一种共轴刚性旋翼气动弹性响应方法技术

一种共轴刚性旋翼耦合气动弹性响应分析方法，属于直升机动力学分析技术，其特征在于：根据共轴刚性旋翼直升机的操纵特点，建立了一种配平方程优化求解方法，按照给定的目标及约束条件来寻找最优解。根据共轴刚性旋翼流场环境复杂的特点，采用基于Euler/N-S方程的计算流体力学方法求解旋翼流场，然后通过计算流体力学/计算结构动力学松耦合分析方法求解耦合气动弹性响应。本发明专利技术共轴刚性旋翼耦合气动弹性分析方法，利用该分析方法可计算共轴刚性旋翼直升机的配平操纵参数、桨叶响应和旋翼载荷等。该方法具有很好的分析精度和工程适用性，可降低研发过程对试验的依耐性，大幅缩减设计周期和研制成本。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】一种共轴刚性旋翼耦合气动弹性响应分析方法，属于直升机动力学分析技术，其特征在于：根据共轴刚性旋翼直升机的操纵特点，建立了一种配平方程优化求解方法，按照给定的目标及约束条件来寻找最优解。根据共轴刚性旋翼流场环境复杂的特点，采用基于Euler/N-S方程的计算流体力学方法求解旋翼流场，然后通过计算流体力学/计算结构动力学松耦合分析方法求解耦合气动弹性响应。本专利技术共轴刚性旋翼耦合气动弹性分析方法，利用该分析方法可计算共轴刚性旋翼直升机的配平操纵参数、桨叶响应和旋翼载荷等。该方法具有很好的分析精度和工程适用性，可降低研发过程对试验的依耐性，大幅缩减设计周期和研制成本。【专利说明】
本专利技术属于直升机动力学分析技术，涉及一种用于共轴刚性旋翼直升机的气动弹 性响应分析方法。
技术介绍
共轴刚性旋翼直升机是一种新构型高速直升机，其旋翼系统包括一对共轴、反转、 刚性的无铰旋翼。它保留了常规构型直升机最重要的特点--悬停和低速效率。在大速度 前飞时，主要由两副旋翼的前行桨叶来产生升力，后行桨叶被卸载，从而避免了因后行桨叶 失速而引起的速度和载荷因数限制，并利用上、下反转旋翼的前行侧反向作用力来平衡桨 毂力矩，实现横向及滚转配平。共轴刚性旋翼直升机能显著提高前飞速度和旋翼效率，是新 构型高速直升机的热门研究方向之一。 共轴刚性旋翼直升机采用两副刚性旋翼，且旋翼间距较小，两副旋翼、旋翼与机 身、以及旋翼与辅助推进装置之间的耦合、干扰现象更为严重。此外，两副旋翼均有各自的 安装方位角并可独立进行操纵，其安装方位角和操纵规律的差别，都会对全机耦合气动弹 性特性产生影响。因此，共轴刚性旋翼直升机的动力学现象比常规直升机更为复杂，振动问 题更为突出。关于其动力学问题，国外已有学者对这些问题进行了研究，但其工作主要以分 析整理西柯斯基公司XH-59A验证机的飞行试验数据为主，或采用非常简化的模型，对其飞 行品质及动力学问题进行仿真模拟。研究表明，由于共轴刚性旋翼的间距较小，两副旋翼间 存在较强的气动干扰，已有的较为成熟的理论气动力模型，难以准确分析其气动特性。目前 关于共轴刚性旋翼气动弹性问题的仿真分析，尚未见到更新的研究成果。 此外，由于每副旋翼都能独立进行总距和周期变距操纵，同时还有辅助推进装置 提供纵向推力，因此其操纵变量比常规旋翼多。在求解飞行配平问题时，其未知量个数通常 会多于方程数，即理论上存在无数组解。已有的研究中，一般根据试验或经验选取一组配平 解，如何通过理论方法确定其最优配平解，目前尚未见到相关研究。 国内关于共轴刚性旋翼直升机的研究才刚刚起步，对于其飞行配平、气动弹性响 应等问题的分析方法，目前还没有实质性的理论研究和实验验证。因此，对共轴刚性旋翼的 结构和气动特性进行研究，掌握共轴刚性旋翼直升机的耦合气动弹性响应分析方法，是非 常迫切和有意义的。