直升機(jī)飛行時(shí)旋翼工作在周期交變的氣流環(huán)境中,其細(xì)長(zhǎng)的、剛度很低的槳葉在周期性氣動(dòng)載荷作用下會(huì)產(chǎn)生持續(xù)的彈性振動(dòng),而槳葉振動(dòng)又反饋于外部的氣動(dòng)載荷,由此形成了非常復(fù)雜的氣彈耦合響應(yīng)。準(zhǔn)確計(jì)算旋翼槳葉上的氣動(dòng)載荷一直是直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)和動(dòng)力學(xué)中最復(fù)雜的問(wèn)題之一。本文基于復(fù)合力-模態(tài)分析法,對(duì)揮-擺-扭耦合動(dòng)力學(xué)模型下的旋翼槳葉氣動(dòng)載荷識(shí)別方法進(jìn)行了研究。首先根據(jù)力分析法和Myklestad法建立了旋翼槳葉動(dòng)載荷識(shí)別的逆?zhèn)鬟f矩陣,代入槳葉位移邊界條件和結(jié)構(gòu)載荷,通過(guò)連續(xù)有限次的矩陣乘法運(yùn)算計(jì)算槳葉各剖面的位移響應(yīng)。然后以漢密爾頓原理為基礎(chǔ),采用2節(jié)點(diǎn)12自由度的梁?jiǎn)卧Ｐ屯茖?dǎo)槳葉運(yùn)動(dòng)方程,計(jì)算旋翼槳葉的揮舞、擺振和扭轉(zhuǎn)固有特性,進(jìn)而由槳葉模態(tài)位移和位移響應(yīng)計(jì)算廣義坐標(biāo),并在此基礎(chǔ)上推導(dǎo)了耦合狀態(tài)下旋翼槳葉氣動(dòng)載荷識(shí)別方程。采用Matlab軟件編寫了旋翼槳葉氣動(dòng)載荷識(shí)別計(jì)算程序,以SA349/2直升機(jī)為算例,對(duì)其巡航飛行時(shí)旋翼槳葉揮舞方向的氣動(dòng)載荷進(jìn)行了識(shí)別,并將識(shí)別結(jié)果與飛行測(cè)量結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析,驗(yàn)證了本文計(jì)算方法的有效性。最后在旋翼/機(jī)體耦合動(dòng)穩(wěn)定性試驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行了懸停狀態(tài)下模型旋翼槳葉載... 

【文章來(lái)源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：86 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

SA349/2試驗(yàn)槳葉測(cè)量剖面示意圖

基于復(fù)合力-模態(tài)分析的旋翼槳葉氣動(dòng)載荷識(shí)別方法研究計(jì)算其特征值和特征向量，即固有頻率和固有振型。如果要確定某一階頻率對(duì)應(yīng)的是揮舞、擺振還是扭轉(zhuǎn)振型，則將相應(yīng)的特征向量包含的揮舞位移、擺振位移和扭轉(zhuǎn)角三條曲線繪制在一張圖中觀察，即可確定。本文計(jì)算并整理了 SA349/2 型直升機(jī)旋轉(zhuǎn)槳葉的前 6 階固有頻率和固有振型，并將計(jì)算結(jié)果與 CAMRAD 的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，對(duì)比結(jié)果如表 3.3 所示。表 3.3 SA349/2 型直升機(jī)槳葉固有頻率對(duì)比頻率階次 第 1 階 第 2 階 第 3 階 第 4 階 第 5 階 第 6 階振型 擺振 揮舞 揮舞 扭轉(zhuǎn) 揮舞 擺振CAMRAD 0.59 1.02 2.78 4.16 4.84 5.23本文模型 0.604 1.016 2.777 4.168 4.849 5.212相對(duì)誤差% 2.37 0.39 0.11 0.19 0.19 0.34從上表可以看出最大相對(duì)誤差為 2.37%，說(shuō)明本文模型計(jì)算鉸接式旋翼的精度比較理想。使用本文模型計(jì)算前 6 階頻率及振型如圖 3.2~圖 3.7 所示。

基于復(fù)合力-模態(tài)分析的旋翼槳葉氣動(dòng)載荷識(shí)別方法研究計(jì)算其特征值和特征向量，即固有頻率和固有振型。如果要確定某一階頻率對(duì)應(yīng)的是揮舞、擺振還是扭轉(zhuǎn)振型，則將相應(yīng)的特征向量包含的揮舞位移、擺振位移和扭轉(zhuǎn)角三條曲線繪制在一張圖中觀察，即可確定。本文計(jì)算并整理了 SA349/2 型直升機(jī)旋轉(zhuǎn)槳葉的前 6 階固有頻率和固有振型，并將計(jì)算結(jié)果與 CAMRAD 的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，對(duì)比結(jié)果如表 3.3 所示。表 3.3 SA349/2 型直升機(jī)槳葉固有頻率對(duì)比頻率階次 第 1 階 第 2 階 第 3 階 第 4 階 第 5 階 第 6 階振型 擺振 揮舞 揮舞 扭轉(zhuǎn) 揮舞 擺振CAMRAD 0.59 1.02 2.78 4.16 4.84 5.23本文模型 0.604 1.016 2.777 4.168 4.849 5.212相對(duì)誤差% 2.37 0.39 0.11 0.19 0.19 0.34從上表可以看出最大相對(duì)誤差為 2.37%，說(shuō)明本文模型計(jì)算鉸接式旋翼的精度比較理想。使用本文模型計(jì)算前 6 階頻率及振型如圖 3.2~圖 3.7 所示。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]采用光纖傳感測(cè)量的直升機(jī)旋翼槳葉分布載荷識(shí)別[J]. 陳文,夏品奇.  振動(dòng)工程學(xué)報(bào). 2009(02)
[2]旋翼槳葉載荷確定技術(shù)[J]. 劉守慎,李南慧.  氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量控制. 1991(02)
[3]英國(guó)旋翼載荷分析概況[J]. 劉守慎.  南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào). 1990(03)
[4]直升機(jī)六力素識(shí)別[J]. 張景繪,李萬(wàn)新.  航空學(xué)報(bào). 1986(02)

碩士論文
[1]旋翼機(jī)槳葉疲勞特性分析[D]. 梁亮東.南京航空航天大學(xué) 2016
[2]基于頻域法的直升機(jī)旋轉(zhuǎn)槳葉模型分布動(dòng)載荷識(shí)別[D]. 陳光炯.南京航空航天大學(xué) 2014
[3]直升機(jī)旋翼槳葉模型分布動(dòng)載荷時(shí)域識(shí)別研究[D]. 李政.南京航空航天大學(xué) 2014
[4]基于逆虛擬激勵(lì)法的直升機(jī)振動(dòng)載荷識(shí)別研究[D]. 章紅莉.南京航空航天大學(xué) 2012



本文編號(hào)：3016748