悬停状态下无轴承尾桨气弹稳定性分析.pdfVIP

第 33卷第 3期 V0【33N0．3 21)(I1年 6月 Jun 200l 文章编 号 ．1005—2615(2001)03—02120； 悬停状态下无轴承尾桨气弹稳定性分析 江湘清 张呈林 王浩文 刘 勇 南 O (南京航空航天大学航 空宇航学 院 南京 ，210。]6) 京 № 摘要 新型尾桨型式无轴承尾桨的气弹稳定性分析非常复杂 ，而 目前 国内在选方面 的研究还是空白。本文试 图 建立一垂有工程妾用意义的无轴承尾桨气弹稳定性分析方法和相应 的分析程序 ，井进行参数影响分析和计算。 航 鸣 在前期研 究工作 的基础上 ，丰文推导出基于正交各 向异性复合材料梁的应变能变分表达式，井将其用于推导旋 翼，机身耦台系统的运动方程 再通过对系统的稳态周期辉进开摄动 ，得到相应 的鲺化周期时变动力学方程 ，用 空l三 盯 F[oquec理论判断系统的稳定性 最后 ，分析计算 了悬停状态下某无凡直升机无轴承尾桨的气弹稳定性 ，表 明其 孤立桨叶噩尾桨／持动轴 ／尾粱的耦舍系统是稳定的}并进行 了参数分析 ，得到一些有意艾 的鲒．i} 大学天+UO一汀 关键词 ：无轴承尾桨 ；气弹稳定性 ；复夸材料柔性粱；悬停状态 中图分类号 ：V215 文献标识码 ：A 旋翼运动方程。本文建立的旋翼和机身耦合的气弹 引 言 稳定性分析模 型，也考虑 了尾桨 的特殊性 ，并进行 学 了相应 的处理 ，因此 ，本文 的模型也适用于尾桨和 直升机旋翼 (尾桨)系统气弹稳定性分析是结 尾粱耦合的气弹稳定性分析。本文在建模过程中采 报～ 构弹性、随性、气动力和飞行员操作输 入等多因素 用 了以下基本假设 ； ∞ 耦合的复杂问题。无轴承式旋翼 (尾桨)的柔性梁同 (1)采用中等变形梁理论 ，不考虑翘 曲和剪切 时承受很大的弯曲、拉伸和扭转变形 ，为改善桨叶 变形，所取坐标与文[1]相 同。 的气动和动力学特性 ，桨叶常带有预扭角、预锥角 (2)认为正交各 向异性材料的主方向与所采用 和后掠角。桨叶的大弹性变形、绕传动轴的转动以 的物理坐标系方 向一致 ，对于单 向纤维增强类型的 及挥舞 、摆振和变距运动使桨叶的运动方程 十分复 正交各 向异性复合材料来说，即其纤维方 向与物理 杂 。 坐标方 向一致 。 本文首先采用修正的中等变形粱理论 应用 (3)为计算柴叶截面上的空气动力，采用二维 Hamilton原理推 导出旋翼 ／机身耦台系统的运 动 准定常空气动力模型 。 方程 (适用于正交各向异性材料柴叶)，并采用一种 (4)将机身和传动轴都作为弹性梁处理。 新的 24自由度剐柔混合单元对其进行离散 ，再通 l 旋翼系统建模 过对系统的稳态周期解进行摄动，得到相应的线化 周期 时变动力学方程，根据 Floquet理论，直接采 Hamilton原理公式 (u一丁)一aⅣ]出= 用 Newmark数值积分方法求解转换矩阵．按转换 矩阵的特征值判断系统的稳定性口 。在建立旋翼 ／ 0，隐式推导中所用坐标 系如图1所示。 机身耦台系统的运动方程时 ，通过传动轴桨毂点的 1．1 应变能 节点位移 包含有 6个 自由度)将各桨叶