1.本发明涉及直升机舱内噪声控制技术领域，具体是一种直升机主减速器智能周期撑杆及其设计方法。
背景技术：2.主减速器撑杆是直升机主减速器和机体的一种连接结构。由于其大多数为刚性连接，齿轮啮合振动会无衰减地传递到机体，引起直升机舱内噪声。因此可通过对主减撑杆进行隔振设计达到舱内降噪的目的。目前主要采用的方法大致有两种。
3.一种是在主减速器撑杆中嵌入若干个由金属/橡胶组成的周期结构。其降噪机理就是利用周期结构的宽频减振特性，阻碍主减速器振动向机体传递，从而达到降噪的目的。所谓周期结构，即弹性常数和密度周期分布的材料或结构。当振动波在周期结构中传递时，在两种不同介质的分界面处发生反射、折射和入射，若某一段频率范围内反射波和入射波的相位相反，此时反射波对入射波的削弱作用最大，从而出现所谓阻带效应。通过合理设计阻带，可降低主减速器到机身的宽频振动水平，从而降低直升机舱内的宽频噪声。目前，用于直升机舱内宽频降噪的周期结构主要包括美国马里兰大学提出的主减周期撑杆(s asiri.periodic struts for gearbox support system.journal of vibration and control,2005:709-721.)和王风娇等专利(申请专利号：201510949611.5，公开日：2016.04.20，公开号：cn105508488a)。上述两种周期撑杆均是基于被动控制的直升机主减周期撑杆。前一种形式的撑杆由金属和橡胶串联粘结构成，考虑到主减撑杆在直升机飞行与地面停放时需要承受拉伸载荷，前一种形式的撑杆在较大拉伸载荷作用下，会出现橡胶被撕裂或者金属和橡胶之间的粘结层破坏等问题，而这将引起重大安全事故。后一种形式的主减周期撑杆通过对橡胶材料施加预紧力，使得该撑杆无论在拉伸与压缩状态下，橡胶材料均处于压缩状态；虽然能满足模型直升机对撑杆的强度和刚度要求，但是其对齿轮啮合产生的多频谐波振动与噪声的抑制效果有限。
4.另一种方法是在主减撑杆或其附近安装作动器，利用主动控制算法抑制主减速器齿轮啮合振动向机身的传递。欧洲eads公司提出了在主减速器撑杆上粘接压电陶瓷作动器，基于fx-lms算法控制舱内噪声(hoffmann f,maier r,jnker p,et al.helicopter interior noise reduction by using active gearbox struts[c]//12th aiaa/ceas aeroacoustics conference(27th aiaa aeroacoustics conference).2006.)。此种方法虽对若干齿轮啮合产生的多频谐波振动控制效果明显，但宽频控制效果有限。
技术实现要素：[0005]
本发明为了解决现有技术的问题，提供了一种直升机主减速器智能周期撑杆及其设计方法，既能通过增强撑杆的隔振性能，达到了提升舱内降噪水平的目的，又能减轻周期结构的体积和质量。与主动控制的周期撑杆相比，本发明大幅提高了宽频控制能力，作动器进行主动控制需要的驱动功率更小。
[0006]
本发明包括外筒以及设置在外筒内部的上筒和下筒，上筒和下筒分别为多层橡胶和压电叠堆串联组成的周期结构，上筒与下筒为并联关系；所述上筒的最上层橡胶与外筒顶部粘结，上筒的最下层橡胶与下筒最上层橡胶通过连接金属块连接，下筒的最下层橡胶与外筒底部连接；所述上筒内部设置有上薄壁圆管，上薄壁圆管一端与连接金属块接触，另一端伸出外筒外连接有上连接接头；所述下筒底部设置有下薄壁圆管，下薄壁圆管底部连接有下连接接头。
[0007]
进一步改进，所述的上筒的内壁与上薄壁圆管外壁留有间隙，上筒和下筒的外壁与外筒的内壁间也留有间隙。
[0008]
进一步改进，所述的上筒和下筒的外壁与外筒的内壁间的间隙中设置有内筒。
