一種旋翼與機體耦合動力學模態(tài)綜合建模方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明屬于直升機動力學設計技術，特別涉及一種旋翼與機體耦合動力學模態(tài)綜 合建模方法。
【背景技術】
[0002] 旋翼與機體耦合穩(wěn)定性設計分析在直升機動力學設計中占有非常重要的地位，其 動力學特性直接影響到直升機的安全、性能與品質，是關系到直升機型號研制成敗的關鍵 技術，近年來新構型旋翼（如無軸承旋翼）和多旋翼直升機型號研發(fā)成為我國直升機發(fā)展 的新方向。無軸承旋翼使用柔性梁取代傳統(tǒng)鉸接式旋翼槳轂的水平鉸、垂直鉸和軸向鉸，由 于柔性梁變形復雜，槳葉揮舞、擺振和變距運動耦合較強，使該類直升機旋翼與機體耦合穩(wěn) 定性分析必須對多路槳轂傳力和強耦合變形柔性梁進行準確建模；而多旋翼與機體耦合存 在的不穩(wěn)定性比單旋翼直升機的更復雜。因此，新構型旋翼與機體耦合穩(wěn)定性建模分析技 術是突破新構型旋翼和多旋翼直升機設計技術的關鍵之一。
[0003] 現有技術中，對于鉸接式旋翼直升機旋翼與機體耦合穩(wěn)定性建模分析和設計技術 掌握全面，但沒有開展過無軸承旋翼和多旋翼直升機地面共振和空中共振研究。目前國內 已研和在研直升機型號都是鉸接式，分析模型都將槳葉和機體當剛體處理，沒有研究多旋 翼直升機旋翼與機體耦合穩(wěn)定性的建模分析方法，以及由分析方法要求的機體動力特性試 驗方法。因此，為適應新構型旋翼直升機研發(fā)需求，開展旋翼與機體耦合穩(wěn)定性模態(tài)綜合建 模方法研究，準確模擬各種新構型旋翼槳轂、槳葉、直升機機體剛性運動和彈性變形，掌握 新構型或多旋翼直升機耦合穩(wěn)定性設計分析技術，滿足我國直升機發(fā)展新需求。

【發(fā)明內容】

[0004] 針對現代直升機旋翼新構型和多旋翼發(fā)展趨勢，需要解決旋翼與機體耦合動力學 設計分析技術問題，提出了一種采用模態(tài)綜合技術對旋翼、機體這一多體動力學耦合系統(tǒng) 進行模態(tài)綜合建模的方法，應用哈密爾頓原理推導旋翼與機體耦合動力學方程，建立旋翼 與機體耦合動力學模態(tài)綜合分析模型，主要包括：
[0005] (1)構建完整的描述機體、旋翼槳轂、槳葉運動的坐標系統(tǒng)和機體、旋翼槳葉及氣 動模型；
[0006] (2)構建機體和旋翼槳葉及控制結構系統(tǒng)有限元法動力學模型，用于準確模擬各 種旋翼及槳葉構型設計的結構動力學特性；
[0007] (3)建立旋翼與機體模態(tài)耦合動力學模型，采用模塊化式的建模構想，適合于多旋 翼、多槳葉及控制系統(tǒng)耦合動力學模型的組裝和取舍；
[0008] (4)推導機體基礎運動產生的牽連慣性和氣動等載荷，用于旋翼裝于機體上以子 結構殘余節(jié)點位移導出機體牽連運動在槳葉慣性和氣動等載荷中表達；
[0009] (5)構建一階和高階動力入流的非定常氣動力模型，為穩(wěn)定性分析和動響應分析 選用；
[0010] (6)基于翼型氣動特性試驗數據計算翼型升力、翼型阻力和力矩系數在非定常氣 流環(huán)境中的響應特性的ONERA氣動模型，用于計算非定常氣流環(huán)境中翼型的氣動特性；
[0011] (7)構建槳葉后緣小翼偏轉控制模型，用于直升機旋翼與機體耦合穩(wěn)定性控制和 振動響應或載荷控制的模型；
[0012] (8)構建實現直升機旋翼與機體耦合穩(wěn)定性控制和振動響應或載荷控制的槳距控 制系統(tǒng)模型，用于分析飛行控制和ACFS系統(tǒng)對槳葉槳距控制影響；
[0013] (9)以矩陣表示方式建立復雜高階非線性動力學方程，建立翼與機體耦合動力學 模態(tài)綜合模型。
[0014] 優(yōu)選的是，旋翼與機體耦合動力學分析建模包括對旋翼、機體進行結構動力學建 模、氣動力建模和模態(tài)綜合。該動力系統(tǒng)是由多個結構體裝配而成，采用多體動力學方法， 建立坐標系統(tǒng)及轉換關系，描述各結構的運動，采用分別建模方法建立旋翼、機體的結構動 力學模型。首先，分別建立孤立旋翼槳葉和機體結構動力學有限元模型；它們是整個分析模 型的子結構動力學模型，根據所關心模態(tài)階數及范圍，從子結構模態(tài)中選取低階模態(tài)進行 綜合，然后應用模態(tài)綜合技術建立旋翼與機體耦合模態(tài)綜合分析模型。
[0015] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，旋翼與機體耦合動力學方程導出采用哈密爾頓原理 推導旋翼與機體耦合動力學方程。首先導出機體模態(tài)運動動能、勢能變分和外力虛功，再導 出槳葉的變形能、運動動能的變分和外力（氣動力）虛功，累加所有旋翼槳葉變形能、動能 的變分和外力虛功，代入變分方程：
[0017] 通過解機體結構有限元動力學方程，得到機體固有頻率和振型，用所選定的機體 模態(tài)振型矩陣把動力學方程變換到模態(tài)空間，得到機體模態(tài)運動的動能和勢能變分和外力 虛功，代入方程（1)導出NF個獨立的機體模態(tài)與旋翼槳葉耦合振動微分方程。
