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结构响应主动控制系统中常用的惯性作动器由于附加质量大、工作频带窄和响应速度慢等缺点,降低了控制系统的性能。压电作动器具有质量轻、工作频带宽和响应速度快等优点,作为高效执行元件能有效地提高控制系统的性能。本文采用压电叠层作动器驱动自由-自由弹性梁模型,以观测点的加速度响应为控制目标,采用频域谐波稳态控制策略进行了自由梁结构谐波振动响应主动控制实验研究。实验结果表明,本文建立的采用压电叠层作动器的结构响应主动控制系统能有效地控制弹性梁结构的振动水平,并具有快速跟踪外激励变化的自适应控制能力。 相似文献
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结构响应主动控制系统中常用的惯性作动器由于附加质量大、工作频带窄和响应速度慢等缺点,降低了控制系统的性能。压电作动器具有质量轻、工作频带宽和响应速度快等优点,作为高效执行元件能有效地提高控制系统的性能。本文采用压电叠层作动器驱动自由-自由弹性梁模型,以观测点的加速度响应为控制目标,采用频域谐波稳态控制策略进行了自由梁结构谐波振动响应主动控制实验研究。实验结果表明,本文建立的采用压电叠层作动器的结构响应主动控制系统能有效地控制弹性梁结构的振动水平,并具有快速跟踪外激励变化的自适应控制能力。 相似文献
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压电陶瓷叠层作动器迟滞蠕变非线性自适应混合补偿控制方法 总被引:1,自引:1,他引:0
压电陶瓷叠层作动器的迟滞蠕变非线性特性严重影响了控制系统的稳定性及动态跟踪精度。针对其迟滞蠕变非线性补偿控制问题,提出了一种高精度动态补偿压电陶瓷叠层作动器非线性特性的自适应混合补偿控制方法,即迟滞蠕变前馈补偿与自适应滤波反馈补偿结合的前馈-反馈混合控制方法。采用改进的Prandtl-Ishlinskii(Modified Prandtl-Ishlinskii,MPI)模型对压电陶瓷叠层作动器迟滞蠕变非线性特性进行精细化建模,并得到其逆补偿模型进行前馈补偿。根据前馈补偿误差,采用自适应滤波反馈控制对输入信号进行实时调控,实现对压电陶瓷叠层作动器的迟滞非线性及lg(t)型蠕变特性的实时精确补偿控制。数值仿真与实验结果表明,相比于常规前馈迟滞蠕变补偿,所提出的自适应混合补偿控制方法可以有效降低压电陶瓷叠层作动器的迟滞补偿误差,极大提高了迟滞蠕变非线性动态跟踪精度以及自适应性。 相似文献
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阐述了以压电材料作为感受器与作动器进行真实飞机结构振动主动控制的一些应用技术,利用这些技术进行了真实飞机座舱结构的主动振动控制地面试验研究,取得了很好的控制效果。 相似文献
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垂尾抖振主动控制的压电作动器布局优化 总被引:2,自引:2,他引:0
为了提高压电作动器垂尾抖振主动控制系统的控制性能,提出一种基于输出可控性的压电作动器优化准则。使用压电驱动载荷等效方法建立压电纤维复合材料(MFC)压电作动器力学模型,并建立了带MFC压电作动器垂尾结构模型的动力学方程。在模态可控性和模态价值理论的基础上,提出考虑剩余模态影响的压电作动器优化目标函数。针对垂尾结构的前5阶模态使用遗传算法优化得到压电作动器的布局方案,使用线性二次高斯(LQG)最优控制方法控制垂尾的抖振响应。仿真结果表明,本文优化得到的布局方案比用其他方法能更好地均衡系统的模态可控性,减小剩余模态的影响,获得更好的垂尾抖振响应控制。 相似文献
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研究了具有压电作动器与应变传感器的柔性连杆机构的振动主动控制问题。应用复模态理论对宏观机敏机构的动力学方程进行解耦,建立了包含系统噪声与观测噪声的受控系统状态空间表达式,并分别设计了离散LQG状态反馈控制器与离散Kalma。滤波器。宏观机敏机构的在线振动控制实验表明,柔性连杆的应变峰值降低了80%,机构的动力学性能得到了显著改善。 相似文献
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直升机后缘襟翼多采用压电驱动器作为驱动元件,但是在使用过程中压电驱动器迟滞会对其振动控制性能产生不利影响,因此针对压电驱动器迟滞开展了迟滞建模与抑制研究。通过实验研究了压电驱动器在不同驱动频率下的迟滞特性,采用Bouc-Wen模型对驱动器迟滞现象进行了建模,并采用粒子群算法(PSO)辨识模型参数,与实际测量迟滞曲线进行了对比,在10~60 Hz范围内所建立的迟滞模型能够较为精确地描述压电驱动器迟滞现象。建立了基于Bouc-Wen逆模型的前馈补偿控制与PID反馈控制相结合的复合控制策略,实验结果显示该控制策略能够在10~60 Hz较宽的频率范围内有效抑制该压电驱动器迟滞现象。建立了考虑驱动器迟滞的主动控制后缘襟翼振动控制动力学模型,并对中等速度稳态前飞条件下后缘襟翼振动控制性能进行了仿真,仿真结果显示驱动器迟滞会在一定程度上削弱振动控制性能,而采用复合控制可以提高后缘襟翼旋翼振动控制性能。 相似文献
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《中国航空学报》2015,(5)
It can be greatly beneficial to remove the swashplate of conventional helicopter, because the swashplate is usually complicated, aerodynamically resistive, and obstacle of more complex pitch control for improving performance. The present technologies for helicopter vibration reduction are usually narrow in effective range or requiring additional actuators and signal transfer links,and more effective technology is desired. Helicopter blade pitch control system, which is removed of swashplate and integrated high-frequency pitch control function for active vibration reduction, is likely the suitable solution at current technical level. Several potential implementation schemes are discussed, such as blades being directly or indirectly driven by actuators mounted in rotating frame and application of different types of actuators, especially implementation schemes of electro-mechanical actuator with or without gear reducer. It is found that swashplateless blade pitch control system based on specially designed limited angle direct-drive motor(LADDM) is a more practical implementation scheme. An experimental prototype of the finally selected implementation scheme has been designed, fabricated and tested on rotor tower. The test results show considerable feasibility of the swashplateless helicopter blade pitch control system using the LADDM. 相似文献
