采用擺振柔軟式旋翼的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)動力學(xué)研究.pdf

1、傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器兼具直升機(jī)高效垂直起降與固定翼螺旋槳飛機(jī)高速巡航特點(diǎn)。由于其特殊的結(jié)構(gòu)與工作特點(diǎn),其動力學(xué)特性也類似于傳統(tǒng)直升機(jī)與固定翼螺旋槳飛機(jī),同時(shí)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)具備特殊的傾轉(zhuǎn)過渡模式,傾轉(zhuǎn)過渡飛行模式下存在更加復(fù)雜的氣彈耦合現(xiàn)象。本文建立了考慮機(jī)體自由度在內(nèi)的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣彈分析模型,對傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在直升機(jī)模式,過渡模式以及飛機(jī)模式下進(jìn)行氣彈耦合分析。
　　基于Hamilton能量原理,利用多體系統(tǒng)動力學(xué)的方法,對系統(tǒng)各部件進(jìn)行運(yùn)

2、動學(xué)描述。建立考慮機(jī)體自由度的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣彈動力學(xué)全展模型,充分考慮結(jié)構(gòu)的各種偏置,剛?cè)狁詈吓c氣彈耦合。在對動力學(xué)部件進(jìn)行運(yùn)動學(xué)描述以及氣彈耦合動力學(xué)建模與方程推導(dǎo)過程中,保留所有非線性項(xiàng)與高階項(xiàng)的影響。可對起落架,傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu),阻尼器等部件的力學(xué)性能(包括剛度,阻尼)進(jìn)行獨(dú)立賦值,也可基于滯彈位移場理論進(jìn)行粘彈阻尼器建模,與氣彈動力學(xué)方程耦合求解。對機(jī)翼大梁采用中等變形梁理論進(jìn)行有限元建模,考慮復(fù)合材料梁耦合特性的影響,可通過基于剪裁設(shè)計(jì)

3、的復(fù)合材料梁理論對機(jī)翼大梁進(jìn)行結(jié)構(gòu)建模。基于葉素理論,采用考慮動態(tài)失速的Leishman與ONERA非定常氣動模型以及動力入流模型對旋翼氣動力進(jìn)行建模。通過將左右兩側(cè)旋翼/短艙/機(jī)翼氣彈耦合動力學(xué)方程與機(jī)體方程進(jìn)行組集,構(gòu)成考慮機(jī)體自由度在內(nèi)的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)耦合氣彈動力學(xué)方程。采用廣義a方法結(jié)合 Newton-Raphson迭代對傾轉(zhuǎn)旋翼氣彈動力學(xué)方程進(jìn)行瞬態(tài)響應(yīng)高效求解。
　　對建立的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣彈動力學(xué)綜合分析平臺中所用模型進(jìn)行驗(yàn)

4、證。對復(fù)雜幾何外形槳葉在不同根部約束條件下進(jìn)行理論與試驗(yàn)對比研究,并進(jìn)一步對帶有復(fù)雜幾何外形槳葉的萬向鉸式旋翼進(jìn)行整體模態(tài)的理論分析與試驗(yàn)驗(yàn)證。在不同鋪層角下,對盒形復(fù)合材料梁耦合特性進(jìn)行理論分析,并與靜力試驗(yàn)值進(jìn)行對比驗(yàn)證?；跍椢灰茍隼碚撛诙喾N激勵條件下對粘彈阻尼器的剛度特性與能量耗散能力進(jìn)行理論分析,與設(shè)計(jì)加工的粘彈阻尼器試驗(yàn)值進(jìn)行對比驗(yàn)證。采用Leishman與ONERA非定常氣動模型進(jìn)行剖面氣動力建模,在不同迎角變化規(guī)律下,

5、與國外文獻(xiàn)計(jì)算值和相應(yīng)實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對比,驗(yàn)證建模方法的正確性。通過各模塊理論分析與試驗(yàn)測量對比,達(dá)到對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣彈動力學(xué)模型綜合驗(yàn)證的目的。
　　對擺振柔軟式傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在飛機(jī)模式,直升機(jī)模式以及傾轉(zhuǎn)過渡模式下進(jìn)行氣彈穩(wěn)定性分析?？紤]機(jī)體自由度與機(jī)翼對稱/反對稱模態(tài)的影響,重點(diǎn)對擺振柔軟式傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在多種工作狀態(tài)下的“地面共振”,空中共振與回轉(zhuǎn)顫振等不穩(wěn)定現(xiàn)象進(jìn)行多種參數(shù)影響分析。對不同旋翼構(gòu)型與建模方式下的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣彈動力學(xué)模型

6、穩(wěn)定性進(jìn)行對比研究。通過系統(tǒng)耦合關(guān)系對擺振柔軟式傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣彈穩(wěn)定性問題的機(jī)理進(jìn)行深入探討。
　　針對擺振柔軟式傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣彈動力學(xué)模型進(jìn)行瞬態(tài)響應(yīng)分析。在直升機(jī)模式下,進(jìn)行擺振柔軟傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)“地面共振”和地面開車過程的仿真研究。在飛機(jī)模式下,進(jìn)行回轉(zhuǎn)顫振與陣風(fēng)擾動的瞬態(tài)響應(yīng)分析。動態(tài)傾轉(zhuǎn)過渡過程中,對不同結(jié)構(gòu)參數(shù)、傾轉(zhuǎn)角與旋翼轉(zhuǎn)速變化規(guī)律,以及飛行狀態(tài)的影響進(jìn)行瞬態(tài)響應(yīng)對比研究。
　　通過建立傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣彈分析模型,重點(diǎn)對