一種共軸剛性旋翼氣動(dòng)彈性響應(yīng)方法
【專利摘要】一種共軸剛性旋翼耦合氣動(dòng)彈性響應(yīng)分析方法，屬于直升機(jī)動(dòng)力學(xué)分析技術(shù)，其特征在于：根據(jù)共軸剛性旋翼直升機(jī)的操縱特點(diǎn)，建立了一種配平方程優(yōu)化求解方法，按照給定的目標(biāo)及約束條件來(lái)尋找最優(yōu)解。根據(jù)共軸剛性旋翼流場(chǎng)環(huán)境復(fù)雜的特點(diǎn)，采用基于Euler/N-S方程的計(jì)算流體力學(xué)方法求解旋翼流場(chǎng)，然后通過計(jì)算流體力學(xué)/計(jì)算結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)松耦合分析方法求解耦合氣動(dòng)彈性響應(yīng)。本發(fā)明共軸剛性旋翼耦合氣動(dòng)彈性分析方法，利用該分析方法可計(jì)算共軸剛性旋翼直升機(jī)的配平操縱參數(shù)、槳葉響應(yīng)和旋翼載荷等。該方法具有很好的分析精度和工程適用性，可降低研發(fā)過程對(duì)試驗(yàn)的依耐性，大幅縮減設(shè)計(jì)周期和研制成本。
【專利說(shuō)明】一種共軸剛性旋翼氣動(dòng)彈性響應(yīng)方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于直升機(jī)動(dòng)力學(xué)分析技術(shù)，涉及一種用于共軸剛性旋翼直升機(jī)的氣動(dòng)彈 性響應(yīng)分析方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 共軸剛性旋翼直升機(jī)是一種新構(gòu)型高速直升機(jī)，其旋翼系統(tǒng)包括一對(duì)共軸、反轉(zhuǎn)、 剛性的無(wú)鉸旋翼。它保留了常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)最重要的特點(diǎn)--懸停和低速效率。在大速度 前飛時(shí)，主要由兩副旋翼的前行槳葉來(lái)產(chǎn)生升力，后行槳葉被卸載，從而避免了因后行槳葉 失速而引起的速度和載荷因數(shù)限制，并利用上、下反轉(zhuǎn)旋翼的前行側(cè)反向作用力來(lái)平衡槳 轂力矩，實(shí)現(xiàn)橫向及滾轉(zhuǎn)配平。共軸剛性旋翼直升機(jī)能顯著提高前飛速度和旋翼效率，是新 構(gòu)型高速直升機(jī)的熱門研究方向之一。
[0003] 共軸剛性旋翼直升機(jī)采用兩副剛性旋翼，且旋翼間距較小，兩副旋翼、旋翼與機(jī) 身、以及旋翼與輔助推進(jìn)裝置之間的耦合、干擾現(xiàn)象更為嚴(yán)重。此外，兩副旋翼均有各自的 安裝方位角并可獨(dú)立進(jìn)行操縱，其安裝方位角和操縱規(guī)律的差別，都會(huì)對(duì)全機(jī)耦合氣動(dòng)彈 性特性產(chǎn)生影響。因此，共軸剛性旋翼直升機(jī)的動(dòng)力學(xué)現(xiàn)象比常規(guī)直升機(jī)更為復(fù)雜，振動(dòng)問 題更為突出。關(guān)于其動(dòng)力學(xué)問題，國(guó)外已有學(xué)者對(duì)這些問題進(jìn)行了研究，但其工作主要以分 析整理西柯斯基公司XH-59A驗(yàn)證機(jī)的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)為主，或采用非常簡(jiǎn)化的模型，對(duì)其飛 行品質(zhì)及動(dòng)力學(xué)問題進(jìn)行仿真模擬。研究表明，由于共軸剛性旋翼的間距較小，兩副旋翼間 存在較強(qiáng)的氣動(dòng)干擾，已有的較為成熟的理論氣動(dòng)力模型，難以準(zhǔn)確分析其氣動(dòng)特性。目前 關(guān)于共軸剛性旋翼氣動(dòng)彈性問題的仿真分析，尚未見到更新的研究成果。
[0004] 此外，由于每副旋翼都能獨(dú)立進(jìn)行總距和周期變距操縱，同時(shí)還有輔助推進(jìn)裝置 提供縱向推力，因此其操縱變量比常規(guī)旋翼多。在求解飛行配平問題時(shí)，其未知量個(gè)數(shù)通常 會(huì)多于方程數(shù)，即理論上存在無(wú)數(shù)組解。已有的研究中，一般根據(jù)試驗(yàn)或經(jīng)驗(yàn)選取一組配平 解，如何通過理論方法確定其最優(yōu)配平解，目前尚未見到相關(guān)研究。
[0005] 國(guó)內(nèi)關(guān)于共軸剛性旋翼直升機(jī)的研究才剛剛起步，對(duì)于其飛行配平、氣動(dòng)彈性響 應(yīng)等問題的分析方法，目前還沒有實(shí)質(zhì)性的理論研究和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。因此，對(duì)共軸剛性旋翼的 結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)特性進(jìn)行研究，掌握共軸剛性旋翼直升機(jī)的耦合氣動(dòng)彈性響應(yīng)分析方法，是非 常迫切和有意義的。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明要解決的技術(shù)問題：提出一種共軸剛性旋翼耦合氣動(dòng)彈性響應(yīng)分析方法， 用于共軸剛性旋翼直升機(jī)配平操縱參數(shù)、槳葉響應(yīng)和旋翼載荷計(jì)算。
