0 引 言

主动控制后缘襟翼(Active Controlled Flap，简称ACF)智能旋翼技术是直升机发展的重要方向之一，其原理是通过主动调节旋转桨叶气动力在桨盘上的分布，从而降低旋翼振动载荷，提升直升机的性能。

国内外对该技术展开了广泛的研究。国外比较成功的ACF旋翼试验有F.K.Straub等[1-2]的SMART旋翼试验、E.Muir等[3]的旋翼塔试验以及P.Lorber等[4]的旋翼风洞试验，这些试验都取得了良好的减振效果。O.Dieterich等[5-6]对带后缘襟翼的BK-117直升机进行了飞行试验，平飞时，4阶桨榖力减小50%～90%。国内，张柱等[7]对智能旋翼技术展开了研究，设计的双X压电驱动机构可实现激振频率为18 Hz时后缘襟翼输出7.8°的偏角；刘士明等[8]进行的后缘襟翼减振仿真得到约50%的减振效果。上述研究成果证明了主动控制后缘襟翼能够有效地降低直升机的振动水平。

在早期，主要是基于分离式的后缘襟翼开展直升机旋翼减振主动控制研究，即襟翼是在桨叶加工之后安装上去的，会在桨叶表面留下缝隙，而且后缘襟翼多是由压电片、压电堆等驱动，这些驱动装置结构重量大，会增加桨叶的动力学设计难度。压电纤维复合材料(Macro Fiber Composite，简称MFC)的出现为主动控制后缘襟翼的发展带来了新的技术解决途径[9]，MFC不仅具有良好的驱动能力，而且其厚度薄、重量轻、强度高，具有一定的韧性，能够布置于曲面结构中，对结构的影响较小。

本文将MFC作为后缘襟翼的驱动材料，基于NACA23012翼型设计连续后缘襟翼(Continuous Trailing-edge Flap，简称CTEF)，采用热弹性比拟法和有限元方法分析CTEF在电场作用下的驱动效果，采用流固耦合方法计算桨叶段后缘襟翼偏转对剖面翼型气动特性的影响。

1 基于热弹比拟法的压电纤维复合材料建模

MFC是由NASA开发的一种智能材料，可作为作动器或传感器，具有良好的力学特性和可靠性。MFC的结构如图1所示[10]。

  

图1 MFC的结构组成

 

Fig.1 Schematic structure of MFC

与传统的压电陶瓷相比，MFC有众多优点[11]：MFC强度高、韧性大，不容易出现脆性断裂；叉指电极电场方向沿着纤维的纵向覆盖了整个压电层，使MFC具有更高的d33压电常数和机电耦合系数，能够产生相对更大的驱动力和输出位移；MFC厚度薄、重量轻，能够粘贴在曲面上，对结构影响小，易于集成化设计。

为了简化MFC力学性能的分析计算，本文采用热弹比拟法[12-13]来模拟其逆压电效应。P1类型的MFC利用压电材料的d33效应，压电材料沿三方向极化，在自由边界条件下，由三方向的电场E3引起的应变为

εE=dE3=[d31 d31 d33 0 0 0]TE3

(1)

 

(2)

合理选取后缘各部分的材料是CTEF设计的重要环节之一。本文针对多种材料的夹层和蒙皮进行后缘偏转位移的计算分析，各材料的弹性模量如表2所示，蒙皮厚度为0.2 mm。

而热弹性体在自由边界条件下受温度载荷时，由内部温度变化引起的应变为

通过比较可知，未经预处理、减压干燥法、液氮冻干法、冻干法预处理的枸杞子原料，粉碎后测定的各特性量值均符合要求。

εE=αT=[α11 α22 α33 α23 α31 α12]TT

(3)

式中：εE为热应变向量；α为热膨胀系数向量；T为温度增量。

从图8～图9可以看出：襟翼下偏，翼型上表面的低压区明显增大；襟翼上偏，翼型下表面高压区明显缩小。

 

(4)

 

(5)

 

(6)

α23=α31=α12=0

(7)

T=U

(8)

