专利名称：一种直升机旋翼机体耦合系统模型及其应用的制作方法
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：
直升机系统是ー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規定。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ー个巨大的挑战。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カ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，提出了ー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、轴线变形和弾性扭转的15自由度的弾性梁単元模型，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自由度的弾性梁単元模型。利用升カ线理论计算桨叶剖面气动力。动カ入流模型、扩展Pitt/Peters动カ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。本发明还提供ー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カ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。
图I为本发明中的直升机旋翼和机体稱合系统不意图；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I、桨叶；2、桨毂； 3、机体；4、弹黃约束；5、旋翼中心；6、刚体奖叶；7、梁单元； 8、弹性机体模型。
具体实施例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I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I旋转，桨叶I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。一个完整的直升机旋翼和机体耦合系统模型包括旋翼的结构模型、机体的结构模型和气动力模型等部分，通过各模型的运动方程能够建立直升机旋翼和机体耦合系统的运动方程，具体如下(I)旋翼的结构模型。当直升机旋翼和机体耦合系统模型主要用来进行直升机旋翼和机体的参数(如旋翼转速和前进比等)研究和分析，此时在旋翼的结构模型建立中只考虑了基本的桨叶挥舞和摆振模态。如图2所示的桨叶等效刚体模型，桨叶I连接在旋翼中心5处，将挥舞铰和摆振铰假设为弹簧约束4，因此无铰式或无轴承旋翼桨叶I等价为偏置铰接的弹簧约束4的刚体桨叶6。该桨叶等效刚体模型可以用来模拟铰接式、无铰式和无轴承式旋翼。所述的旋翼的结构模型中，考虑了挥舞和摆振结构耦合，采用此旋翼的结构模型能够准确分析旋翼和机体的参数(如旋翼转速和前进比等)对旋翼和机体耦合系统的影响。
而当需要确定直升机旋翼和机体耦合系统在前飞时的气动弹性稳定性和空中共振稳定性吋，则需要采用更为精确的旋翼的结构模型。本发明将旋翼桨叶考虑为ー个包括了挥舞弯曲、摆振弯曲、轴线变形和弹性扭转的弹性梁，该模型能够反应真实桨叶的运动状态。如图3所示，将连接在桨毂2上的桨叶I离散为若干个梁单元7，相邻的两个梁单元7之间的线位移和角位移是连续的，每ー个梁単元7有两个外节点和三个内节点，两个外节点分别有六个自由度，三个内节点均只有ー个自由度，因此每ー个梁单元7具有十五个自由度。采用此旋翼模型能够准确分析气弹稳定性和空中共振稳定性。
(2)机体的结构模型。对于直升机旋翼和机体耦合系统，考虑到在此耦合系统分析中，直升机结构的弹性影响比较小，因此将直升机机身结构作为ー个刚体模型，并考虑了其俯仰和滚转运动，在悬停和前飞情况下，旋翼和机体模型绕各自的重心旋转；地面共振分析则采用机体模态瞬时转动中心作为机体的转动中心。为了得到机体在直升机旋翼机体耦合系统模型中的振动特性，本发明还提供了一种更为精确的机体的结构模型，如图4所示，机体简化为弾性机体模型8，弾性机体模型8上部与旋翼桨叶I相连，并且弹性机体模型8也采用上面提到的十五个自由度的梁単元7结构，将机体3质量均匀分布在梁单元7上，机体3由若干个梁单元7组成，此时机体3考虑三个方向上的平动和三个方向上的转动自由度，能够更加准确的模拟机体结构的变形。(3)气动カ模型本发明采用升力线理论计算桨叶剖面气动力。针对不同的状态采用不同的气动カ模型，若评估低频状态下的直升机空中共振问题，采用动カ入流模型；而对于扰动运动情况下，用涉及到非定常气动カ效应的扩展Pitt/Peters动カ入流模型；最后对于定常状态则采用定常入流模型。