本發明屬于直升機領域的智能驅動機構，具體涉及適用于變轉速剛性旋翼的主動變形后緣小翼輕質驅動機構。

背景技術：

直升機因其具有高效懸停、低速前飛等固定翼飛行器所不具備的性能，在軍用及民用領域得到了廣泛的應用。但是與固定翼飛行器相比，常規構型直升機在最大航程、航時等方面存在明顯的差距。導致這一問題的主要原因之一便是常規直升機旋翼轉速不能根據飛行狀態的變化適時作出調整。在常規直升機的設計階段，設計人員綜合考量直升機最大重量、最大前進速度、設計臨界高度等參數，確定直升機旋翼的額定轉速。除去自轉下滑等極限情況外，直升機在正常工作時旋翼轉速變化極小。固定的旋翼轉速為直升機旋翼、傳動系統的研制帶來了方便，但是，當旋翼工作在設計點以外的狀態時，可能會出現旋翼轉速與功率高于實際需用值的問題，造成燃料的浪費，降低了直升機的效率。

變轉速直升機的出現從根本上改善了直升機效率較低的問題，旋翼的轉速能夠根據飛行狀態的不同不斷調整，使旋翼總是處在最佳工作狀態。比如美國波音公司開發的A160T“蜂鳥”變轉速直升機，其設計航程超過4630千米，續航時間超過20小時，其旋翼轉速可以隨著飛行高度、起飛重量以及巡航速度的不同進行優化調整。

變轉速直升機改善了直升機的效率和性能，但是其振動問題十分突出。常規的旋翼減振措施如動力吸振器，主要是針對固定的旋翼轉速，通過吸收特定頻率的旋翼系統振動載荷以達到減振的目的，因此其有效工作頻率帶寬較窄。變轉速直升機旋翼工作轉速隨工作狀態的不同會在一個較大的范圍內變化，其旋翼振動載荷頻率也隨之發生較大改變，常規的旋翼減振措施很難滿足變轉速直升機旋翼減振需求。而主動后緣小翼控制技術已經在BO105直升機的試飛中得到驗證，具有寬頻帶范圍內的控制能力。

而變轉速剛性旋翼在結構設計上，對槳葉內部減振裝置的質量控制非常嚴格，如果嵌入過大的集中質量，將會對旋翼的、動特性、強度和疲勞設計提出過于苛刻的要求，反而與振動控制之間存在矛盾，因而，想采用主動后緣小翼技術控制變轉速剛性旋翼振動載荷，其驅動機構在可靠的控制輸出前提下，結構重量越輕越好。

技術實現要素：

本發明為了解決現有技術的問題，提供了一種變轉速剛性旋翼的后緣小翼的驅動機構，用于驅動后緣小翼的偏轉運動，通過后緣小翼偏轉運動產生的附加氣動載荷抵消部分旋翼振動載荷，達到減振的目的。

本發明公開了一種變轉速剛性旋翼的后緣小翼的驅動機構，包括固定框、驅動器、后緣小翼以及與固定框相配合的壓塊、楔形塊與鋼棒；所述的固定框包括與旋翼槳葉展向平行的前緣固定大梁、后緣橫梁及與旋翼槳葉弦向平行的加強翼肋，該固定框的上下表面與旋翼槳葉蒙皮相貼合；所述的前緣固定大梁位于固定框的前端，加強翼肋位于前緣展向大梁的兩端及中間，后緣橫梁位于加強翼肋的后緣處并與與前緣固定大梁平行；所述的驅動器包括驅動器基體鋼片以及粘貼在驅動器基體鋼片上方的壓電纖維片；驅動器基體鋼片的后端連接安裝后緣小翼后，由前端通過壓塊固定連接在固定框本體的前緣展向大梁上；壓電纖維片與后緣小翼之間的驅動器基體鋼片部分的上表面與固定框本體上的楔形塊相接觸，下表面與固定框本體上的鋼棒相接觸，鋼棒與楔形塊對驅動器基體鋼片夾持構成旋轉滑移鉸。

進一步改進，所述的固定框的前緣固定大梁前端設有與變轉速剛性旋翼槳葉的C形大梁緊密粘合的前緣大梁凹槽，后端設有固定壓塊的壓塊螺絲孔，并通過沉頭螺釘將壓塊固定在固定框本體上。

