吊挂飞行对重型直升机空中共振稳定性的影响机理分析

飞行员驾驶重型直升机完成飞行任务时，可能出现与机体弹性变形有关的空中共振问题，且在吊挂飞行时会加剧，因此通过刚弹耦合建模与分析指出了重型直升机吊挂飞行时可能导致空中共振的3个耦合模态：旋翼摆振前进型-机体垂向弯曲耦合模态；旋翼-机体-吊索耦合模态；摆振后退型-机体滚转耦合模态。研究了这3个耦合模态对重型直升机空中共振稳定性的影响机理。分析结果表明：第1个耦合模态在重载吊挂悬停时最容易导致空中共振，而第2个耦合模态在轻载吊挂飞行时对空中共振稳定性影响最大，它们都会涉及旋翼摆振运动与机体垂向弯曲变形的耦合，但第2种会出现明显的吊索伸缩运动；第3个耦合模态会导致空中共振稳定裕度在重载吊挂时降低18%。     

非线性叶间黏弹减摆器对直升机空中共振的影响分析

 建立带非线性叶间黏弹减摆器的直升机旋翼/机体耦合动稳定性分析模型。与全机飞行力学平衡计算相结合，旋翼/机体耦合动稳定性分析模型考虑前飞状态桨叶变距操纵、机体姿态角和桨毂纵向安装角。针对具有非线性特性的叶间黏弹减摆器，采用基于复模量的非线性VKS改进模型、Simulink时域仿真和多桨叶坐标变换等效阻尼识别法分析直升机悬停、前飞状态下旋翼/机体耦合动稳定性及减摆器双频动幅值，并就减摆器布局、全机总重以及前飞速度对桨叶摆振后退型模态阻尼的影响进行分析。结果表明：由悬停到前飞直升机动稳定性一般均下降，一定速度后又上升；加上减摆器能消除前飞不稳定区；叶间黏弹减摆器抬头连接能提高模态阻尼。     

直升机急拉杆机动飞行仿真建模与验证

 针对直升机大机动飞行仿真,建立了一个非线性的飞行动力学模型,考虑了翼型非定常/动态失速、机动飞行引起的动态尾迹畸变、桨叶弹性变形效应和发动机动态特性。采用基于有限元分析的挥舞-摆振-扭转耦合的弹性桨叶模型,并利用一种新的数值方法将旋翼/机体耦合运动方程表示为显式形式,整个飞行动力学模型表示为状态空间格式。以UH-60A直升机在高速飞行条件下的急拉杆机动飞行为例进行仿真计算,并与飞行试验数据进行对比验证。分析表明,仿真结果与试验结果吻合,高速飞行条件下机体抬头过程中前行桨叶非定常气动载荷的计算误差是引起旋翼和机体运动仿真误差的主要原因。     

失衡旋翼的直升机自激振动分析模型

直升机使用中很可能出现旋翼各片桨叶特性不一致的情况,为了研究失衡旋翼对直升机自激振动的影响,建立了适用于地面、悬停及前飞状态的旋翼/机体耦合动稳定性分析模型。采用当量铰旋翼模型,计入动力入流的影响,分别在旋转坐标系和固定坐标系中建立了桨叶及机体的动力学方程。以减摆器失效对直升机地面共振的影响为例,对桨叶及机体的时域响应进行了非线性数值仿真,用Floquet传递矩阵法计算了摆振后退型模态频率及阻尼,并用时域分析进行了检验。结果表明,其中一个减摆器失效后,各片桨叶摆振运动特性相差很大,系统的摆振后退型模态阻尼下降幅度高达60%以上。     

直升机旋翼/机体耦合非线性系统的动稳定性分析

为了准确反映直升机旋翼／机体耦合系统的动稳定性，建立了旋翼／机体耦合非线性动力学微分方程，在时域内求解微分方程得到各片桨叶的挥舞、摆振及机体的响应用以对系统进行数值模拟；为了获得系统稳定性的定量值，用快速傅立叶变换(FFT)确定模态频率，用基于傅立叶级数的移动矩形窗方法得到模态阻尼。地面共振分析表明，时域分析与特征值分析结果具有良好的相关性，并与试验值吻合，从而验证了该方法的有效性。大总距时，用时域分析得到的模态阻尼与试验值吻合得更好，该方法可用于具有非线性减摆器的直升机旋翼／机体耦合系统的动稳定性分析。     

垂直着陆中直升机旋翼动力学行为研究

提出了直升机垂直着陆撞击激起旋翼扰动的动力学模型,为预估粗暴着陆时起落架载荷和旋翼液压阻尼器轴向速度幅值给出了一种数值模拟方法。以弹性轴承旋翼直升机为例,对垂直着陆时直升机机体、起落架、旋翼桨叶及阻尼器的动力响应进行了数值模拟,分析了着陆撞击引起机体和旋翼扰动的力学机理,可知在起落架触地后的第1个振荡周期中,各片桨叶将经历其不同的摆振幅值,并激起旋翼摆振后退型响应。着陆撞击引起桨叶的大扰动,将冲开阻尼器的定压安全活门,严重降低其等效阻尼。随机着陆时,起落架触地速度及过载系数、旋翼挥舞及摆振幅度和阻尼器速度峰值等动态参数由于着陆时机体的姿态角及角速度不同呈现很大的分散性,其分散性与着陆高度有关。     