[0009]
进一步改进，所述的上筒与下筒内的多层橡胶材料在装配时进行预压缩处理，下筒的预压缩量超过其在直升机飞行时的最大拉伸变形。
[0010]
直升机在飞行时，撑杆上端与减速器连接，下端与机身连接，两端受拉，上筒受压，下筒受拉，上筒和下筒同时起到宽频减振作用，控制压电叠堆对若干齿轮啮合产生的多频谐波振动进行主动控制，同时对宽频与单/多频振动进行隔振控制这样设计不仅能阻碍主减速器中高频振动向机体传递，达到舱内降噪的目的；主动控制的引入还可以有效地降低主减撑杆的体积与质量。
[0011]
本发明还提供了一种直升机主减速器智能周期撑杆的设计方法，包括以下步骤：
[0012]
1)建立智能周期撑杆的传递矩阵形式的机电耦合动力学模型；
[0013]
推导给出被动材料的传递矩阵动力学模型、压电叠堆的传递矩阵形式机电耦合动力学模型。其中，橡胶与钢均为被动材料，其动力学模型可以使用被动材料的传递矩阵模型表示。其传递矩阵t
p
表示为：
[0014][0015]
压电叠堆作动器可视为多个压电片在机械结；构上串联，在电路上并联而成，以下是压电叠堆的传递矩阵形式机电耦合动力学模型：
[0016]
定义n为压电叠堆中具有的压电片层数，∈
′
代表在零应变下的介电常数，t为时间，x为位移，a为压电叠堆的波数，a1与a2为两个待定系数，c
′
为压电材料短路弹性模型，e
′
为短路时，应变与电位移之比；采用被动材料的传递矩阵模型，压电叠堆作动器结构采用机电耦合动力学模型建立了传递矩阵ta由于ta有无穷多解，此处使用其特解t
ad
来表示压电叠堆机电耦合矩阵，t
ad
表达式如下：
[0017][0018]
随后，基于撑杆内部传递路径串并联关系，根据被动材料与压电叠堆的传递矩阵动力学模型，建立了智能周期撑杆的传递矩阵形式的机电耦合动力学模型。
[0019]
2)控制技术的选择；使用acsr频域主动控制技术，以结构作动装置为控制机构，通过控制结构振动抑制噪声。
[0020]
3)使用智能周期撑杆的机电耦合模型分析智能周期撑杆的最优隔振性能，基于步骤1)所得动力学模型，使用多物理场仿真软件验证了本发明对直升机舱内单频或多频谐波噪声的最优控制能力。
[0021]
本发明有益效果在于：
[0022]
1、抑制直升机舱内由减速器引起的单频/多频的谐波噪声。本发明采用压电叠堆与橡胶周期排列的结构，通过合理设计压电叠堆相关参数，有针对性的对被动周期结构无法控制的若干齿轮啮合产生的多频谐波振动进行控制。
[0023]
2、减轻周期撑杆的体积尺寸。本发明采用的主被动混合控制方式，增加了原被动周期结构的禁带衰减深度。一方面，在相同的控制效果下，本发明采用的结构周期数相比于被动周期结构更少。另一方面，禁带衰减程度的增加，使得被动周期结构的部分原禁带范围外低频成分得到有效改善，故相比纯被动控制方式的周期撑杆，本发明的胞体结构尺寸减小。
附图说明
[0024]
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
[0025]
图1为本发明一种用于直升机舱内降噪的智能周期撑杆的轴向示意图；
[0026]
图2为本发明一种用于直升机舱内降噪的智能周期撑杆的主视剖视图；
[0027]
图3为本发明所采用acsr算法的控制流程。
[0028]
图4为智能周期撑杆的力传递率响应示意图。
[0029]
附图标注：
[0030]
1上连接接头，2上薄壁圆管，3外筒，4上筒，5下筒，6内筒，7下薄壁圆管，8下连接接头，9上筒橡胶，10上筒压电叠堆，11连接金属块，12下筒橡胶，13下筒压电叠堆，14减速器，15机身。
具体实施方式
[0031]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