从表3可以看出：粘贴在MFC作动器上的泡沫夹层和蒙皮对后缘襟翼变形的抑制作用明显。由于玻璃布蒙皮刚度大，MFC作动器驱动后缘襟翼不会发生明显的变形，因此，蒙皮应具有较好的柔性，这不仅有利于襟翼的变形，还可以防止交变载荷作用下疲劳分层失效。同时，夹层材料应在厚度方向应具有较大的抗压刚度，同时剪切刚度要尽量小。

 

(9)

式(9)表明，对于压电材料仿真分析，可采用热弹性分析法将电场作用下的应变比拟为正交各向异性材料的热弹性应变。

为了验证本文采用的热弹性比拟法的有效性，开展MFC悬臂梁结构的压电应变实验，实验现场照片如图2所示，仿真和实验条件如表1所示。

  

图2 MFC悬臂梁结构压电应变实验

 

Fig.2 Piezoelectric deformation experiment of

 

cantilever beam with MFC

 

表1 MFC与悬臂梁材料参数

 

Table 1 Parameters of MFC and cantilever beam

  

材 料参 数数 值M2814-P1悬臂梁钢片长度/mm38(有效28)宽度/mm20(有效14)厚度/mm0.3电极距/mm0.5杨氏模量/GPaE1=E2=15.86E3=30.34剪切模量/GPa5.51泊松比μ12=0.31μ13=μ23=0.16压电系数/(pm·V-1)d33=4.6×102d31=-2.1×102热弹比拟系数/(m·C-1)α33=9.2×10-7α11=α22=-4.2×10-7长度/mm80宽度/mm20厚度/mm0.5杨氏模量/GPa200剪切模量/GPa76.92泊松比0.3

热弹比拟法实验验证与修正如图3所示。

  

图3 热弹比拟法实验验证与修正

 

Fig.3 Validation and correction of the thermo-elastic analogy method

MFC的有限元计算结果呈线性趋势，这是由于热弹比拟法忽略了局部电场作用下的非均匀性。另外，计算结果的斜率略小于实验结果的斜率，为此，通过引入一个修正系数K进行修正，令

=Kαii

(10)

基于实验修正得到K=1.087，修正后计算值和实验值吻较好，表明采用热弹比拟法对MFC驱动器进行力学性能分析是可行的。

由于CTEF的变形，不能用一个确定的转轴和偏转角描述，因此，本文采用流固耦合方法[10,14]分析连续可变后缘襟翼的气动效果。

2 基于压电纤维驱动的连续后缘襟翼设计

与常规的后缘襟翼不同，CTEF与桨叶形成一个整体结构，利用材料的柔性，在MFC的驱动作用下，CTEF桨叶后缘实现连续变形。CTEF在电压驱动下的变形如图4所示(其中，+1 500/-500 V表示粘贴在基体上/下表面MFC的驱动电压)。

  

图4 后缘襟翼变形(Ma=0.5，α=6°)

 

Fig.4 Deformation of the CTEF(Ma=0.5，α=6°)

CTEF剖面结构如图5所示，基于NACA23012翼型开展了CTEF与桨叶的集成设计，翼型弦长270 mm，襟翼从0.426倍弦长开始，沿翼型中弧线延伸到桨叶后缘。基体采用阶梯缩进的楔形结构，相邻两层高度差与MFC厚度一致，避免在粘贴过程中产生间隙，基体前缘部分包裹在桨叶大梁上，由玻璃纤维布压制而成，0.448倍弦长处厚度为3 mm，后缘处厚度减小为0.332 mm。在基体的上/下表面各粘贴四层型号为M8557-P1的MFC压电作动器，相邻两层之间错位分别为16、12、8 mm。若要襟翼下偏，上方的MFC施加正电压，下方的MFC施加负电压，驱动翼剖面后缘产生向下的弯曲变形；反之，翼剖面后缘向上弯曲。

  

图5 CTEF剖面结构

 

Fig.5 Sectional structure of the CTEF

式中：εE为压电应变向量；d为压电常数向量；U为驱动电压；t为叉指电极相邻正负极之间的距离。

 

