应用FLOQUET理论分析直升机旋翼-机身耦合动不稳定性

本文详细论述了求解周期系数微分方程的Floquet理论及其在直升机旋翼-机身耦合动不稳定性分析中的应用,建立了一套实用的计算方法。这种计算方法,不仅可以分析旋翼特性各向同性的情况,还可以分析旋翼特性各向异性的情况,尤其对于旋翼特性各向异性情况下的旋翼-机身耦合动不稳定性的分析,该计算方法是目前最为有效和可靠的方法。本文给出了旋翼特性各向同性和各向异性情况下直升机旋翼-机身耦合动不稳定性算例计算结果,分析了一个减摆器失效和减摆器阻尼特性存在差异度情况下的耦合系统的动不稳定性,并得出明确的结论。     

直升机飞行/推进系统综合模型的建立

利用递阶,分散的控制思想,将直升机对象划分为三个具有独立功能,便于建模的子系统,即直升机,旋翼,发动机子系统,再在各子系统模型基础上根据各子系统间的耦合关系,建立了整个系统的模型。其中四片铰接式旋翼模型起着纽带作用,只有充分考虑机体／旋翼及发动机／旋翼间耦合关系才能建立直升机飞行／推进综合模型,仿真结果证明了建模方法的有效性,为直升机飞行／推进综合控制系统的建立奠定了基础。     

直升机旋翼/机身耦合系统气动/机械稳定性分析

考虑了铰接式旋翼桨叶绕挥舞、摆振和变距铰的整体刚性运动与桨叶中等弹性变形之间的动力学耦合作用,将直升机机身和传动轴作为弹性体。通过构造一种特殊的24自由度刚柔混合单元得到旋翼/机身耦合系统的周期时变动力学方程,根据Floquet理论对稳态周期解的稳定性进行研究。计算结果表明,旋翼轴的截面刚度对旋翼/机身耦合系统的气动/机械稳定性有一定的影响。      

基于模型试验的旋翼／机身气动干扰经验算式

试验研究了直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。试验结果证实机身阻力与旋翼前进比和桨盘载荷变化密切相关,机身升力和俯爷力相矩的大小与旋翼桨盘载荷关系更大。通过对试验数据的初步分析,确定机射受旋翼尾流影响的气动干扰算式结构,利用最小二乘原理建立了简单有效的直升机机身在旋翼尾流干扰下的气动力算式,该算法可直接用于直升机气动设计和实时仿真模型中。     

基于黏性涡粒子尾迹模型的高速直升机配平特性分析

刚性旋翼高速直升机旋翼间复杂的尾迹干扰作用会影响其配平特性。针对这一问题，本文采用黏性涡粒子方法来精确计算上下旋翼复杂尾迹流场下的诱导速度，桨叶环量则采用涡面元法进行求解，两种方法耦合建立了尾迹模型。基于此尾迹模型进行高速直升机飞行动力学建模，包括结合刚性旋翼挥舞运动模型和变距操纵模型的旋翼尾迹气动力建模、机身以及平/垂尾气动力建模。同时与风洞试验结果对比，先验证了旋翼气动力模型的准确性，在此基础上，以XH-59A直升机为研究对象，计算得到了0～80m/s速度下的配平特性结果，与飞行试验数据对比良好，验证了飞行动力学模型的有效性。最后分析了悬停及低速前飞时旋翼间尾迹流场干扰对全机配平特性的影响。     

C.A.RDC的直升机气动力试验研究新进展

中国空气动力研究与发展中心(CARDC)自1990年建成12 m×16 m/8 m×6 m低速风洞直升机旋翼模型试验台以来,在8 m×6 m风洞进行了多种直升机旋翼模型试验;2001年,首次在12 m×16 m试验段进行了旋翼及旋翼/机身组合模型试验,为新型直升机的研制做出了贡献.2003年以来,通过开展某工程配套技术改造项目,建成了2 m旋翼模型试验台、尾桨及旋翼/机身组合模型试验台;配套研制了高性能的数据采集和监视报警系统;配备了频闪仪、动态信号记录仪等专用设备,大大提高了CARDC的直升机气动力试验能力."十五"期间,还开展了直升机试验技术和试验数据精准度研究、直升机试验数据相关性研究,掌握了先进的旋翼前飞配平试验技术、悬停地面效应试验技术,初步建立了旋翼模型风洞试验数据的洞壁干扰修正方法、悬停试验数据的Re数影响修正方法,进一步提高了CARDC的直升机风洞试验技术水平.目前,CARDC具备了系统研究直升机模型气动力的试验能力,可以为新型直升机的研究和发展提供技术支持.     

