直升机典型旋转部件的空间多体运动仿真分析方法技术

本发明专利技术属于结构动力学分析范畴，特别是针对直升机典型旋转部件的空间运动分析。通过多体动力学的建模理论，对直升机典型旋转部件进行建模分析，主要包括旋翼和减速器系统。其动力学方程可应用于分析各类直升机旋转结构的空间运动问题，可在直升机旋翼系统设计的各阶段进行动力学特性的相关研究，得到可靠的运动轨迹和作用力结果。其需要的各参数既可以通过有限元计算方法给出，也可以通过实际测量得到。该计算分析可用于初步计算，给出初步的旋转部件空间运动情况及桨根处的作用力大小，由于数值积分方法的引入，尤其适用于求解单片或多片桨叶失效，以及其他类的故障条件下的运动分析，直接为设计方法、故障类型的判断及故障条件下的运动情况提供指导性的理论依据。

Space multi-body motion simulation analysis method for typical rotating parts of helicopters

The invention belongs to the field of structural dynamics analysis, especially for the analysis of the spatial motion of a typical rotating part of a helicopter. Based on the modeling theory of multi-body dynamics, the typical rotating components of helicopters are modeled and analyzed, including rotor and reducer systems. The kinetic equation can be used to analyze the spatial motion problem of helicopter rotating structure, the related research on the dynamical characteristics in each stage of design of helicopter rotor system can be obtained, reliable motion and force results. The required parameters can be given either by the finite element method or by the actual measurement. The analysis can be used for preliminary calculation, given the rotating components of space motion and the blade root force, due to the introduction of numerical integration method, especially suitable for one or more pieces of blade failure, analysis and other kinds of fault conditions, and provide a theoretical basis for guiding the direct movement design method, to judge the fault types and fault conditions.