表2 夹层和蒙皮的材料及弹性模量

 

Table 2 Materials and Elastic modulus of interlayers and skins

  

名称材 料弹性模量/MPa粗颗粒泡沫5.7夹层PMI泡沫70蜂窝芯E1=E2=1,E3=255蒙皮玻璃纤维E1=E2=61 340,E3=6 900尼龙283

在+1 500 V/-500 V驱动电压下，夹层和蒙皮材料不同时CTEF的后缘位移的计算结果如表3所示。

 

表3 加+1 500 V/-500 V电压，不同夹层和蒙皮下CTEF的后缘尖端位移

 

Table 3 Tip deflection of CTEF under different interlayers and skins at the voltage of +1 500 V/-500 V

  

夹 层蒙 皮下偏位移/mm无无5.939粗颗粒泡沫无5.771PMI泡沫无4.441蜂窝芯无5.904粗颗粒泡沫玻璃布0.060PMI泡沫玻璃布0.218蜂窝芯玻璃布0.241粗颗粒泡沫尼龙4.931PMI泡沫尼龙3.964蜂窝芯尼龙5.060

因此，压电材料的压电应变比拟为热弹性体的温度应变：

流固耦合的计算流程如图6所示。其中：n为当前时间步数；N为总时间步数；i为每个时间步的当前迭代次数；I为每个时间步的最大迭代次数；F为Fluent求解的气动力；S为Mechanical求解的结构响应。

3 连续后缘襟翼气动影响分析

3.1 流固耦合方法

对照组给予注射用盐酸胺碘酮（黑龙江迪龙制药有限公司生产，国药准字H20052294）静脉注射，起始剂量为3 mg/kg，维持滴速1.0～1.5 mg/min，持续治疗6 h后可将滴速降低至0.5～1.0 mg/min，日总注射量不超过1200 mg；此后可根据患者的病情改善逐渐减量，持续治疗3 d。观察组在此基础上给予参松养心胶囊（北京以岭药业有限公司生产，国药准字Z20103032）口服治疗，0.4 g/次，3次/d，持续治疗3周。两组患者治疗期间均对心率、血压、心电图及血氧饱和度进行密切关注。

在区域1，以图形化动态显示的方式显示出掘进机在巷道中的具体位置，包括掘进机与前方和左右煤壁的距离以及掘进机的偏航角。在区域2，显示模拟的巷道并在其中显示根据掘进机尺寸规划的截割路径，以椭圆状的动态图形显示掘进机的截割头轨迹，实现辅助导引截割。在区域3，体现了掘进机的姿态角以及距离左右煤壁的距离，并以图形化动态显示出来。在区域4，当区域2中截割头的轨迹超出模拟的标准巷道边界，报警指示灯将闪烁，直到截割头回到区域内。最后在区域5中以经纬度的方式实时显示掘进机当前的位置。

流固耦合方法基于ANSYS Workbench平台，调用Fluent软件计算气动力，载荷作用下的结构响应调用Mechanical模块求解，流体和结构之间的耦合通过System Coupling模块来实现，它保证了气动力求解和结构响应求解同时进行，在每一个时间步结束后，都要进行耦合面的信息交换，实现结构响应和气动力的实时耦合。

对优化农电线损管理制度的策略进行研究与分析后，本文主要从以下两方面进行阐述。第一方面，应积极完善农电线损工作人员的管理制度。由于现阶段的农电线损管理人员在工作态度以及工作流程遵守等方面存在问题，故而积极对线损管理人员的工作流程以及工作绩效等方面进行管理制度的规范化制定。第二方面，应积极完善农电线损规划的管理制度。由于我国现阶段存在供电半径长以及电网负荷情况较大的问题，农电线损规划暂时存在尚不完善的情况，故而应对农电线损规划的管理制度进行完善，以推动管理人员对规划问题进行积极解决，提升供电企业的经济效益，促进国家的供电经济发展。