直升机机动飞行仿真的气动建模及试验研究

 建立了适用于直升机机动飞行仿真的动力学模型。为了提高模型的真实度,着重通过瞬态操纵实验研究建立了旋翼非定常气动模型;又通过旋翼/ 机身气动干扰试验研究,并运用神经网络技术建立了一种新的机身气动力模型。使用该仿真模型做出的UH260A 直升机仿真计算结果与飞行试验数据符合良好。     

基于Lagrange方法的直升机地面共振分析模型

建立直升机旋翼/机体耦合运动微分方程是进行地面共振分析的基础。运用坐标转换矩阵得出桨叶上任意一点在惯性坐标系下的坐标和速度,由此可以得到旋翼/机体耦合系统的动能、势能和耗散能,用Lagrange方法推导出了直升机旋翼/机体耦合运动微分方程。用地面共振分析常用的Coleman模型对文中的模型进行比较验证,结果显示,文中模型与Coleman模型结果是一致的,可以认为文中的模型是正确的。     

直升机飞行动力学数学建模问题

直升机飞行动力学数学模型是飞行控制系统设计的基础,也是直升机飞行品质设计和评估的主要手段。直升机是一个多体系统,在直升机飞行动力学建模过程中,必须考虑旋翼、机体与升力面等的运动耦合、惯性耦合、结构耦合和气动耦合以及非定常、非线性特性,给出各个运动部件的物理模型及其数学表达形式,是对不同假设、子模型进行分析和综合的一个复杂的过程。鉴于此,简要回顾了单旋翼带尾桨直升机飞行动力学数学模型的研究现状,着重描述了直升机飞行动力学数学建模中的旋翼气动力建模、直升机气动干扰建模、旋翼/发动机建模以及直升机飞行动力学模型的集成与综合的研究现状与研究进展。最后,针对直升机飞行动力学的数学建模提出了今后的研究重点。     

直升机旋翼塔总体设计与研究

为对新型直升机主旋翼系统进行充分地面验证,本文提出一种直升机旋翼塔总体设计方案,通过对设计输入、总体方案、塔体设计、驱动系统、测试系统、标定工装、试验厂房等方面进行总体设计与研究,制订了直升机旋翼塔总体设计方案,并开展了旋翼塔CAE建模和分析。CAE分析结果表明,旋翼塔模态等关键参数符合直升机主旋翼系统地面验证要求,证明了该直升机旋翼塔总体设计方案的可行性,本研究可为各类型直升机主旋翼系统的产品研发、地面验证提供借鉴和参考。     

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。     

直升机旋翼对机身气动干扰的计算

基于旋翼自由尾迹模型和三维机身源面元模型，建立了一个全耦合的旋翼／机身气动干扰迭代计算方法。为正确模拟旋翼桨尖涡与机身表面间的大定常贴近干扰，采用了一个“分析数值匹配法”的“贴近涡／面干扰模型”。应用该计算方法，分别计算了旋翼干扰状态下的机身表面点的非定常压强分布和机身的非定常气动升力，俯仰力矩随前进比的变化，以及干扰前后的机身定常压强分布。计算表明，机身上由于旋翼的干扰引起的非定常气动载荷呈现出与旋翼相同的周期性。然后，对比了本“贴近涡面干扰模型”和先前“截断涡线模型”对干扰计算的影响，表明了前对计算结果的重要改进。     

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。     

基于机体当量化的滑橇式直升机地面共振分析

针对滑橇式直升机不便于建立空间模型进行地面共振分析的问题,提出了基于有限元将机体参数当量至桨毂中心,当量结果可通过扫频激振试验验证,再采用平面模型进行地面共振分析的方法。采用所计算的当量参数对某型滑橇式直升机地面共振进行仿真分析,结果表明:该型机机体一阶模态与旋翼摆振后退型模态的共振转速在旋翼启动加速过程中可能达到,但系统具有足够的阻尼确保不发生地面共振;机体二阶以上模态与旋翼摆振后退型模态的共振转速远大于额定转速,不会引发地面共振。     

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。     

“鱼叉”系留对直升机动力响应的影响

建立了＂鱼叉＂系留的等效刚度模型,用Lagrange方法建立直升机旋翼/机体耦合非线性动力学模型,用数值方法分析了直升机在＂鱼叉＂系留状态下机体、桨叶的动力响应。从仿真结果可以看出：＂鱼叉＂系留增加了直升机的机体约束刚度,使不稳定区向高转速移动,远远超出了额定工作转速范围,有利于防止地面共振的发生。     

双线摆桨毂吸振器减振效率评估研究

建立了双线摆桨毂吸振器与旋翼和机体的耦合动力学评估模型,通过分析桨毂振动载荷作用下机体的振动响应,评估桨毂上安装双线摆吸振器的减振效率,分析了旋翼、机体模态特性对双线摆减振效率的影响。研究结果表明,双线摆桨毂吸振器的引入实质上是对耦合系统进行调频,旋翼桨毂载荷及量值是确定是否采取双线摆减振设计措施的重要前提。     

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。     

直升机舰面动力学分析模型

建立了舰船甲板上直升机旋翼,机体耦合动力学分析模型,导出了其运动方程。无铰旋翼采用当量铰、刚硬桨叶模型,采用准定常理论计算桨叶气动力并计人旋翼动力人流的影响;假设机体是刚性体并在弹性起落架上作六自由度运动。舰船具有6个运动自由度,并考虑直升机在甲板上的不同位置及舰面流场等因素。