進一步改進，所述的加強翼肋上設有多個驅動器口蓋的口蓋安裝螺紋孔，其中靠近旋翼槳榖中心端的豎直加強翼肋上設有用于纏繞克服驅動器固定框離心力的單獨大梁帶的纏繞凹槽。

進一步改進，所述的加強翼肋的中后部開有安裝楔形塊的楔形塊槽，并通過沉頭螺釘將楔形塊固定在固定框本體上。

進一步改進，所述加強翼肋底部側面設有位于同一水平線上的用于固定鋼棒的安裝孔，其中最靠近旋翼槳尖處加強翼肋上的為盲孔，中間和右側支臂上的是通孔。

進一步改進，所述的驅動器基體鋼片的前端開有多個與壓塊螺絲孔相配合并起調節基體鋼片剛度作用的開槽，并降低了基體鋼片夾持端的彎曲剛度，在一定條件下可以增大后緣小翼的偏轉角度。

進一步改進，所述的楔形塊下表面與驅動器基體鋼片和壓電纖維片之間呈角度設置，防止基體鋼片變形與楔形塊下表面發生干涉。

進一步改進，所述的楔形塊的后緣設有壓緊驅動器基體鋼片的刀口。

本發明的工作原理在于：

本發明的驅動器包括驅動器基體鋼片以及粘貼在驅動器基體鋼片上方的壓電纖維片，利用壓電纖維片在通電后的壓電效應所產生的驅動力使驅動器基體鋼片產生彈性彎曲變形，通過驅動機構的杠桿放大作用，使驅動器基體鋼片帶動所連接的槳葉后緣小翼產生揮舞運動輸出，改變槳葉后緣小翼的氣動迎角，使偏轉的后緣小翼產生附加的氣動載荷，抵消部分振動載荷，從而達到減振的目的。

與現有技術相比，本發明的有益效果在于：

本發明采用壓電纖維復合材料作為驅動原件，具有體積小、重量輕、可靠性高等優點，適合直升機旋翼內部安裝集成；驅動器基體選用厚度薄、彈性好的合金鋼，既能保證有足夠的彎曲變形，又能提供良好的回復和疲勞特性；基體前端開槽，降低了槳葉根部的抗彎剛度，增大了機構的彎曲變形，同時減輕了結構重量；固定的鋼棒和楔形塊兩部分與驅動器基體構成旋轉-滑移鉸，在保證驅動器可以彎曲變形的同時，約束了其在垂直方向的位移，具有機械間隙小，結構緊湊的優點；后緣小翼采用樹脂膠粘接到驅動器基體上，小翼與旋翼槳葉在弦向無間隙，保證了小翼的氣動效率；后緣小翼材質為輕質復合材料，強度高，并且其結構重量輕，減輕了由于小翼離心力產生的慣性載荷對槳葉振動載荷的影響；這種驅動機構能夠有效驅動后緣小翼在不同的頻率下產生有效偏轉，所產生的附加氣動載荷可以用于抵消變轉速剛性旋翼的振動載荷。

附圖說明

圖1為帶有后緣小翼的槳葉總體效果圖；

圖2為口蓋打開后的后緣小翼機構示意圖；

圖3為后緣小翼驅動機構結構示意圖；

圖4為固定框結構示意圖；

圖5為驅動器固定時的示意圖；

圖6為驅動器結構示意圖；

圖7楔形塊結構示意圖。

其中，1-旋翼槳葉，2-驅動器蒙皮口蓋，3-后緣小翼，4-壓電纖維片，5-固定框，6-壓塊，7-驅動器基體鋼片，8-楔形塊，9-前緣大梁凹槽，10-大梁帶槽，11-楔形塊槽，12-安裝孔，13-口蓋安裝螺紋孔，14-壓塊螺紋孔，15-鋼棒，16-刀口。

具體實施方式

如圖1-7所示，本發明公開的驅動機構安裝在旋翼槳葉1內部，為驅動機構的蒙皮口蓋提供固定支撐；其結構主要包括固定框5、驅動器、后緣小翼3以及與固定框相配合的壓塊6、楔形塊8與鋼棒15；

