【摘要】：傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)具有垂直起降、懸停和快速飛行等優(yōu)點(diǎn)。傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛行模式包括直升機(jī)飛行模式、轉(zhuǎn)換飛行模式和螺旋槳飛機(jī)飛行模式(簡(jiǎn)稱飛機(jī)模式),除了具有直升機(jī)和螺旋槳飛機(jī)的動(dòng)力學(xué)問題,在轉(zhuǎn)換飛行和飛機(jī)飛行模式下,傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)烈的振動(dòng)問題和氣彈穩(wěn)定性問題。本文針對(duì)不同飛行模式的特點(diǎn),建立傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣彈動(dòng)力學(xué)分析模型,進(jìn)行氣彈動(dòng)力學(xué)計(jì)算和分析。在轉(zhuǎn)換飛行模式下,連續(xù)前傾的旋翼處在復(fù)雜的非定常入流和非定常氣動(dòng)力環(huán)境中,本文采用Peters-He非定常入流模型和ONERA非定常氣動(dòng)力模型,并進(jìn)行旋翼尾跡彎曲修正,建立傾轉(zhuǎn)旋翼氣動(dòng)力模型并進(jìn)行壓縮性和失速修正,模擬轉(zhuǎn)換飛行時(shí)旋翼的入流;基于廣義Hamilton原理,采用中等變形梁假設(shè),對(duì)彈性槳葉和彈性機(jī)翼進(jìn)行有限元建模,考慮各部件之間的慣性耦合和剛?cè)狁詈?推導(dǎo)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)轉(zhuǎn)換飛行模式下的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程。在飛機(jī)飛行模式下,研究?jī)A轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)體運(yùn)動(dòng)自由度以及全展結(jié)構(gòu)氣彈耦合穩(wěn)定性問題,推導(dǎo)左右兩側(cè)旋翼/短艙/機(jī)翼系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程,并在機(jī)體重心處進(jìn)行組裝得到用于分析前飛氣彈穩(wěn)定性的全展結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程。根據(jù)所建立的非線性氣彈耦合動(dòng)力學(xué)方程,用MATLAB編制計(jì)算程序,進(jìn)行配平和響應(yīng)計(jì)算,并在平衡位置進(jìn)行線化。采用Floquet理論對(duì)線化后的動(dòng)力學(xué)方程進(jìn)行穩(wěn)定性求解,計(jì)算分析了轉(zhuǎn)換和飛機(jī)飛行模式下動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)配平輸入,各模態(tài)響應(yīng),各部件氣動(dòng)力和力矩,以及動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)穩(wěn)定性等一系列問題。通過本文建模和計(jì)算分析,得出以下主要結(jié)論:(1)本文所建立的用于分析轉(zhuǎn)換飛行模式下的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)半展結(jié)構(gòu)氣彈動(dòng)力學(xué)模型和飛機(jī)飛行模式下的全展結(jié)構(gòu)模型可以準(zhǔn)確地計(jì)算傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)轉(zhuǎn)換和飛機(jī)飛行模式下氣彈動(dòng)力學(xué)特性,并描述不穩(wěn)定現(xiàn)象發(fā)生時(shí)的運(yùn)動(dòng)機(jī)理。(2)對(duì)于傾轉(zhuǎn)旋翼系統(tǒng),當(dāng)旋翼傾轉(zhuǎn)時(shí),若保持升力恒定,則總距隨旋翼前傾而增大,如總距保持不變,槳盤升力隨旋翼前傾而減小。(3)對(duì)于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)半展結(jié)構(gòu)模型,旋翼非定常尾跡彎曲動(dòng)態(tài)入流對(duì)旋翼升力和扭矩的影響明顯,降低各揮舞模態(tài)的氣動(dòng)阻尼;由于考慮機(jī)翼的彈性變形,非定常尾跡彎曲動(dòng)態(tài)入流對(duì)旋翼除升力和扭矩外的其余力和力矩影響相對(duì)于孤立旋翼模型較小;隨著短艙前傾和前飛速度增加,旋翼軸向入流的量級(jí)開始遠(yuǎn)大于非定常誘導(dǎo)入流,非定常尾跡彎曲動(dòng)態(tài)入流的影響逐漸減小。(4)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在轉(zhuǎn)換飛行模式下,前飛速度越大,旋翼傾轉(zhuǎn)時(shí)失穩(wěn)發(fā)生時(shí)所對(duì)應(yīng)的前傾角越小,此時(shí)的失穩(wěn)形式為機(jī)翼弦向變形失穩(wěn);在飛機(jī)飛行模式下,當(dāng)前飛速度達(dá)到前飛臨界失穩(wěn)速度時(shí),傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)最終以機(jī)翼垂向變形的形式失穩(wěn)。(5)當(dāng)考慮機(jī)體剛性運(yùn)動(dòng)自由度后,降低了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)半展結(jié)構(gòu)的臨界失穩(wěn)速度;全展結(jié)構(gòu)的旋翼和機(jī)翼每個(gè)模態(tài)的運(yùn)動(dòng)均存在對(duì)稱和反對(duì)稱兩種形式,并且每種形式對(duì)應(yīng)的臨界失穩(wěn)速度不同;機(jī)翼剛度、短艙安裝位置和短艙長(zhǎng)度等參數(shù)對(duì)臨界前飛速度會(huì)產(chǎn)生不同的影響。采用ONERA非定常氣動(dòng)力模型,改進(jìn)了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)半展前飛穩(wěn)定性模型,通過計(jì)算表明前飛過程中旋翼所處的非定常氣動(dòng)力環(huán)境不可忽略。本文的研究工作主要有以下創(chuàng)新點(diǎn):(1)建立了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)轉(zhuǎn)換和飛機(jī)飛行模式下的氣彈動(dòng)力學(xué)模型,系統(tǒng)深入地分析了不同飛行模式下傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的氣彈動(dòng)力學(xué)問題。(2)對(duì)轉(zhuǎn)換飛行模式下傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的氣彈穩(wěn)定性問題進(jìn)行深入研究,對(duì)轉(zhuǎn)換飛行時(shí)的特有動(dòng)力學(xué)問題,如非定常誘導(dǎo)入流、旋翼尾跡彎曲、非定常氣動(dòng)力和翼型壓縮性、失速的影響進(jìn)行研究。(3)對(duì)飛機(jī)飛行模式下傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的氣彈穩(wěn)定性問題,通過計(jì)算繪制旋翼槳轂中心運(yùn)動(dòng)軌跡,形象描述了旋翼/短艙/機(jī)翼耦合系統(tǒng)回轉(zhuǎn)顫振前后的運(yùn)動(dòng)圖像,并對(duì)傳統(tǒng)的前飛穩(wěn)定性模式進(jìn)行改進(jìn)。
【圖文】：