[0032]
一种直升机主减速器智能周期撑杆，其整体结构如图1所示，图2给出了其主视与剖视图。该撑杆包括上薄壁圆管2、安装于上薄壁圆管2两端的上连接接头1和由周期结构复合而成的上筒4与下筒5、上下圆筒之间的连接金属块11、下薄壁圆管7以及安装于下薄壁圆管上的下连接头8。所述的上筒4与下筒5为并联关系。
[0033]
所述的上筒4由多层上筒橡胶9与上筒压电叠堆10串联粘结组成，所述的下筒5由多层下筒橡胶12与下筒压电叠堆13串联粘结组成。
[0034]
所述的上筒4的最上层橡胶与外筒3粘结，所述的下筒5的最下层橡胶与外筒3粘结，上筒4的最下层橡胶与下筒5最上层橡胶通过连接金属块11粘结组成。
[0035]
上筒4的内壁与上薄壁圆管2外壁留有间隙，上筒和下筒的外壁与外筒的内壁间也留有间隙，该间隙中套入有内筒6。
[0036]
所述的上筒与下筒内的橡胶材料在装配时进行预压缩处理，预压缩量根据具体安装机型决定，保证下筒5的预压缩量超过其在直升机飞行时的最大拉伸变形。
[0037]
直升机在飞行时，撑杆上端与减速器14连接，下端与机身15连接，撑杆两端受拉，上筒受压，下筒受拉，上筒和下筒同时起到宽频减振作用，控制压电叠堆对若干齿轮啮合产生的多频谐波振动进行主动控制，同时对宽频与单/多频振动进行隔振控制这样设计不仅能阻碍主减速器中高频振动向机体传递，达到舱内降噪的目的；主动控制的引入还可以有效地降低主减撑杆的体积与质量。
[0038]
本发明的设计方案具体包括以下几个关键步骤：
[0039]
第一步，建立智能周期撑杆的传递矩阵形式的机电耦合动力学模型。
[0040]
定义n为压电叠堆中具有的压电片层数，∈
′
代表在零应变下的介电常数，t为时间，x为位移，a为压电叠堆的波数，a1与a2为两个待定系数，c
′
为压电材料短路弹性模型，e
′
为短路时，应变与电位移之比。智能周期撑杆中橡胶与钢的动力学模型采用被动材料的传递矩阵模型，压电叠堆作动器结构采用机电耦合动力学模型建立了传递矩阵ta由于ta有无穷多解，此处使用其特解t
ad
来表示压电叠堆机电耦合矩阵，t
ad
表达式如下：
[0041][0042]
随后，基于撑杆内部传递路径串并联关系，根据被动材料与压电叠堆的传递矩阵动力学模型，建立了智能周期撑杆的传递矩阵形式的机电耦合动力学模型。
[0043]
应当说明，此处所采用的撑杆内部串并联关系与智能周期撑杆使用的周期数有关，此周期数仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
[0044]
第二步，控制技术的选择。本发明在压电叠堆作动器中使用acsr频域主动控制技术，基本算法框架如图3所示。该技术以结构作动装置为控制机构，通过控制结构振动达到抑制噪声的目的，进一步提高了本发明的实用价值。
[0045]
acsr算法的建模前提是假设结构响应在频域内是线性准静态的。在频域内，控制电压θ与psps右侧的加速度响应之间的关系可以写成如下形式：
[0046]
zi＝z
0i
+tθi#(3)
[0047]
其中z
0i
是压电叠堆不施加控制时，右侧加速度的复响应幅，zi是压电叠堆施加主动控制时的复响应幅，θi是给压电叠堆输入的电压复控制幅，t是控制通道的频响矩阵。下表i为第i时间段，复幅值是由一个时间段内的离散傅里叶变化得到的，可以使用一个正弦分量(下面公示中的下标’s’)与一个余弦分量(下面公示中的下标’c’)表示。
[0048]
因为该试验中只有右侧加速度一个减振点，三个压电叠堆的驱动电压又是一致的，也就是一个控制输入点。每次试验主动控制只控制一个频率，则该控制方式为单入单出的单频控制。
[0049]