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题：提出一种共轴刚性旋翼耦合气动弹性响应分析方法， 用于共轴刚性旋翼直升机配平操纵参数、桨叶响应和旋翼载荷计算。 本专利技术的技术方案：根据共轴刚性旋翼操纵变量多于方程数的特点，为获得理论 解，建立了一种配平方程优化求解方法，按照给定的目标及约束条件来寻找最优配平解；根 据共轴刚性旋翼流场环境复杂的特点，采用基于Euler/N-S方程的CFD方法来求解旋翼流 场，对升力线模型进行修正，然后通过CFD/CSD松耦合分析方法求解耦合气动弹性响应。 -种共轴刚性旋翼气动弹性响应分析方法，其特征在于： (1)旋翼气弹分析模型的建立。采用中等变形梁理论、准定常气动力和Drees线性 入流模型建立共轴刚性旋翼气弹动力学分析模型，单层旋翼的动力学方程通过哈密顿变分 原理得到： 【权利要求】1. 一种共轴刚性旋翼气动弹性响应分析方法，其特征在于： 第一，建立旋翼气动弹性分析模型； 第二，进行旋翼流场计算； 第三，进行旋翼配平计算； 第四，进行共轴刚性旋翼耦合气动弹性响应计算。2. 根据权利要求1所述的轴刚性旋翼气动弹性响应分析方法，其特征在于：所述第一 步骤中旋翼气动弹性分析模型的建立，采用中等变形梁理论、准定常气动力和Drees线性 入流模型建立旋翼气弹动力学分析模型，单层旋翼的动力学方程通过哈密顿变分原理得 到： 犯=「(犯-5Γ-册=O 其中，SU是弹性能变分，δ T是动能变分，δ W是外力虚功，其单片桨叶表达式分别为： δυ>'" ?〇7?, ++ d'Th = ￡，( Jj (V · ￡VV ?η ?ζ dx d'W, = (L；； d：u + L； + Li d'xv + L\ ?φ) dx 采用时间有限元方法求解系统响应，上、下旋翼的气动弹性响应分别独立进行求解。3. 根据权利要求1所述的轴刚性旋翼气动弹性响应分析方法，其特征在于：所述第二 步骤中旋翼流场计算，根据共轴刚性旋翼的流场特征，采用计算流体力学（CFD)方法求解 旋翼流场；以非定常Euler/N-S方程为控制方程，通过动网格与动态重叠网格方法来实现 桨叶的弹性变形和刚体运动。4. 根据权利要求1所述的轴刚性旋翼气动弹性响应分析方法，其特征在于：所述第三 步骤中旋翼配平计算，根据共轴刚性旋翼直升机的操纵特性，建立三个力（纵向力、横向 力、垂向力）和三个力矩（俯仰力矩、滚转力矩、偏航力矩）共六个平衡方程，其表达式如 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 给定设计变量，选取所需的目标函数和约束条件，采用优化方法求解上述方程。5. 根据权利要求1所述的轴刚性旋翼气动弹性响应分析方法，其特征在于：所述第四 步骤中共轴刚性旋翼耦合气动弹性响应计算，采用计算流体力学/计算结构动力学（CFD/ CSD)松耦合分析方法，对第一至第三步骤进行迭代求解，得到旋翼最终的稳态响应、流场结 果及配平解。【文档编号】G06F17/50GK104317980SQ201410424665【公开日】2015年1月28日 申请日期:2014年8月26日 优先权日:2014年8月26日 【专利技术者】陈全龙, 朱艳 申请人:中国直升机设计研究所本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种共轴刚性旋翼气动弹性响应分析方法，其特征在于：第一，建立旋翼气动弹性分析模型；第二，进行旋翼流场计算；第三，进行旋翼配平计算；第四，进行共轴刚性旋翼耦合气动弹性响应计算。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：陈全龙，朱艳，
申请(专利权)人：中国直升机设计研究所，
类型：发明
国别省市：江西;36