航空界預(yù)言傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)將是未來 20 年的主要航空飛行器流機(jī)種，在民用方面將是解決機(jī)場(chǎng)阻塞問題的未來垂直/短距起.3 分別展示了 V-22 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的直升機(jī)、轉(zhuǎn)換以及飛機(jī)飛行模式機(jī)與螺旋槳飛機(jī)兩種飛行能力，但存在著比這兩種飛行器更為復(fù)直升機(jī)飛行模式下，存在地面共振，顫振和空中共振等氣彈不穩(wěn)，與螺旋槳飛機(jī)相比，，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在高速軸向入流下，在槳盤平對(duì)旋翼軸安裝點(diǎn)處產(chǎn)生較大的氣動(dòng)力矩，同時(shí)由于傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)槳導(dǎo)致槳葉產(chǎn)生更明顯的揮舞、擺振運(yùn)動(dòng)，并與短艙繞安裝點(diǎn)處的，產(chǎn)生回轉(zhuǎn)顫振和機(jī)翼變形失穩(wěn)現(xiàn)象，其原理相對(duì)于螺旋槳飛機(jī)旋翼機(jī)在巡航時(shí)具有低噪聲、小振動(dòng)、大載重與低油耗等優(yōu)點(diǎn)，也限制著傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)最大前飛速度；當(dāng)短艙傾轉(zhuǎn)時(shí)，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)經(jīng)時(shí)間短，但是旋翼處于復(fù)雜的非定常氣動(dòng)力和入流環(huán)境中，產(chǎn)問題。

圖 1.2 V-22 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的轉(zhuǎn)換飛行模式圖 1.3 V-22 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的飛機(jī)飛行模式旋翼機(jī)發(fā)展概況州的 Transcendental 飛機(jī)公司于 1947 年研制出首架傾轉(zhuǎn)旋年 7 月在美國(guó)特拉華州卡斯?fàn)柺羞M(jìn)行首飛，于同年 12 月成式進(jìn)行前飛。該型號(hào)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)采用三片鉸接式槳葉旋翼，
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V275.1;V215.3

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2699324