【技术实现步骤摘要】
直升机典型旋转部件的空间多体运动仿真分析方法
本专利技术属于结构动力学分析范畴，特别是针对直升机典型旋转部件的空间运动分析。
技术介绍
直升机的空间姿态保持完全依靠旋翼所提供的作用力。目前，机体的动力学分析基本以有限元方法为主，通过结构离散化对系统进行处理。旋翼由多片桨叶构成，单片桨叶的静刚度、疲劳及振动等问题均可以一定程度以有限元方法进行相关分析，其结果可信度较高。随研究问题全面性以及实际情况复杂性的提高，有限元方法在实际应用中难以对典型旋转部件的运动情况进行研究，主要由于旋转部件的转速高、质量大、部件相对位移显著，因此必须采用多体动力学的思路对旋转部件进行建模，以分析其空间运动情况，满足对旋转部件动平衡、局部失效的运动情况以及进一步分析结构的正逆多体动力学问题。
技术实现思路
本专利技术的目的是：利用多体动力学的仿真思路，建立旋转部件的空间运动方程，以此为基础，分析桨叶和减速器整体的空间运动情况，解决如桨叶故障等工况条件下的直升机旋转部件动力学分析问题。本专利技术的技术方案是：直升机典型旋转部件的多体运动仿真分析方法，包括以下步骤：第一步，建立仿真分析模型如下：设桨叶根部传动轴的轴心为原点O，建立公共基坐标系o-x-y，设桨叶质心处为原点oi，建立桨叶质心坐标系oi-xi-yi，设传动轴与桨叶连接点为球铰o′，建立坐标系o′-x′-y′，在球铰坐标系中，第i片桨叶相对其球铰原点坐标的转角为φi。设定每片桨叶的质量为m，桨叶长度为l，按照材料属性均匀分布的假设，得到转动惯量为J＝1/3ml2，设定传动轴输出的转动角速度为ω，得到球铰o′处的约束方程Φ为则雅可比矩阵表达式为其独立约束方程个数为3，则拉格朗日乘子σi1，σi2，σi3即为3个，即σi＝(σi1σi2σi3)T(3)其重力加速度的坐标阵为g＝(0-g0)T(4)则其作用力项为zi1＝(0-mg0)T(5)设球铰处的刚度项为k，则其作用力为zi2＝(00-kφi)T(6)桨叶的动力学方程的简略表达式为式(7)的具体表达式为其中为球铰处的x向、y向和转角的加速度量。由约束方程可得如下的加速度约束方程将式(9)代入式(8)，得到其拉格朗日乘子，从而计算得到拉格朗日乘子的表达式为由于笛卡尔坐标系，桨叶坐标系相对铰点坐标系的方向余弦矩阵为且整理式(2)，得到其相对雅克比表达式和为由多体动力学的相关理论得到作用力的表达式为其中I为单位阵。同时，通过力Fi，Mi和刚度k的关系f＝kx，得到各桨叶的位移和相对球铰的转角。由于传动轴的输入角速度相对稳定，同理得到各个桨叶和传动轴的相对转角和作用力。对于空间旋翼模型，在平面模型的基础上增加z向作用力和相对转角θ，得到球铰o′的约束方程，其方程式的推导如平面模型一致，并代入减速器的质量mz和转动惯量Jzx，Jzy，Jzz，同样根据计算或实测得到球铰处的刚度k，具体为绕铰点坐标的3个转动刚度kθx，kθy，kθz。第二步，通过测量和有限元计算得到所需的各参数数值，包括单片桨叶的质量m，单片桨叶绕重心的转动惯量J，传动轴中心到铰点的距离l,桨叶质量中心相对传动轴坐标系的坐标(xi,yi)，桨叶间的夹角由减速器传递至传动轴的角速度ω，减速器的质量mz，绕自身质心坐标系的坐标Jzx，Jzy，Jzz，等效计算出球铰连接位置处的扭转刚度kθx，kθy，kθz及相应的阻尼系数。第三步，将第二步测量获得桨叶的动力学参数输入第一步的模型中，得到式(7)中各矩阵的表达式。第四步，对得到的方程进行常微分方程组的计算求解，得到桨叶相对传动轴的转角。对该常微分方程组的求解，可采用龙格库塔变步长积分方法，求解铰点处的位移和速度结果。并在此基础上，对铰点处的作用力进行求解，得到多体动力学分析中较为关心的逆问题求解，即已知运动结果的条件下，求解系统的输入力。本专利技术的有益效果直升机典型旋转部件的动力学方程可应用于求解各类直升机旋转结构的多体动力学分析。可在直升机旋翼设计的各阶段进行动力学特性的相关分析，得到可靠的运动轨迹和作用力结果。其需要的各参数既可以通过有限元计算方法给出，也可以通过实际测量得到。该计算分析可用于初步计算，给出初步的旋转部件空间运动情况及桨根处的作用力大小，由于数值积分方法的引入，尤其适用于求解单片或多片桨叶失效，以及其他类的故障条件下的运动分析，直接为设计方法、故障类型的判断及故障条件下的运动情况给出指导性的理论依据。附图说明图1为本专利技术所述平面单片桨叶模型示意图，其中，1为传动轴及位置，2为球铰及位置，3为桨叶及其质心位置。图2为本专利技术所述平面旋翼模型示意图。图3为本专利技术所述空间旋翼模型示意图，其中，1为本说明书中，编号为1号的桨叶，2为本说明书中，编号为2号的桨叶，3为本说明书中，编号为3号的桨叶，4为本说明书中，编号为4号的桨叶，5为减速器。图4为本专利技术所述摆振弯矩的时间历程。图5为本专利技术所述摆振角度的时间历程。图6为本专利技术所述挥舞弯矩及角度的时间历程。图7为本专利技术所述扭转弯矩及角度的时间历程。图8为本专利技术所述脱离时刻为0.5s，尾减质心的运动轨迹。图9为本专利技术所述脱离时刻为0.5s，尾减质心的运动轨迹投影。图10为本专利技术所述脱离时刻为0.6s，尾减质心的运动轨迹。图11为本专利技术所述脱离时刻为0.6s，尾减质心的运动轨迹投影。具体实施方式为表明该仿真分析方法的实际应用价值，对单片桨叶缺失条件下的旋转部件系统进行仿真分析，且采用时间延续的计算方法，模拟该系统在某时刻自机身脱离后的空间运动轨迹和桨叶的摆振、挥舞和扭转状态，并在Matlab软件中作图，以对该特殊条件下的运动情况进行分析。直升机典型旋转部件的多体运动仿真分析方法，包括以下步骤：第一步，建立仿真分析模型如下：桨叶、传动轴和减速器系统的空间构型如图3所示，设定1号，2号为一组，3号，4号为一组，1、2号和3、4号之间沿传动轴方向的间距为0.2m，3,4号桨叶靠近传动轴顶端，且1号和4号桨叶的角度为60°，设定相关仿真参数与约束条件：1)桨叶无气动载荷且完全刚性；2)外侧3号桨叶缺失；3)旋转部件系统在未脱离机体前，空间固定，即无地面相对速度；4)在桨叶根部和传动轴之间附加万向铰接和等效刚度，模拟桨根的连接形式；5)在某一时刻去除减速器根部约束及其输出的驱动角速度，以模拟由于离心力非对称，导致减速器部件自机身脱离的运动状态，分为0.5s和0.6s时刻两种情况。计算减速器正常约束至脱离机身条件下，1、2和4号桨叶的摆振、挥舞和扭转时间历程，并设定脱离时刻为0.5s和0.6s以作对比分析。根据图1所示，原点O为桨叶根部传动轴的轴心处，建立公共基坐标系o-x-y，设桨叶质心处为原点oi，建立桨叶质心坐标系oi-xi-yi，设传动轴与桨叶连接点为球铰o′，建立坐标系o′-x′-y′，第i片桨叶相对其球铰原点坐标的转角为φi。由于桨叶相对传动轴对称布置，且实际条件下的各片桨叶参数基本一致，设定桨叶的质量为m，桨叶长度为l，按照材料属性均匀分布的假设，得到转动惯量。设定传动轴处传递至球铰处的稳定转动角速度为ω，得到球铰o′的约束方程为其雅可比矩阵表达式为独立约束方程个数为3，拉格朗日乘子即为3个，即σi＝(σi1σi2σi3)T(3)其重力加速度的坐标阵为g＝(本文档来自技高网...