在asac控制算法中，还需要实时的辨识控制通道频响矩阵和无控响应幅，即t
′
。这里使用lms法对参数进行在线辨识。lms法辨识t
′
的更新迭代公式为：
[0050][0051]
其中符号“^”代表估计值，μ是与t
′
同维数的对角阵，每个对角元素影响控制算法的稳定性和收敛速度，需要根据试验进行选取。
[0052]
第三步，使用智能周期撑杆的机电耦合模型分析智能周期撑杆的最优隔振性能。基于第一步所得动力学模型，使用多物理场仿真软件验证了本发明对直升机舱内单频或多频谐波噪声的最优控制能力。
[0053]
直升机主减速器智能周期撑杆的性能测试如下：
[0054]
1、强度刚度校核
[0055]
根据直升机主减撑杆的实际工作情况，所设计的智能周期撑杆在满足隔振性能的同时。还需要满足强度与刚度要求，具体如下(这个数据是针对直升机的)：
[0056]
刚度要求：单根主减撑杆刚度大于1.2
×
106n/m；
[0057]
强度要求：橡胶、压电叠堆与钢所承受的最大应力需要小于材料的许用应力。
[0058]
对智能周期撑杆的进行有限元仿真分析，下端固支，上端施加2500n的静载荷。最大应力出现在下端连接头(附图的8)，其他位置处的应力都较小。下表中列出橡胶材料、压电材料与钢的最大应力与材料的许用应力。
[0059]
表1应力校核结果
[0060][0061]
从上表可以看出，橡胶材料与钢均满足强度要求。压电叠堆的许用应力难以确定，
但是其许用应力通常接近于钢，所以压电叠堆也可以满足强度要求。
[0062]
实际应用时可在智能周期撑杆的两端引入铰链连接，使激励载荷能够沿着智能周期撑杆的纵向进行传播，可以使压电叠堆横截面的应力会更加均匀。
[0063]
下表中给出了橡胶材料、压电材料的最大变形量与材料的许用变形量。
[0064]
表2刚度校核结果
[0065][0066]
从上表中的变形量数据可以看出，智能周期撑杆中的橡胶材料变形量达到14.9％，但仍然满足许用变形量。而智能周期撑杆中的压电叠堆几乎没有发生形变。
[0067]
2、力传递率
[0068]
验证传递矩阵形式的智能周期撑杆的机电耦合动力学模型。以激振力与压电叠堆的驱动电压为谐波激励，以力传递率为响应进行频域研究。激振力fe的复幅值为10n；另一端固支，固支处的反作用力为fr。上筒压电叠堆的驱动电压复幅值为5v，下筒压电叠堆的驱动电压复幅值为5∠45
°
v(电压的相位超前激振力相位45
°
)。力传递率tf评价杆件在激励-固支边界下的隔振性能，其定义为：
[0069][0070]
所使用的材料参数如下所示：
[0071]
表3橡胶材料参数
[0072][0073]
表4压电叠堆材料参数
[0074][0075]
图4为智能周期撑杆的传递矩阵形式的机电耦合模型与多物理场仿真软件comsol multiphysics的计算的力传递率响应。不施加主动控制时(被动模式)，在2500hz以下，使用智能周期撑杆传递矩阵模型与comsol multiphysics软件计算的力传递率一致；在施加主动控制时(主动模式)，智能周期撑杆模型与comsol multiphysics计算的在2500hz以下的力传递率也一致。在2500hz以上时，所建立的智能周期撑杆模型与comsol multiphysics模型计算结果差异明显。但是直升机主减撑杆性能主要针对500-2500hz的齿轮啮合振动与噪声，所以智能周期撑杆的机电耦合模型计算频率范围可以满足研究分析的需求。
[0076]
本说明书中的各个实施例均采用递进的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于设备实施例而言，以上所述仅是本发明的优选实施方式，由于其基本相似于方法实施例，所以描述得比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，对于本技术领域的普通技术人员来说，可轻易想到的变化或替换，在不脱离
