[发明专利]一种直升机旋翼机体耦合系统模型及其应用

说明书

技术领域

本发明属于直升机设计领域，具体涉及直升机旋翼机体耦合系统模型，可用于判断铰接式、无铰式和无轴承旋翼直升机旋翼机体耦合系统的动稳定性。

背景技术

直升机系统是一个复杂的动力学系统，动稳定性问题是其动力学设计的基本问题之一，其中地面和空中共振问题一直以来都是设计者主要考虑的问题。直升机的主要振动来源多种多样，主要有主旋翼系统、尾桨和发动机等。直升机系统极其复杂，主要包括旋翼和机体等。不但旋翼桨叶内部存在挥舞、摆振和扭转等耦合作用，而且旋翼和机体之间也存在耦合作用，如地面共振就是由于直升机旋翼桨叶摆振与机体振动之间的耦合作用而产生的自激振动。为了提高直升机性能，避免直升机动不稳定现象，直升机的适航条例对此进行了详细规定。

由于直升机系统及其动稳定性问题的复杂性，如何判断考虑旋翼和机体系统耦合的直升机动稳定性问题成为了急需解决的问题。深入了解直升机性能主要方法有试验研究和理论分析，虽然实验方法能够准确评估直升机系统的动稳定性，但是试验研究成本高并且在设计初始阶段并不经济实用，因此需要建立准确的结构、气动力及其耦合模型来准确描述直升机。直升机分析技术取得了较大的进展，但可靠准确的振动预测问题仍然是一个巨大的挑战。传统的直升机振动分析主要分为两个阶段，在第一阶段中假设桨毂是固定不动的，通过求解复杂的结构和气动力模型得到旋翼桨叶和桨毂的载荷；在第二阶段中采用计算得到的桨毂载荷施加到直升机有限元模型中从而预测直升机机身的振动。但是在实际的直升机系统中，机体的振动同样也会影响旋翼桨叶的运动，但是这种方法没有考虑机体对旋翼的影响，因此难以准确预测直升机的动稳定性。

发明内容

本发明针对现有直升机旋翼机体耦合系统分析模型的不足，提出了一种新的用于判断铰接式、无铰式和无轴承旋翼直升机系统动稳定性的模型，所述的模型具有较高计算精度，该模型中旋翼桨叶可以采用具有当量铰外伸梁的桨叶等效刚体模型或者具有挥舞弯曲、摆振弯曲、轴线变形和弹性扭转的15自由度的弹性梁单元模型，而机体的结构模型则采用具有俯仰和滚转自由度的刚体模型或者15自由度的弹性梁单元模型。利用升力线理论计算桨叶剖面气动力。动力入流模型、扩展Pitt/Peters动力入流模型和定常入流模型分别用来判断低频状态下、扰动运动情况下和定常状态情况下的直升机动稳定性问题。依据达朗贝尔原理建立机体运动方程，从而可以得到直升机旋翼和机体耦合系统的动稳定性模型。本发明可以采用特征值分析方法和时域分析方法求解直升机旋翼和机体耦合系统方程，得到模态阻尼，从而达到准确判断直升机旋翼和机体耦合系统动稳定性的目的。

本发明还提供一种上述模型的建立方法，将旋翼桨叶运动方程、机体运动方程和气动力模型方程联立组成直升机旋翼和机体耦合系统的运动方程组，即得到直升机旋翼和机体耦合系统的运动方程。对于上述的直升机旋翼和机体耦合系统模型，本发明还提供一种上述模型的应用，即应用所述的模型，采用特征值分析法或者时域分析法求解，得到直升机旋翼和机体耦合系统的动稳定性，本发明提出的直升机旋翼和机体耦合系统模型及其应用，可以得到直升机旋翼和机体耦合系统的动稳定性，并且具有较高的计算精度。

附图说明

图1为本发明中的直升机旋翼和机体耦合系统示意图；

图2为本发明采用的桨叶等效刚体模型；

图3为本发明采用的15自由度梁单元组成的旋翼桨叶结构模型；

图4为本发明采用的弹性机体和旋翼桨叶模型；

图5为本发明的特征值分析方法流程图；

图6为本发明的时域分析方法流程图；

图中：

1、桨叶；      2、桨毂；    3、机体；

4、弹簧约束；  5、旋翼中心；6、刚体桨叶；

7、梁单元；    8、弹性机体模型。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明提出的一种直升机旋翼机体耦合系统模型进行详细说明。

本发明提供一种采用旋翼和机体耦合系统模型及其建立方法，应用该模型可以判断直升机旋翼和机体耦合系统动稳定性。

如图1所示为直升机旋翼和机体耦合系统示意图，发动机带动旋翼桨叶1旋转，桨叶1在旋转过程产生振动响应，并传给桨毂2，然后桨毂2再将振动载荷传递给机体3，机体3产生振动变形，并会给桨毂2产生反馈响应，并最终影响桨叶的挥舞和摆振等运动。本发明通过构建旋翼和机体耦合系统模型，采用特征值分析方法或者时域分析方法求解此模型，从而可以准确判断直升机旋翼和机体耦合系统的动稳定性。