【技术保护点】
直升机典型旋转部件的多体运动仿真分析方法，其特征是，包括以下步骤：第一步，建立仿真分析模型如下：原点O为桨叶根部传动轴的轴心处，建立公共基坐标系o‑x‑y，设桨叶质心处为原点o

【技术特征摘要】
1.直升机典型旋转部件的多体运动仿真分析方法，其特征是，包括以下步骤：第一步，建立仿真分析模型如下：原点O为桨叶根部传动轴的轴心处，建立公共基坐标系o-x-y，设桨叶质心处为原点oi，建立桨叶质心坐标系oi-xi-yi，设传动轴与桨叶连接点为球铰o′，建立坐标系o′-x′-y′，第i片桨叶相对其球铰原点坐标的转角为φi；由于桨叶相对传动轴对称布置，且实际条件下的各片桨叶参数基本一致，设定桨叶的质量为m，桨叶长度为l，按照材料属性均匀分布的假设，得到转动惯量为J＝1/3ml2；设定传动轴处传递至球铰处的稳定转动角速度为ω，得到球铰o′的约束方程为其雅可比矩阵表达式为独立约束方程个数为3，则拉格朗日乘子σi1，σi2，σi3即为3个，即其重力加速度的坐标阵为则其作用力项为设铰点处的刚度项为k，则其作用力为桨叶的动力学方程的简略表达式为其具体表达式为由约束方程可得如下的加速度约束方程将式(9)代入式(8)，得到其拉格朗日乘子，从而计算得到拉格朗日乘子的表达式为

【专利技术属性】
技术研发人员：张树桢，孙东红，陈浩，李明强，赖凌云，付双检，王国胜，宋芹芹，马小艳，范学伟，沈安澜，王文涛，
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