本发明原理的前提下，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。
技术特征：1.一种直升机主减速器智能周期撑杆，其特征在于：包括外筒以及设置在外筒内部的上筒和下筒，上筒和下筒分别为多层橡胶和压电叠堆串联组成的周期结构，上筒与下筒为并联关系；所述上筒的最上层橡胶与外筒顶部连接，上筒的最下层橡胶与下筒最上层橡胶通过连接金属块连接，下筒的最下层橡胶与外筒底部连接；所述上筒内部设置有上薄壁圆管，上薄壁圆管一端与连接金属块接触，另一端伸出外筒外连接有上连接接头；所述下筒底部设置有下薄壁圆管，下薄壁圆管底部连接有下连接接头。2.根据权利要求1所述的直升机主减速器智能周期撑杆，其特征在于：所述的上筒的内壁与上薄壁圆管外壁留有间隙，上筒和下筒的外壁与外筒的内壁间留有间隙。3.根据权利要求2所述的直升机主减速器智能周期撑杆，其特征在于：所述的上筒和下筒的外壁与外筒的内壁间的间隙中设置有内筒。4.根据权利要求1所述的直升机主减速器智能周期撑杆，其特征在于：所述的上筒与下筒内的多层橡胶材料在装配时进行预压缩处理，下筒的预压缩量超过其在直升机飞行时的最大拉伸变形。5.一种直升机主减速器智能周期撑杆的设计方法，其特征在于包括以下步骤：1)建立智能周期撑杆的传递矩阵形式的机电耦合动力学模型；2)控制技术的选择；使用acsr频域主动控制技术，以结构作动装置为控制机构，通过控制结构振动抑制噪声；3)使用智能周期撑杆的机电耦合模型分析智能周期撑杆的最优隔振性能，基于步骤1)所得动力学模型，使用多物理场仿真软件验证了本发明对直升机舱内单频或多频谐波噪声的最优控制能力。6.根据权利要求5所述的直升机主减速器智能周期撑杆的设计方法，其特征在于：步骤1)所述的智能周期撑杆的传递矩阵形式的机电耦合动力学模型建立过程如下：推导给出被动材料的传递矩阵动力学模型、压电叠堆的传递矩阵形式机电耦合动力学模型；定义n为压电叠堆中具有的压电片层数，∈
′
代表在零应变下的介电常数，t为时间，x为位移，a为压电叠堆的波数，a1与a2为两个待定系数，c
′
为压电材料短路弹性模型，e
′
为短路时，应变与电位移之比；采用被动材料的传递矩阵模型，压电叠堆作动器结构采用机电耦合动力学模型建立了传递矩阵t
a
；由于t
a
有无穷多解，此处使用其特解t
ad
来表示压电叠堆机电耦合矩阵，t
ad
表达式如下：随后，基于撑杆内部传递路径串并联关系，根据被动材料与压电叠堆的传递矩阵动力学模型，建立智能周期撑杆的传递矩阵形式的机电耦合动力学模型。
技术总结本发明提供了一种直升机主减速器智能周期撑杆及其设计方法，主要用于直升机舱内降噪，该撑杆包括外筒以及设置在外筒内部的上筒和下筒，上筒和下筒分别为多层橡胶和压电叠堆串联组成的周期结构，上筒与下筒为并联关系；所述上筒的最上层橡胶与外筒顶部连接，上筒的最下层橡胶与下筒最上层橡胶通过连接金属块连接，下筒的最下层橡胶与外筒底部连接；所述上筒内部设置有上薄壁圆管，上薄壁圆管一端与连接金属块接触，另一端连接有上连接接头；所述下筒底部设置有下薄壁圆管，下薄壁圆管底部连接有下连接接头。本发明既能通过增强撑杆的隔振性能，又能减轻周期结构的体积和质量，大幅提高了宽频控制能力，作动器进行主动控制需要的驱动功率更小。要的驱动功率更小。要的驱动功率更小。
技术研发人员：陆洋 卫思琪 岳慧裕 党崇
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2022.03.21
技术公布日：2022/7/5