怒江大峡谷国家公园位于云南省怒江傈僳族自治州，总面积35.88万公顷，国家公园由怒江大峡谷西岸的高黎贡山和东岸的碧罗雪山两部分组成。怒江大峡谷全长约600公里，向境外延长可达700公里，是世界上最长的峡谷，也是世界上少有的纵向岭谷区。特殊的地理环境条件不仅形成了独特的自然奇观，而且造就了丰富的生物多样性和文化多样性，怒江大峡谷因此成为中国生物多样性保护的关键地区。2003年7月，包括怒江流域山脉在内的“三江并流”自然景观，就被联合国教科文组织列入《世界自然遗产名录》。

考虑到CTEF的变形，必须用到网格更新技术，滑移网格对襟翼刚性偏转的流场模拟较好，但是不能用于后缘连续可变襟翼，而动网格可以应对任意复杂的变形，Fluent非定常气动力计算的重点和难点集中于网格运动问题。

水基淬火液不同于淬火油，由于聚合物淬火剂本身有机物质的属性，使其不得不面对严峻的细菌滋生困扰，德州思科研究发现，并非某些种类的杀菌剂能够完全解决这一问题，需要从淬火液整体配伍体系综合考虑，抵抗细菌滋生，增强稳定性。细菌的滋生则会对淬火液产生十分不良影响，是其冷却性能不稳定的开始，主要危害有以下几点：

动网格(Dynamic Mesh)通常包含两方面的内容：运动区域指定以及网格更新方法。运动区域的指定，对于可用数学语言描述的运动通常采用Profile或者UDF(User-defined Functions)宏定义，而对于无法用数学表达式描述的连续可变襟翼的运动，结构变形的位移完全依赖于System Coupling读取Mechanical求解的结构响应，则只需要指定CTEF表面为耦合运动方式，流场网格的更新由程序自动控制。Fluent提供的众多网格更新方法中：光顺(Smoothing)方法的应用范围最广，光顺方法又分为弹簧光顺(spring)和扩散光顺(diffusion)，弹簧光顺适用于变形较小的情况，相对于翼型附面层极密的网格，CTEF变形较大，采用弹簧光顺容易出现负体积，而扩散光顺通常可以将变形扩散到更远的区域，与弹簧光顺相比，还可以得到更好的网格质量，因此本文采用扩散光顺的网格更新方法。

扩散光顺通过求解以下扩散方程来设置网格节点的位置：

 

(11)

 

(12)

式中：xold为网格更新前节点位置向量；xnew为网格更新后节点位置向量；u为网格的运动速度，求解出运动速度后，可以很容易获得网格节点在下一个时间步长的位置；γ为扩散系数，扩散系数的计算有两种方法，式(13)是基于网格节点与边界之间的距离计算扩散系数，式(14)是基于网格体积计算扩散系数。

 

(13)

 

(14)

式中：d为正则化后的网格节点与边界之间的距离；V为网格正则化体积；α为扩散光顺方法要设置的参数，取值范围为0～3。当α=0时，γ≥1，则计算域中的网格均匀扩散，提高此参数可以使距离运动边界较远区域吸收更多的位移，本文取中间值1.5。

通过对比几种不同材质的夹层和蒙皮对襟翼偏转的影响，分别选择蜂窝芯和尼龙作为夹层和蒙皮的材料。无气动载荷时，在+1 500/-500 V电压驱动下后缘尖端下5.06 mm，在-500/+1 500 V电压驱动下后缘尖端上5.01 mm，实现了有效的位移输出。

  

图6 流固耦合流程图

 

Fig.6 Flow chart of fluid-structure interaction

3.2 连续后缘襟翼偏转效果分析

基于材料设计参数影响分析的结果，确定CTEF桨叶段各部分的材料，其主要参数如表4所示。利用流固耦合方法计算迎角和马赫数对襟翼后缘偏转的影响。

 

表4 连续后缘襟翼各部分材料及主要参数

 

Table 4 Materials and main parameters of each part of the CTEF

  