这三种模型均为现有技术，这里仅仅说明一下旋翼桨叶上的任意一点的诱导速度V，其可以表示如下形式V = v0+vs(r+e) sin( ￥k- ξ k)+vc(r+e) cos ( Vk- ξ k) (I)其中e为无因次当量铰外伸梁，!·为桨叶任意截面到摆振铰的距离，Vtl为桨盘平面的平均诱导速度，Vs和V。为由旋翼的气动滚转和俯仰产生的诱导速度，I k为第k片桨叶的摆振位移，Vk为第k片桨叶的方位角。(4)旋翼桨叶和机体耦合模型首先建立旋翼桨叶的挥舞和摆振等运动方程，然后实施多桨叶坐标转换(MCT)将旋转坐标系的桨叶运动自由度转换为旋翼整体运动自由度，本发明可以采用隐式或者显式MCT方法。然后采用达朗贝尔原理建立机体运动方程。最后将桨叶运动方程、机体运动方程和气动カ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。此时旋翼与机体在同一个固定坐标系下。由此建立了直升机旋翼/机体稱合系统的动力学模型。建立了直升机旋翼/机体耦合系统的动力学模型，接下来就是求解直升机旋翼和机体耦合系统的动稳定性，本发明提出的模型可以采用特征值分析或者时域分析的方法确定动稳定性。
如图5所示为特征值分析方法流程图，需要采用平衡位置的小扰动假设，具体步骤如下(I)首先要求出定常状态旋翼挥舞、摆振和机体的平衡值，即直升机旋翼和机体耦合系统的定常响应，在具体求解过程中采用先去掉与时间有关的量，然后求解平衡方程即可。(2)由上一歩得到平衡值之后，假设直升机旋翼和机体耦合系统在平衡位置有小扰动，然后根据扰动运动方程进行动稳定性求解，但是悬停和前飞情况下的动稳定性方程求解过程有所不同。判断悬停状态的动稳定性时，由于扰动方程为常系数微分方程，可以通过求解矩阵特征值得到系统的模态特征值，特征值的虚部为模态频率，而实部则为模态阻尼，若实部 为负，表示模态阻尼为负值，系统是稳定的，否则是不稳定的。而判断前飞时的直升机旋翼和机体耦合系统的的动稳定性时，由于扰动方程为含有周期系数的微分方程，可以采用Floquet理论求解，具体计算过程中可以采用传递矩阵法，同样可以得到系统的模态阻尼和模态频率。从而达到判断直升机旋翼和机体耦合系统动稳定性的目的。除了特征值分析方法外，本发明提出的直升机旋翼和机体耦合系统模型还可以采用如图6所示的时域分析方法进行求解，主要步骤如下第一歩，根据所建立的直升机旋翼和机体耦合系统的运动微分方程，对此微分方程在时域内进行积分，从而可以得到各个自由度随时间的响应曲线；第二步，对上一步得到的时域响应曲线进行傅立叶变换(FFT)得到频率响应曲线，从频率响应曲线中可以很容易的得到各个模态的频率；第三歩，最后采用移动矩形窗、包络线对数衰减率或者Prony曲线拟合等方法可以得到模态的阻尼。从而完成了时域分析的过程，得到直升机旋翼和机体耦合系统的模态阻尼和模态频率判断系统的动稳定性。实施例为了验证本发明提出直升机旋翼和机体耦合系统模型及其应用的有效性，采用此实施例加以验证。采用的直升机旋翼和机体耦合系统的模型參数为3片桨叶，旋翼半径为O. 81m,剖面弦长O. 0419m,剖面翼型为NACA 2301，当量铰外伸量为O. 0851m,桨叶对铰的惯性矩为O. 0173kg. m2，桨叶挥舞和摆振固有频率分别为3. 14Hz和6. 70Hz，摆振结构阻尼比O. 52%，机体俯仰惯性矩、约束刚度和阻尼比分别为O. 607kg. m2、ll. 20kg. m. racf1和3.2%，机体滚转惯性矩、阻尼比和约束刚度分别为O. 177kg. m2、6. 19kg. m. racf1和
O.929%。采用本发明提出的直升机旋翼和机体耦合系统动力学模型，旋翼采用桨叶等效刚体模型，机体则采用考虑了俯仰和滚转的刚体模型，气动カ模型采用Pitt/Peters动カ入流模型，分别采用特征值分析方法和时域分析方法求解。在本算例中采用总距角为9°，旋翼转速为700r/min，可以得到摆振后退型模态阻尼值为O. 502(1,试验值为O. 512s—1，误差仅为2 %。采用特征值分析方法求得的特征值的实部为O. 410(1,误差为18.3%。由此可以得出本发明提出的模型和分析方法是准确可靠的，而且时域分析方法比特征值分析方法具有更闻的计算精度。
权利要求