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《Aerospace Science and Technology》2006,10(5):435-441
Active flutter velocity enhancement scheme is presented for lifting surfaces, employing Linear Quadratic Gaussian based multi-input multi-output controller with multilayered piezoelectric actuators. To numerically test the developed concept, a composite plate wing, surface bonded with eight piezoelectric bender actuators and sensors has been considered. A modal flutter control model is formulated in state-space domain using coupled piezoelectric finite element procedures along with unsteady aerodynamics and optimal control theory. The bending – torsion flutter instability has been actively postponed from 44.13 to 55.5 m/s using the energy imparted by the multilayered piezoelectric actuators. As the power requirement by these actuators is comparatively very low with respect to stack actuators, they can be employed in an integrated form to develop active lifting surfaces for real time applications. 相似文献
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含脱胶压电传感器/驱动器的智能结构的有限元分析 总被引:1,自引:0,他引:1
将压电传感器、驱动器粘贴在复合材料结构的表面可实现结构的振动主动控制 ,但若传感器、驱动器部分脱开会对结构的静、动态特性产生显著影响。建立了一个新的加强假定应变压电固体单元 ,用于压电自适应层合结构振动主动控制的模拟仿真。与现有的压电固体单元相比 ,所建单元性能更优越 ,精度和计算效率更高 ,并能用于壳体结构的分析。采用相同坐标值但不同的节点号的方法模拟脱层 ,利用该单元分析了传感器、驱动器脱开对结构动力学特性的影响。 相似文献
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用于直升机振动控制的主动调谐式吸振器研究 总被引:3,自引:0,他引:3
振动问题是直升机设计中的难题,会导致机体结构疲劳、舒适性降低和高噪声等问题。通常的单桨叶控制方案由于受压电驱动器机电性能的限制而难以实现。智能弹簧是一种采用单桨叶控制原理的主动调谐式吸振器,它通过压电驱动器自适应控制桨叶根部的结构阻抗,达到振动控制目的。建立了智能弹簧的简化模型,对其谐波响应控制特性进行研究;采用频率分析和数字信号合成技术产生参考信号,在DSP平台上设计自适应陷波算法对智能弹簧驱动器组件进行控制;模拟和风洞实验结果均表明智能弹簧能够在较宽频率范围内对桨叶的谐波响应进行有效控制,验证了通过主动阻抗控制实现直升机桨叶振动控制的可行性。 相似文献
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面向结构振动控制的压电作动器优化配置研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为了研究压电主动结构振动控制当中作动器的位置优化问题,从系统的状态空间方程出发,在系统可控性Gram矩阵特征值的基础上来描述性能指标,以输入的能量吸收率为优化目标函数,提出了一种新的位置优化配置准则。利用有限元分析(FEA)方法分析作动器的配置,并与遗传算法(GA)结合进行优化计算,计算过程中对作动器的位置采用二进制编码加以描述。通过对一压电简支板结构的仿真计算对该方法进行了验证,并与其他几种不同的配置方法进行对比,从而证明了新方法的优越性。 相似文献
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An active control technique utilizing piezoelectric actuators to alleviate gust-response loads of a large-aspect-ratio flexible wing is investigated. Piezoelectric materials have been exten-sively used for active vibration control of engineering structures. In this paper, piezoelectric mate-rials further attempt to suppress the vibration of the aeroelastic wing caused by gust. The motion equation of the flexible wing with piezoelectric patches is obtained by Hamilton's principle with the modal approach, and then numerical gust responses are analyzed, based on which a gust load alle-viation (GLA) control system is proposed. The gust load alleviation system employs classic propor tional-integral-derivative (PID) controllers which treat piezoelectric patches as control actuators and acceleration as the feedback signal. By a numerical method, the control mechanism that piezo-electric actuators can be used to alleviate gust-response loads is also analyzed qualitatively. Further-more, through low-speed wind tunnel tests, the effectiveness of the gust load alleviation active control technology is validated. The test results agree well with the numerical results. Test results show that at a certain frequency range, the control scheme can effectively alleviate the z and x wing-tip accelerations and the root bending moment of the wing to a certain extent. The control system gives satisfying gust load alleviation efficacy with the reduction rate being generally over 20%. 相似文献