共轴式直升机地面共振机理分析

为理解共轴式直升机上下旋翼与机体之间的耦合作用,提出了一种分析共轴式直升机地面共振物理机理的时-频分析方法。考虑上下旋翼周期型摆振与机体俯仰和滚转自由度(DOF),建立了具有结构阻尼的共轴铰接式旋翼直升机地面共振分析模型。通过特征值计算和扰动运动方程的数值积分,获得了共轴式直升机地面共振的模态特性及时域响应特性,根据各自由度的响应特性揭示了旋翼与机体之间的相互作用。分析表明,具有上旋翼特征的摆振后退型模态是最不稳定模态。在动不稳定区内,上旋翼周期摆振与机体滚转自由度之间相互输入能量,是造成共轴式直升机地面共振的主要原因;对于该不稳定模态,下旋翼的周期摆振与机体滚转自由度之间也构成相互输入能量的相位关系,增加了直升机地面共振的动不稳定性。     

直升机的气动弹性问题

直升机的气动弹性问题与固定翼飞机不同,不仅要考虑单片桨叶,更要将旋翼视为一个整体,考虑其动态入流、尾迹影响以及旋翼与机身之间的相互耦合等。就单片桨叶而言,在结构动力学上,需要考虑离心力场、几何非线性以及桨叶的非线性挥舞-摆振-扭转耦合;在气动力上,需要考虑动态入流以及桨尖处可能的失速效应,本质上属于非线性气动弹性力学范畴。由于旋翼气动力通常是以周期形式通过旋翼轴传给机身,并引起机身振动,而机身运动又通过改变桨叶根部形态反过来影响旋翼的气动弹性特性,这种旋翼/机身耦合问题,也是近年来直升机气动弹性问题研究中的重要方向和热点之一。此外,随着旋翼流场数值分析方法的日趋成熟,采用动态重叠网格或滑移网格方法来实现桨叶运动,并通过动网格技术来实现桨叶的弹性变形,从而实现弹性旋翼流场的数值模拟,目前正呈现出勃勃生机,成为直升机气动弹性研究的又一重要方向和热点。随着各种新构型直升机的相继出现,如倾转旋翼机、前行桨叶概念旋翼(ABC)直升机和复合式直升机等,也带来了新的气动弹性问题。不断发现问题、解决问题,推动本学科持续发展,永远是气动弹性工作者终身奋斗的目标。     

直升机旋翼非线性等效阻尼的识别

带黏弹减摆器的直升机自激振动具有非线性特性。为了识别摆振后退型的非线性等效阻尼,并提高阻尼的识别精度,提出了一种新的阻尼识别方法,根据多桨叶坐标变换得到后退型摆振的余弦和正弦分量的自由衰减响应,直接形成其衰减包络线,利用该包络线来识别等效阻尼的非线性特性。通过精度分析和实例计算表明,该方法避免了频率因素对阻尼识别的影响,因而提高了摆振后退型等效阻尼的识别精度。最后根据直升机地面共振模拟数据,对摆振后退型等效阻尼进行了识别。     

直升机滑跑地面共振特性研究

依据直升机定常滑跑平衡特性分析得到的起落架定常载荷、旋翼操纵量及定常挥舞,结合起落架轮胎和缓冲支柱的静、动特性试验数据,应用自由振动理论计算得到机体侧向和纵向模态特性随滑跑速度的变化规律;采用计入几何耦合的旋翼液压阻尼器动力学模型,计算了定常滑跑时旋翼周期摆振响应,并得到液压阻尼器在"双频"条件下的等效阻尼;应用平面动力学模型分析不同因素对直升机滑跑地面共振的影响。结果表明,滑跑速度会降低机体侧向模态的固有频率;某型直升机旋翼总距为2°时,在22.8~31 km/h范围内定常滑跑时,直升机遇到较大扰动时将发生地面共振,且旋翼总距增加会降低地面共振的滑跑临界速度;直升机定常滑跑时保持小总距,小扰动,则不会发生地面共振。     

直升机旋翼叶间减摆器的参数影响分析

建立了带叶间减摆器的直升机旋翼/机体耦合非线性动力学分析模型,针对具有线性特性的叶间减摆器,采用数值模拟及时域方法分析了直升机前飞状态下旋翼/机体耦合动稳定性及减摆器载荷,并就减摆器布局、几何参数对系统动稳定性及减摆器载荷的影响进行了分析。研究发现,"叶间"布局引起的几何耦合对减摆器载荷及系统的动稳定性有很大的影响,合理选择减摆器安装支臂的长度及其与桨毂平面之间的夹角,可以有效地利用几何耦合的因素。与基本模型相比,它能使系统的模态阻尼提高50%以上,而同时使减摆器的定常循环载荷的幅值下降60%左右。     