名 称材 料密度(ρ)/(kg·m-3)杨氏模量(E)/MPa泊松比(μ)大梁碳纤维1 540E1=121 000,E2=8 600,E3=8 600μ12=μ13=0.27,μ23=0.4泡沫芯PMI泡沫60700.3基体无碱玻纤2 000E1=45 000,E2=10 000,E3=10 000μ12=μ13=0.3,μ23=0.4夹层蜂窝芯80E1=1,E2=1,E3=255μ12=0.49,μ13=μ23=0.001柔性蒙皮尼龙1 1002830.4

CTEF通常布置在桨叶0.75倍旋翼半径附近，直升机悬停状态下，该处来流速度约为0.5 Ma。来流速度为0.5 Ma时， +1 500 V/-500 V电压驱动下，后缘位移随迎角的变化情况如图7(a)所示，可以看出：随着迎角增大，后缘位移逐渐减小。迎角为6°，+1 500 V/-500 V电压驱动下，后缘位移随来流速度的变化情况如图7(b)所示，可以看出：随着来流速度增大，后缘位移也会减小，相对于剖面来流速度，剖面迎角对CTEF偏角影响要小。

一年一次对电流表以及电压表进行效验，确定其是否准确、可靠。一个月一次对绝缘设备进行绝缘检测，确定其是否受潮或者破损。保护接地连接线路是否可靠。一个月一次，对各类辅助电路元件进行检查，例如：继电器或者仪表等。确定其是否能够正常使用。一个月一次对辅助电路端子或者接插件进行检查，确定其是否牢固可用，信号灯是否正常工作等。定期对直流屏蓄电池是否正常进行检查，例如：液位或者比重等。

  

(a) Ma=0.5

  

(b) α=6°

 

图7 后缘位移随迎角和马赫数变化曲线

 

Fig.7 Changes of trailing-edge deflection with

 

angle of attack and Ma

计算带CTEF的翼剖面在来流速度为0.5 Ma，雷诺数为3.14×106，迎角分别为0°和6°条件下，连续后缘襟翼分别在基准电压+500 V/+500 V、下偏电压+1 500 V/-500 V、上偏电压-500 V/+1 500 V时翼剖面的压力系数，以及偏转对升力、阻力、力矩系数的改变。不同计算条件下，后缘不偏转与偏转的压力云图如图8～图9所示。

随着信息通信技术的快速发展和全球化的深入推进，围绕创新的全球竞争日益激烈。传统的封闭式创新正在受到挑战，积极吸收组织外部的知识和技术的开放式创新模式则受到越来越多的关注。在国际上，20世纪80年代以来，封闭式创新模式开始迅速衰落，以大企业为中心的创新开始向以大学和风险企业为中心的创新转变。从新技术的发明发现到产生经济价值的过程已经不再是全部在大企业内部完成，新技术的种子在大学和公共研究机构诞生，产业化部分则在风险企业完成，大企业对那些能够顺利实现开发的技术进行生产。企业通过从大学或风险企业吸收技术、与大学开展共同开发、收购风险企业等手段实现创新的模式正在变得越来越广泛。

  

(a) +500 V/+500 V

  

(b) +1 500 V/-500 V

  

(c) -500 V/+1 500 V

 

图8 后缘不偏转与偏转的压力云图

 

(Ma=0.5，α=0°)

 

Fig.8 Pressure countours of the airfoil with/without trailing-edge deformation(Ma=0.5，α=0°)

  

(a) +500 V/+500 V

  

(b) +1 500 V/-500 V

  

(c) -500 V/+1 500 V

 

图9 后缘不偏转与偏转的压力云图

 

(Ma=0.5，α=6°)

 

Fig.9 Pressure countours of the airfoil with/without trailing-edge deformation(Ma=0.5，α=6°)

比较式(1)和式(3)，压电材料的压电应变方程和热弹性材料的温度应变方程相似，可将正交各向异性的压电材料驱动电压载荷比拟为温度载荷，定义：

CTEF对翼剖面压力分布的影响如图10所示，可以看出：当桨叶后缘下偏时，剖面压差增大，上偏时，剖面压差降低；压力系数曲线保持光滑，表明气动载荷下CTEF保持良好的气动外形。

