实验名称：机翼变形控制系统设计与实验验证

　　测试目的：考虑MFC驱动器迟滞、蠕变特性补偿的变弯度机翼开、闭环控制系统设计工作，并进行机翼弯度变形地面实验研究，通过实验手段实际考察机翼弯度变形情况；验证所提变弯度机翼设计及控制方法的可行性与有效性。

　　测试设备：电压放大器、压电纤维驱动器、激光位移传感器、数据采集卡等。

　　图1：实验系统总体框图

　　实验过程：

　　针对所设计的变形机翼开展了静态变形测试实验。实验中MFC电压加载区间设定为[0，1500]V，选取如图2所示的“台阶”形式的电压加载信号，控制电压以每60s递增100V方式施加于MFC上，直至遍历整个电压加载区间。实验过程中，通过激光位移传感器实时采集机翼尾缘测量点处的位移变化来感知MFC驱动器对机翼弯度变形的控制效果。

　　图2：加载电压

　　实验结果：

　　图3：机翼尾缘位移变化

　　图3展示了在图2所示的加载电压驱动下，机翼尾缘变形量变化曲线；由实验结果可知，随着控制电压的增大，机翼变形量近似呈现线性增加趋势。在压电驱动范围内，机翼末端有效变形量最高可达7.8mm（对应加载电压为1500V）。由实验结果还可以看出，在每个稳定电压加载区间内，机翼尾缘变形量呈现出“向上漂移的”变化趋势，这是由于MFC驱动器本身的迟滞、蠕变特性造成的；上述实验结果表明，本文所设计的变形机翼能够在MFC控制作用下实现明显的驱动变形，但系统控制效果同样受MFC驱动器的迟滞、蠕变非线性特征干扰。

　　图4：实验与仿真结果对比

　　图4为本章实验结果与有限元仿真得到的计算结果对比图。对比两图可以发现，两种手段得到的加载电压与变形量间的变化趋势基本相同，但通过仿真计算得到的机翼变形量略大于实验测量得到的机翼变形量，这是由于在有限元建模过程中没有考虑MFC驱动器及环氧树脂胶对结构性能产生的影响，以及在本小节实验中没有对MFC驱动器自身的迟滞、蠕变效应进行补偿所造成的。

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　　图：ATA-2161高压放大器指标参数

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