[0007] 本發(fā)明的技術(shù)方案：根據(jù)共軸剛性旋翼操縱變量多于方程數(shù)的特點(diǎn)，為獲得理論 解，建立了一種配平方程優(yōu)化求解方法，按照給定的目標(biāo)及約束條件來(lái)尋找最優(yōu)配平解；根 據(jù)共軸剛性旋翼流場(chǎng)環(huán)境復(fù)雜的特點(diǎn)，采用基于Euler/N-S方程的CFD方法來(lái)求解旋翼流 場(chǎng)，對(duì)升力線模型進(jìn)行修正，然后通過CFD/CSD松耦合分析方法求解耦合氣動(dòng)彈性響應(yīng)。
[0008] -種共軸剛性旋翼氣動(dòng)彈性響應(yīng)分析方法，其特征在于：
[0009] (1)旋翼氣彈分析模型的建立。采用中等變形梁理論、準(zhǔn)定常氣動(dòng)力和Drees線性 入流模型建立共軸剛性旋翼氣彈動(dòng)力學(xué)分析模型，單層旋翼的動(dòng)力學(xué)方程通過哈密頓變分 原理得到：

【權(quán)利要求】
1. 一種共軸剛性旋翼氣動(dòng)彈性響應(yīng)分析方法，其特征在于： 第一，建立旋翼氣動(dòng)彈性分析模型； 第二，進(jìn)行旋翼流場(chǎng)計(jì)算； 第三，進(jìn)行旋翼配平計(jì)算； 第四，進(jìn)行共軸剛性旋翼耦合氣動(dòng)彈性響應(yīng)計(jì)算。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的軸剛性旋翼氣動(dòng)彈性響應(yīng)分析方法，其特征在于：所述第一 步驟中旋翼氣動(dòng)彈性分析模型的建立，采用中等變形梁理論、準(zhǔn)定常氣動(dòng)力和Drees線性 入流模型建立旋翼氣彈動(dòng)力學(xué)分析模型，單層旋翼的動(dòng)力學(xué)方程通過哈密頓變分原理得 到： 犯=「(犯-5Γ-冊(cè)=O 其中，SU是彈性能變分，δ T是動(dòng)能變分，δ W是外力虛功，其單片槳葉表達(dá)式分別為： δυ>'" ?〇7?, ++ d'Th = ￡，( Jj (V · ￡VV ?η ?ζ dx d'W, = (L；； d：u + L； + Li d'xv + L\ ?φ) dx 采用時(shí)間有限元方法求解系統(tǒng)響應(yīng)，上、下旋翼的氣動(dòng)彈性響應(yīng)分別獨(dú)立進(jìn)行求解。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的軸剛性旋翼氣動(dòng)彈性響應(yīng)分析方法，其特征在于：所述第二 步驟中旋翼流場(chǎng)計(jì)算，根據(jù)共軸剛性旋翼的流場(chǎng)特征，采用計(jì)算流體力學(xué)（CFD)方法求解 旋翼流場(chǎng)；以非定常Euler/N-S方程為控制方程，通過動(dòng)網(wǎng)格與動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格方法來(lái)實(shí)現(xiàn) 槳葉的彈性變形和剛體運(yùn)動(dòng)。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的軸剛性旋翼氣動(dòng)彈性響應(yīng)分析方法，其特征在于：所述第三 步驟中旋翼配平計(jì)算，根據(jù)共軸剛性旋翼直升機(jī)的操縱特性，建立三個(gè)力（縱向力、橫向 力、垂向力）和三個(gè)力矩（俯仰力矩、滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩）共六個(gè)平衡方程，其表達(dá)式如 下： ^/-； = Tpro - 7' sin - H cos αν - D1. = 0 F2=Y cos^s + T sin φ3 + Tvr = 0 I7X-T cosav COS^v H sin αν Y sin (/\. < +Thr - Wf 二0 F4=M^Tyh-Yzh-TvrZvr=O F 5^M^ -Txh+Hzh-Thrxhr=0 F 6 = M5 +Yxh+ Tvr χΛ? - 0 給定設(shè)計(jì)變量，選取所需的目標(biāo)函數(shù)和約束條件，采用優(yōu)化方法求解上述方程。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的軸剛性旋翼氣動(dòng)彈性響應(yīng)分析方法，其特征在于：所述第四 步驟中共軸剛性旋翼耦合氣動(dòng)彈性響應(yīng)計(jì)算，采用計(jì)算流體力學(xué)/計(jì)算結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)（CFD/ CSD)松耦合分析方法，對(duì)第一至第三步驟進(jìn)行迭代求解，得到旋翼最終的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)、流場(chǎng)結(jié) 果及配平解。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK104317980SQ201410424665
【公開日】2015年1月28日 申請(qǐng)日期:2014年8月26日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月26日
【發(fā)明者】陳全龍, 朱艷 申請(qǐng)人:中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所