来流速度为0.5 Ma，0°和6°迎角下后缘偏转对升力系数、阻力系数、力矩系数以及升阻比的影响如表5所示。

  

(a) α=0

  

(b) α=6°

 

图10 后缘不偏转与偏转的翼型压力系数曲线(Ma=0.5)

 

Fig.10 Pressure distributions of the airfoil with/without trailing-edge deformation(Ma=0.5)

 

表5 CTEF变形对升力系数、阻力系数、力矩系数的影响(Ma=0.5)

 

Table 5 The influence of CTEF deformation on CL,CD and CM(Ma=0.5)

  

迎角上/下表面MFC的驱动电压/V尖端偏转/mmCLCDCMCL/CD+500/+500 0.123 0.1420.009 38-0.007 90 15.14α=0+1 500/-500-4.109 0.3970.010 13-0.049 96 39.19-500/+1 500+4.323-0.1110.009 45 0.033 94-11.75+500/+500 0.448 0.8640.014 55 0.004 93 59.38α=6°+1 500/-500-3.799 1.1050.017 88-0.030 33 61.80-500/+1 500+4.899 0.6210.012 03+0.042 89 51.62

从表5可以看出：连续后缘襟翼的小幅变形即会对翼剖面升力和力矩产生显著影响，但对翼剖面气动力阻力影响较小。

3.3 不同后缘偏转对翼剖面气动特性的影响

进一步开展CTEF偏转对翼剖面气动特性的影响分析。计算条件为：带CTEF的NACA23012翼型，弦长270 mm，来流速度分别为0.5 Ma、0.7 Ma，驱动电压从-500 V/+1 500 V到+1 500 V/-500 V，电压变化间隔为250 V。计算结果如图11～图12所示。可以看出：在失速以前，同一迎角下，连续后缘襟翼变形所导致的升力系数的变化量约0.5，力矩系数的变化量约0.08，阻力系数一直保持较低水平；在直升机桨叶工作迎角、马赫数范围内，驱动电压变化对气动系数变化的规律性明显，表明连续后缘襟翼对翼剖面气动力具有良好的控制效果。

  

(a) 升力系数

  

(b) 阻力系数

  

(c) 力矩系数

 

图11 不同驱动电压下翼剖面的气动特性曲线

 

(Ma=0.5)

 

Fig.11 Aerodynamic characteristics of blade profile under different actuating voltages(Ma=0.5)

  

(a) 升力系数

  

(b) 阻力系数

  

(c) 力矩系数

 

图12 不同驱动电压下翼剖面的气动特性曲线

 

(Ma=0.7)

 

Fig.12 Aerodynamic characteristics of blade profile under different actuating voltages(Ma=0.7)

4 结 论

(1) 本文基于MFC设计了可用于直升机桨叶的连续后缘襟翼，通过实验修正建立了MFC的热弹比拟法力学分析模型；基于ANSYS Workbench平台，采用流固耦合方法研究了连续后缘襟翼的驱动效果以及偏转对气动特性的影响。

在计算机和物联网技术的超速发展下，云平台的建立成为新的发展方向。在这样的大环境背景下，档案管理也需要坚持与时俱进，完成管理上的创新发展。其中创建智慧云服务平台，就是其中之一的创新。云存储服务能够实现海量数据的存储，并且能够快速的对企业档案资源进行整合，快速的处理。此外，档案信息化领域也已经促使企业开始对“云数字档案”进行研究，从而更好地解决实际问题。所谓云数字档案，主要是基于云平台来实现数据化管理的，能够在型的框架结构中实现档案管理，更好地符合企业的实际需求，实现高效化办公。

(2) 通过对连续后缘襟翼合理的结构设计和选材设计，MFC作动器具有驱动后缘襟翼有效变形的能力。

(3) 采用连续后缘襟翼可以显著影响翼剖面的气动升力和力矩，同时对阻力影响较小，表明连续后缘襟翼具有应用于旋翼减振控制的潜力。

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