)信號(hào)實(shí)時(shí)發(fā)送給計(jì)算機(jī)進(jìn)行存儲(chǔ)。

　　多諧波多輸入多輸出前饋?zhàn)赃m應(yīng)控制算法需要準(zhǔn)確的控制通道的傳遞函數(shù)來保證控制算法的收斂。本實(shí)驗(yàn)通過識(shí)別離線測(cè)量的方法，采集并計(jì)算得到了直升機(jī)機(jī)身振動(dòng)主動(dòng)控制試驗(yàn)系統(tǒng)的控制通道傳遞函數(shù)，測(cè)量試驗(yàn)的原理圖如圖c所示。數(shù)字信號(hào)發(fā)生器產(chǎn)生正弦激勵(lì)信號(hào)，經(jīng)過D/A轉(zhuǎn)換和低通濾波后，再經(jīng)過功率放大驅(qū)動(dòng)壓電疊層作動(dòng)器對(duì)框架施加作動(dòng)力。作動(dòng)力在待減振點(diǎn)處產(chǎn)生作動(dòng)響應(yīng)，并由安裝在待減振點(diǎn)的加速度傳感器測(cè)量。測(cè)量的加速度信號(hào)經(jīng)過低通濾波和A/D轉(zhuǎn)換后得到數(shù)字信號(hào)，與激勵(lì)信號(hào)一起通過串口實(shí)時(shí)傳送到計(jì)算機(jī)上。計(jì)算機(jī)對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行抓包和解碼處理后，計(jì)算加速度信號(hào)和激勵(lì)信號(hào)的幅值比和相位差，即可得到控制通道的傳遞函數(shù)。試驗(yàn)中，采樣頻率設(shè)為f=975Hz，激勵(lì)信號(hào)頻率參考Z-11型直升機(jī)，分別測(cè)量了19.5Hz和39Hz的控制通道傳遞函數(shù)，結(jié)果如表1和表2所示。需要指出的是,控制通道的傳遞函數(shù)除了作動(dòng)器和試驗(yàn)框架模型的動(dòng)態(tài)特性，還包括了功率放大器放大倍數(shù)、傳感器的靈敏度以及A/D轉(zhuǎn)換和D/A轉(zhuǎn)換的精度。

　　表119.5Hz控制通道傳遞函數(shù)

表239Hz控制通道傳遞函數(shù)

　　實(shí)驗(yàn)結(jié)果：根據(jù)Z-11直升機(jī)機(jī)身上實(shí)測(cè)的振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)，單諧波激勵(lì)的頻率選取為第一階槳葉通過頻率ω1=NbΩ=19.5Hz。Z-11直升機(jī)機(jī)身振動(dòng)的一階通過頻率加速度響應(yīng)為0.95m/s，為了使兩個(gè)待減振點(diǎn)在無控制時(shí)的振動(dòng)加速度水平與Z-11直升機(jī)相同，設(shè)置激勵(lì)信號(hào)的幅值為Xe(t)=1.465×sin(2πω1t)。激勵(lì)信號(hào)經(jīng)過放大后驅(qū)動(dòng)電磁激振器對(duì)框架試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷募?lì)點(diǎn)1進(jìn)行激勵(lì)，激振力沿Z方向，激振點(diǎn)位于框架結(jié)構(gòu)的中性線上，此時(shí)框架試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢H垂向彎曲模態(tài)的振動(dòng)被激發(fā)。試驗(yàn)研究中，采樣頻率為fs=975Hz，控制算法的諧波系數(shù)識(shí)別收斂系數(shù)取?1=0.03，歸一化LMS算法的收斂系數(shù)取?0=0.001。別的諧波系數(shù)向量初始值均為0。兩個(gè)減振點(diǎn)的垂向加速度響應(yīng)如圖d和圖e所示，四個(gè)壓電疊層作動(dòng)器的驅(qū)動(dòng)電壓如圖f到圖i所示。可以看出，振動(dòng)主動(dòng)控制系統(tǒng)開始從10秒啟動(dòng)后，兩個(gè)待減振點(diǎn)的振動(dòng)隨之衰減,并在10秒內(nèi)逐漸收斂到穩(wěn)定狀態(tài)。穩(wěn)定控制狀態(tài)下，兩個(gè)減振點(diǎn)的振動(dòng)響應(yīng)分別降低了97%和98%。

圖d單諧波對(duì)稱激勵(lì)試驗(yàn)待減振點(diǎn)1的垂向加速度響應(yīng)

圖e單諧波對(duì)稱激勵(lì)試驗(yàn)待減振點(diǎn)2的垂向加速度響應(yīng)

圖f單諧波對(duì)稱激勵(lì)試驗(yàn)壓電疊堆作動(dòng)器1的驅(qū)動(dòng)電壓

圖g單諧波對(duì)稱激勵(lì)試驗(yàn)壓電疊堆作動(dòng)器2的驅(qū)動(dòng)電壓

圖h單諧波對(duì)稱激勵(lì)試驗(yàn)壓電疊堆作動(dòng)器3的驅(qū)動(dòng)電壓

圖i單諧波對(duì)稱激勵(lì)試驗(yàn)壓電疊堆作動(dòng)器3的驅(qū)動(dòng)電壓

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