1.一种直升机旋翼机体耦合系统模型，其特征在于所述的模型包括旋翼的结构模型、机体的结构模型和气动カ模型，通过各模型的运动方程建立直升机旋翼和机体耦合系统的运动方程，求解所述运动方程得到直升机旋翼和机体耦合系统的动稳定性； 所述的旋翼的结构模型 当直升机旋翼和机体耦合系统模型用来进行直升机旋翼和机体的參数研究和分析，此时在旋翼的结构模型建立中只考虑了基本的桨叶挥舞和摆振模态，采用桨叶等效刚体模型；而当需要确定直升机旋翼和机体耦合系统在前飞时的气动弹性稳定性和空中共振稳定性时，则采用的旋翼的结构模型为将连接在桨毂上的桨叶离散为若干个梁单元，相邻的两个梁单元之间的线位移和角位移是连续的，每ー个梁単元有两个外节点和三个内节点，两个外节点分别有六个自由度，三个内节点均只有ー个自由度，因此每ー个梁单元具有十五个自由度；所述的机体的结构模型 将直升机机身结构作为ー个考虑了俯仰和滚转运动刚体模型，在悬停和前飞情况下，旋翼和机体模型绕各自的重心旋转；地面共振分析则采用机体模态瞬时转动中心作为机体的转动中心；当需要确定机体在直升机旋翼和机体耦合系统的振动特性吋，则机体采用弹性机体模型，弹性机体模型也采用十五个自由度的梁单元结构，将机体质量均匀分布在梁単元上，机体由若干个梁单元组成，此时机体考虑三个方向上的平动和三个方向上的转动自由度；所述的气动カ模型 利用升力线理论计算桨叶剖面气动力，针对不同的状态采用不同的气动カ模型，若评估低频状态下的直升机空中共振问题，采用动カ入流模型；而对于扰动运动情况下，用涉及到非定常气动カ效应的扩展Pitt/Peters动カ入流模型；最后对于定常状态则采用定常入流模型。
2.根据权利要求I所述的ー种直升机旋翼机体耦合系统模型，其特征在于所述的桨叶等效刚体模型为桨叶连接在旋翼中心处，将挥舞铰和摆振铰假设为弹簧约束，无铰式或无轴承旋翼桨叶等价为偏置铰接的弹簧约束的刚体桨叶。
3.—种权利要求I所述的直升机旋翼机体耦合系统模型的建立方法，其特征在于 首先建立旋翼桨叶的挥舞和摆振运动方程，然后实施多桨叶坐标转换将旋转坐标系的桨叶运动自由度转换为旋翼整体运动自由度； 然后采用达朗贝尔原理建立机体运动方程； 最后将旋翼桨叶运动方程、机体运动方程和气动カ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，此时旋翼与机体在同一个固定坐标系下，由此建立了直升机旋翼机体耦合系统的动力学模型。
4.一种权利要求I所述的直升机旋翼机体耦合系统模型的应用，其特征在于采用特征值分析方法求解直升机旋翼机体耦合系统的动力学模型，得到直升机旋翼和机体耦合系统的动稳定性，具体步骤如下 (O首先要求出定常状态旋翼挥舞、摆振和机体的平衡值，即直升机旋翼和机体耦合系统的定常响应，在具体求解过程中采用先去掉与时间有关的量，然后求解平衡方程； (2)采用平衡位置的小扰动假设，假设直升机旋翼和机体耦合系统在平衡位置有小扰动，然后根据扰动运动方程进行动稳定性求解，但是悬停和前飞情况下的动稳定性方程求解过程有所不同判断悬停状态的动稳定性时，由于扰动方程为常系数微分方程，通过求解矩阵特征值得到系统的模态特征值，特征值的虚部为模态频率，而实部则为模态阻尼，若实部为负，表示模态阻尼为负值，系统是稳定的，否则是不稳定的； 判断前飞时的直升机旋翼和机体耦合系统的的动稳定性时，由于扰动方程为含有周期系数的微分方程，采用Floquet理论求解，得到系统的模态阻尼和模态频率。
5.一种权利要求I所述的直升机旋翼机体耦合系统模型的应用，其特征在于采用时域分析方法求解直升机旋翼机体耦合系统的动力学模型，得到直升机旋翼和机体耦合系统的动稳定性，具体步骤如下 第一步，根据所建立的直升机旋翼和机体耦合系统的运动微分方程，对此微分方程在时域内进行积分，从而得到各个自由度随时间的响应曲线； 第二步，对上一步得到的时域响应曲线进行傅立叶变换得到频率响应曲线，从频率响应曲线中得到各个模态的频率； 第三步，最后采用移动矩形窗、包络线对数衰减率或者Prony曲线拟合方法得到模态的阻尼，从而完成了时域分析的过程，得到直升机旋翼和机体耦合系统的模态阻尼和模态频率判断系统的动稳定性。
全文摘要
本发明公开了一种直升机旋翼机体耦合系统模型及其应用，用于分析铰接式、无铰式和无轴承式旋翼直升机系统动稳定性判定，属于直升机设计技术领域。本发明中，旋翼桨叶采用具有当量铰外伸梁的等效桨叶刚体模型或者15自由度的梁单元模型，机体结构采用具有俯仰和滚转自由度的刚体模型或者15自由度的梁单元模型，利用升力线理论计算桨叶剖面气动力。将桨叶运动方程、机体运动方程和气动力模型方程联立组成运动方程组，即得到直升机旋翼和机体耦合系统的运动方程，求解所述运动方程得到直升机系统动稳定性。本发明提出的直升机旋翼机体耦合系统模型具有较高的可靠性，采用时域分析方法能够准确的分析直升机系统的动稳定性能。
文档编号G06F17/50GK102722612SQ201210176749
公开日2012年10月10日 申请日期2012年5月31日 优先权日2012年5月31日
发明者任毅如, 向锦武, 张亚军, 罗漳平, 郭俊贤, 黄明其 申请人:北京航空航天大学