振动控制是直升机发展中一直需要面临的重要问题,基于高效驱动机构的后缘小翼型智能旋翼作为一种旋翼振动主动控制的新方法,已经引起了人们的广泛关注。带有主动后缘的旋翼桨叶,通过智能驱动机构控制后缘小翼的偏转,调节桨叶升力面的高阶谐波气动力分布,实现对机体激振力主要谐波分量的主动抵消,从而达到减振的目的。本文通过理论分析与试验相结合,进行了用于直升机旋翼减振的后缘小翼型智能旋翼系统的研究。本文首先构建了一种适用于直升机旋翼振动主动控制分析的智能旋翼气弹动力学模型。基于Hamilton变分原理,建立了驱动机构/后缘小翼/桨叶的耦合运动方程。驱动机构和后缘小翼作为两个独立的结构动力学单元来进行建模,充分考虑了驱动机构/小翼系统的运动对于弹性桨叶变形的影响。对后缘小翼进行了单独的气动建模,后缘小翼增量气动模型采用基于Hariahan-Leishman的小翼非定常气动模型。采用力积分法和多桨叶求和法对旋翼桨毂振动载荷进行了预估,并考虑了后缘小翼对桨叶气动力的影响。利用所建立的驱动机构/后缘小翼/桨叶的耦合分析模型,进行了后缘小翼参数优选与分析,研究了后缘小翼主要设计参数对小翼铰链力矩、需用功率和桨毂振动载荷的影响,对关键参数进行了优选,确定了其适宜的取值范围。通过所建立的智能旋翼气弹动力学分析载荷预估模型,结合小翼参数研究对后缘小翼型智能旋翼模型进行了桨毂减振效果仿真与分析,对控制方法进行不断的调试和完善,以期达到较好的控制效果。研究了后缘小翼控制对于桨毂垂直方向载荷的影响,基于桨毂高阶谐波成分的振动载荷进行了减振效果仿真,验证了设计模型用于振动主动控制的可行性,检验了理论分析模型的正确性。基于理论分析和计算,设计了后缘小翼型智能旋翼风洞试验模型。对基于压电和铁电材料的多种形式的智能驱动机构进行了设计、分析和性能试验,比较了各自的优劣,最终选出适合本文研究的智能驱动机构。对集成驱动机构和后缘小翼的桨叶、旋翼桨毂以及相关的测量控制系统进行了设计,最终研制出一套可用于旋翼减振控制的后缘小翼型智能旋翼模型。对后缘小翼型智能旋翼模型进行减振控制试验。悬停状态下的开环控制试验用于检验驱动机构在旋翼工作转速范围内能否正常工作,研究旋翼转速、驱动电压和频率等对驱动特性的影响以及小翼的偏转幅值、频率对桨毂垂向载荷的影响。试验结果与理论分析结果具有较好的吻合度。试验结果显示:在旋翼工作转速范围内,驱动机构能够正常工作并有效驱动后缘小翼,小翼的运动对旋翼桨毂垂向载荷的影响显著。闭环控制试验用于进行旋翼振动主动控制研究,对桨毂垂直方向的振动载荷进行了减振闭环控制试验,验证了智能旋翼用于旋翼振动主动控制的可行性。闭环控制试验结果显示:后缘小翼型智能旋翼方案可以有效降低旋翼桨毂垂直方向的振动载荷。