[0018] 將所有旋翼槳葉變形能、動能的變分和外力虛功，代入變分方程（1)，導出旋翼槳 葉與機體模態(tài)耦合動力學方程。用獨立的槳葉運動節(jié)點位移{qj離散槳葉運動{XJ在空 間與時間上的相關性，得到對應槳葉節(jié)點運動的非線性動力學方程。再經槳葉配平和線性 化處理，得到基于配平位移的旋翼槳葉與機體模態(tài)耦合線性動力學方程。通過分析槳葉結 構的固有頻率和振型，選定NP階槳葉模態(tài)，將旋翼槳葉與機體模態(tài)耦合動力學方程變換到 機體和槳葉的模態(tài)空間，解耦為NP階槳葉模態(tài)與機體模態(tài)耦合振動微分方程。
[0019] NF個獨立的機體模態(tài)與旋翼槳葉耦合振動微分方程，和N片槳葉的NP階槳葉模態(tài) 與機體模態(tài)耦合振動微分方程，組成旋翼與機體耦合穩(wěn)定性模態(tài)綜合動力學方程。
[0020] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，定義了一套完整的描述機體、旋翼槳轂、槳葉運動的 坐標系統(tǒng)和機體、旋翼槳葉及氣動模型。采用以機體為基礎坐標系統(tǒng)，旋翼槳轂旋轉、槳葉 運動變形為相對坐標系統(tǒng)的多體動力學建模方法，建立的坐標轉換關系使描述多個旋翼及 槳葉與機體的耦合運動簡單明確。
[0021] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，采用有限元法建立機體和旋翼槳葉及控制結構系統(tǒng) 動力學模型，能準確模擬各種旋翼及槳葉構型設計的結構動力學特性。取消了常規(guī)的旋翼 與機體耦合穩(wěn)定性模型中對機體和槳葉剛體假設，不僅考慮剛體運動，而且考慮彈性運動， 提高了穩(wěn)定性分析精度，適合鉸接式、半鉸式、無鉸式無軸承式和剛性構型旋翼。動力學模 型既適用于穩(wěn)定性分析，又適用于動響應分析，
[0022] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，采用模態(tài)綜合技術，在分別獨立建立和分析機體和 旋翼槳葉結構動力學模態(tài)特性的基礎上，提出了建立旋翼與機體模態(tài)耦合動力學模型的方 法，減小了分析規(guī)模，更重要的是提供了模塊化式的建模構想，特別適合于多旋翼、多槳葉 及控制系統(tǒng)耦合動力學模型的組裝和取舍。
[0023] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，推導機體基礎運動產生的牽連慣性和氣動等載荷方 法。根據一幅旋翼安裝于機體上單點的特點，在描述機體基礎運動對旋翼槳葉的牽連運動、 推導產生的慣性和氣動等載荷時，先采用子結構殘余節(jié)點位移導出，最后轉換到機體模態(tài) 空間，簡化了方程推演復雜度。
[0024] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，采用一階和高階動力入流非定常氣動力模型，為穩(wěn) 定性分析和動響應分析提供模型。高階動力入流模型的引入，不僅使旋翼誘導入流的預計 準確，更簡化了（如自由尾跡的）計算誘導入流的復雜性。
[0025] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，采用了基于翼型氣動特性試驗數據計算翼型升力、 翼型阻力和力矩系數在非定常氣流環(huán)境中的響應特性的ONERA氣動模型，考慮了壓縮性影 響，包括了動態(tài)失速，和動力入流模型相結合可使氣動力計算更準確。
[0026] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，建立了以槳葉后緣小翼偏轉運動為控制變量的直升 機旋翼與機體耦合穩(wěn)定性控制和振動響應或載荷控制的模型，可以通過設計分析后緣小翼 在每片槳葉展向的位置、長度和寬度的變化，提供主動或被動控制旋翼與機體耦合穩(wěn)定性 和振動響應或載荷的研究途徑。
[0027] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，建立了利用槳距控制系統(tǒng)實現直升機旋翼與機體耦 合穩(wěn)定性控制和振動響應或載荷控制的模型，同時可考慮ACFS系統(tǒng)對槳葉槳距控制影響， 為分析各種飛行狀態(tài)下旋翼與機體耦合氣彈穩(wěn)定性（空中共振）提供了技術途徑。
[0028] 在上述任一方案中優(yōu)選的是，建立了以矩陣表示方式推導復雜高階非線性動力學 方程的方法。推導過程中不需將復雜的表達式展開，只需導出關系式：相加、相乘、除或求 逆、求導、積分等運算關系，有效利用計算機編程實現動力學方程全部系數矩陣的形成和計 算。
[0029] 本發(fā)明關鍵點是：
[0030] 針對直升機旋翼新構型和多旋翼發(fā)展趨勢，提出了一種采用模態(tài)綜合技術對旋 翼、機體這一多體動力學耦合系統(tǒng)進行綜合建模的方法，應用哈密爾頓原理導出旋翼與機 體耦合動力學方程，建立的旋翼與機體耦合動力學模態(tài)綜合分析模型，引入小翼和槳距控 制設計參數，以及AFCS系統(tǒng)，不僅可直接用于旋翼與機體耦合穩(wěn)定性分析、直升機振動