机身刚度对双体飞机颤振的影响规律分析

针对某双体飞机颤振特性复杂的问题,本文采用片条理论修正后的偶极子网格方法,建立了双体飞机非定常气动力模型,同时基于地面振动试验建立了不同机身刚度双体飞机等效梁模型。通过有限元方法,分析了机身刚度对双体飞机结构动力学的影响,同时通过求解耦合得到的频域方程,探究了机身刚度对双体飞机颤振的影响规律。研究结果表明,机身截面垂向刚度对机身一阶垂直对称弯曲模态、机身一阶垂直反对称弯曲模态与平尾滚转模态频率影响较大。机身截面垂向刚度降低到原设计刚度67%时,机身反对称弯曲模态对平尾扭转效应增强,机身一阶垂直反对称弯曲模态、平尾滚转模态与平尾一阶垂直反对称弯曲模态耦合,双体飞机在269.34 m/s时发生颤振,颤振频率为37.2 Hz。     

Aeroelastic stability of full-span tiltrotor aircraft model in forward flight

The existing full-span models of the tiltrotor aircraft adopted the rigid blade model without considering the coupling relationship among the elastic blade, wing and fuselage. To overcome the limitations of the existing full-span models and improve the precision of aeroelastic analysis of tiltrotor aircraft in forward flight, the aeroelastic stability analysis model of full-span tiltrotor aircraft in forward flight has been presented in this paper by considering the coupling among elastic blade, wing, fuselage and various components. The analytical model is validated by comparing with the calculation results and experimental data in the existing references. The influence of some structural parameters, such as the fuselage degrees of freedom, relative displacement between the hub center and the gravity center, and nacelle length, on the system stability is also investigated. The results show that the fuselage degrees of freedom decrease the critical stability velocity of tiltrotor aircraft, and the variation of the structural parameters has great influence on the system stability,and the instability form of system can change between the anti-symmetric and symmetric wing motions of vertical and chordwise bending.     

悬停状态下无铰旋翼模型气弹稳定性试验

通过悬停状态下2m直径旋翼模型试验, 研究了旋翼结构参数及动力学参数对无铰旋翼桨叶气弹稳定性的影响, 参数包括桨叶总距角、预锥角、预掠角、摆振频率和旋翼转速。桨叶为挥-摆-扭耦合结构, 并能构成面内柔软和面内刚硬旋翼。试验采用在垂直方向以摆振后退型频率进行周期变距激振的新方法, 得到了与理论相一致的结论。      

带机体状态反馈的直升机地面共振分析

建立了带机体状态反馈的直升机旋翼/机体耦合动稳定性分析模型,研究了机体反馈系数对直升机地面共振的影响。根据Floquet理论采用传递矩阵法计算了系统的模态频率及模态阻尼,并用非线性模型的数值仿真进行了验证。结果表明,机体滚转角位移和角速度反馈能有效地提高摆振后退型模态阻尼;但当机体滚转姿态角反馈系数过大时,以挥舞后退型模态为主的旋翼挥舞与机体运动之间相互作用,导致直升机出现动不稳定性。     

基于直升机地面共振要求的起落架刚度及阻尼优化设计

为给出满足直升机地面共振稳定性要求的起落架刚度及阻尼的优化设计方法,首先构造机体无阻尼时其非稳区的模态阻尼比函数,据此给出机体模态非稳区临界转速的计算方法,结合与旋翼摆振后退型模态共振转速下机体模态阻尼比的计算方法,给出了满足地面共振稳定性的机体固有频率及阻尼要求。然后,根据支持在起落架上的机体自由运动模型,建立机体模态频率及阻尼与起落架刚度及阻尼的关系,从而给出满足直升机地面共振稳定性的起落架刚度及阻尼要求。最后,基于上述稳定性要求,在满足着陆缓冲性能要求的起落架刚度及阻尼范围内,以减小起落架需用阻尼且增大机体最小模态阻尼比为优化目标提出了对其刚度及阻尼进行优化设计的方法,并通过对某型直升机4种不同重量重心状态下的起落架刚度及阻尼进行优化验证了该方法的可行性。     

基于非线性试验气动力的飞机静气动弹性响应分析

分别使用线性和非线性静气动弹性分析方法,对某飞机纵向静气动弹性响应特性随飞行动压、攻角、平尾偏度和纵向过载变化的趋势进行了分析,并将分析结果和飞行试验进行了比较。线性方法的气动力计算使用亚音速偶极子格网法。非线性方法由风洞试验提供刚体气动力,并使用线性气动力影响系数矩阵对其进行弹性化处理。通过对两种方法的计算结果进行对比分析可以看出:①使用刚体试验气动力的非线性分析方法能够获得和飞行试验比较一致的结果;②在线性方法所提供的结果中,翼面的弯曲变形及剪力、弯矩和扭矩等部分参数能为初步设计提供大致参考,但气动力系数的弹性增量、翼面的扭转变形、翼面的剪力、弯矩和扭矩的弹性部分可能不能为型号设计提供正确的指导;③不论刚体气动力为线性还是非线性,气动力系数随动压变化的趋势均呈线性。