其中，固定框5的上下表面與旋翼槳葉1的蒙皮相貼合，該固定框的前端為與旋翼槳葉展向平行的前緣固定大梁，前緣固定大梁的兩端及中間可根據需要布置與旋翼槳葉弦向平行的加強翼肋，加強翼肋后緣的中下部貫穿一根與前緣固定大梁平行的后緣橫梁，前緣固定大梁、加強翼肋以及后緣橫梁形成完整的本體固定框結構；前緣固定大梁前緣開有與變轉速剛性旋翼槳葉的C形大梁緊密粘合的前緣大梁凹槽9，并設有固定壓塊的壓塊螺紋孔14；在加強翼肋上均設有多個安裝驅動器蒙皮口蓋2的口蓋安裝螺紋孔13，方便驅動機構的安裝和維護；其中靠近旋翼槳葉旋轉中心的內側加強翼肋上設有用于纏繞單獨的大梁帶的大梁帶凹槽10，前緣大梁凹槽9和大梁帶槽10共同對固定框5起粘接固定作用，承受整個驅動機構在旋翼槳葉1旋轉過程中產生的離心載荷；加強翼肋上還設有安放楔形塊的楔形塊槽11，并通過沉頭螺釘將楔形塊固定在固定框本體上；加強翼肋的后緣部設有位于同一水平線上的用于固定鋼棒的安裝孔12，其中相對旋轉中心最外側加強翼肋的安裝孔為盲孔，相對最外側加強翼肋的中間和內側加強翼肋上的安裝孔為通孔，鋼棒15穿過安裝孔12，鋼棒長度略小于固定框徑向尺寸，鋼棒安裝到位后，加強翼肋上鋼棒15的安裝孔用樹脂膠灌注，限制鋼棒移動。

所述的驅動器包括驅動器基體鋼片7以及通過環氧樹脂膠粘貼在驅動器基體鋼片上方的壓電纖維片4；驅動器基體鋼片的后端上下通過環氧樹脂膠粘貼后緣小翼3，壓電纖維片4在給定的驅動電壓下會發生變形，驅動器基體鋼片帶動后緣小翼3偏轉；驅動器基體鋼片的前端開有多個開槽，并通過壓塊壓緊后再通過沉頭螺釘與壓塊螺絲孔固定連接在固定框的前緣固定大梁上，開槽提高了基體鋼片夾持端的彎曲柔度，在一定條件下可以增大后緣小翼3的偏轉角度。楔形塊8的后緣設有壓緊驅動器基體鋼片的刀口16，壓電纖維片4與后緣小翼3之間的驅動器基體鋼片7部分的上表面與固定框本體上的楔形塊8通過刀口16相接觸，下表面與固定框本體上的鋼棒15相接觸；楔形塊8的刀口16與鋼片下方的鋼棒15組成鉸鏈，對驅動裝置起支撐作用。另外，楔形塊8下表面與驅動器基體鋼片7和壓電纖維片4之間成一定角度，可以防止壓電纖維片4與驅動器基體鋼片7彎曲變形時與楔形塊8發生干涉。

通過以上的結構設計，本發明解決了以下問題：

1）變轉速直升機旋翼振動載荷的頻率隨旋翼轉速而變化，后緣小翼驅動控制器需要具有寬頻帶的減振作動能力；

2）槳葉內部空間相對狹小，預留的安裝后緣小翼及其驅動機構的空間有限，同時驅動機構帶來的附加的質量會改變槳葉原有的動力學特性，帶來新的動力學問題，驅動機構的體積與質量必須盡可能的??；

3）后緣小翼及其驅動機構工作在離心力場中，需要與復合材料槳葉的大梁、蒙皮等部分可靠地聯結在一起，不能因驅動器附加重量過大引發強度問題而發生失效等問題；

4）后緣小翼與槳葉間鉸鏈處的間隙會帶來紊流，降低后緣小翼的氣動效率，進而影響后緣小翼的減振效果，需要盡可能地減小小翼和槳葉間在弦長方向的間隙。

本發明具體應用途徑很多，以上所述僅是本發明的優選實施方式，應當指出，對于本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發明原理的前提下，還可以作出若干改進，這些改進也應視為本發明的保護范圍。