考慮機體耦合效應的直升機陣風響應建模與分析

考慮機體耦合效應的直升機陣風響應建模與分析

0立槳葉陣風響應模型由于旋轉(zhuǎn)效應的影響，蕭架的氣動載荷響應不同于固定翼飛機。對直升機進行陣風響應分析,既要考察孤立槳葉也考充分考慮機體的耦合效應,尤其是機體的慣性所帶來的動載荷效應目前,諸多陣風響應特性的模型多數(shù)以孤立槳葉為研究對象。Drees為考察機身耦合效應對陣風響應的影響程度,本文借助基于Hamilton原理的中等變形梁理論,結(jié)合Pitt-Peters動態(tài)入流理論和LeishmanBeddoes(L-B)動態(tài)失速模型1槳葉槳葉速度工況的影響圖1為考慮機體慣性效應的槳葉結(jié)構(gòu)與氣動力耦合策略圖。陣風和動態(tài)入流作為速度矢量被添加到氣動力模型中,該速度矢量將最終影響槳葉的時域中氣動力攻角,從而影響槳葉氣動力。機身俯仰和滾轉(zhuǎn)慣性效應將被疊加進入槳盤動力學方程中,從而影響槳葉結(jié)構(gòu)動力學方程的計算條件。結(jié)構(gòu)模型根據(jù)計算條件計算槳葉揮舞和扭轉(zhuǎn)自由度變形和速度,計算結(jié)果將作為反饋傳遞給氣動力計算模型,進而用于更新氣動力計算的初始條件,完成耦合循環(huán)。1.1氣動力模型氣動模型部分由動態(tài)入流模型和動態(tài)失速模型組成,Pitt-Peters模型俯仰力矩系數(shù)為:1.2有限單元節(jié)點自由度槳葉的結(jié)構(gòu)動力學模型根據(jù)Hamilton方程進行推導式中,U為應變能,T為動能,W為外力虛功。式中n為每個槳葉的梁單元數(shù)量。圖2為有限單元節(jié)點的自由度分布圖。在每個單元中,考慮了軸向拉伸自由度u,揮舞彎曲、擺振彎曲自由度v式中H為Hermite多項式,q在離散形式下,每個單元Δ式中,M為單元質(zhì)量矩陣,C為單元阻尼矩陣,K為單元剛度矩陣,F為廣義力向量。將槳葉的每個單元的應變能和動能疊加在一起,可得到槳葉的整體應變能和動能方程。最終整個槳葉的積分形式可以寫成:1.3考慮兩種典型陣風形式的陣風模型首先假設陣風在空間內(nèi)不變,即陣風在槳葉各個位置的速度一致。陣風強度隨時間變化。考慮兩種典型的陣風形式———脈沖陣風和斜坡陣風。(1)脈沖陣風。圖3(a)為脈沖形式陣風。陣風方向為垂向,陣風強度為W,作用時間為t(2)斜坡陣風。圖3(b)為斜坡形式陣風。其最大強度為W。1.4葉素流模型的計算槳葉的氣動彈性效應是氣動和結(jié)構(gòu)的耦合計算。首先,動態(tài)入流諧波分量速度可以通過求解動態(tài)入流模型的狀態(tài)空間方程計算圖4為葉素截面各參數(shù)的幾何關系圖。其中入流角β式中,v由于揮舞變形和扭轉(zhuǎn)變形是槳葉旋轉(zhuǎn)的主要變形,而擺振變形數(shù)值較小,所以此次研究中不考慮擺振變形。氣動攻角α的表達式可以寫成:式中,φ為槳葉的扭轉(zhuǎn)變形,可通過結(jié)構(gòu)模型計算;θ其中,θ1.5向力系數(shù)k葉素法在計算誘導速度之前,所有計算參數(shù)都需要先進行初始化。根據(jù)入流條件,更新氣動力模型中的攻角。將攻角帶入氣動力模型計算法向力系數(shù)C葉素法向力F式中,ρ為空氣密度,V葉素升力F通過對葉素上力和力矩進行累加,可求得單個槳葉上載荷,將所有槳葉載荷疊加將求得槳盤拉力F對各力分量進行無量綱處理,以便重新輸入入流模型,開始新一輪計算。其中,槳盤拉力系數(shù)C通過求解狀態(tài)空間方程,可計算當考慮陣風時,將陣風看做模型中的速度分量,添加進模型,則此時入流角可以寫成:式中,v1.6機體自由度和滾轉(zhuǎn)自由度本次主要考慮機體的慣性對槳葉變形和載荷變化的耦合效應,在耦合模型中考慮了機體俯仰自由度和滾轉(zhuǎn)自由度的慣性。定義槳盤在俯仰方向的傾角為θV機身的各自由度加速度計算式為:其中,A方程(14)-(16)可寫成:槳盤狀態(tài)可以根據(jù)下式進行更新:圖5為整個計算流程圖。2模型驗證2.1中等變形梁模型的計算結(jié)果為保證模型計算精度,對所建模型進行算例驗證。以無鉸式旋翼bo105為例,旋翼槳葉數(shù)為4,旋翼半徑4.9377m,轉(zhuǎn)速383r/min(40.12346rad/s),槳葉翼型截面為NACA0015,弦長0.395m,實度σ=0.1,C首先對結(jié)構(gòu)部分做了驗證,表2為本文建立的中等變形梁模型的計算結(jié)果與文獻計算結(jié)果的對比。從表2可以看出,本文的計算結(jié)果與文獻中的計算結(jié)果相比最大誤差最大為3.14%,說明本文的中等變形梁模型有足夠的精度,可以用來研究大展弦比機翼的氣動彈性的響應特性。對氣動力模型的驗證以及操縱角配平的驗證見文獻2.2機體耦合效應模型驗證當直升機在定直飛行過程中,由于自身處于穩(wěn)定狀態(tài),機身由慣性產(chǎn)生的動載荷對槳葉的載荷和變形影響較小,此時可近似認為考慮機身耦合的模型退化成孤立槳葉模型,利用這一點,借助孤立槳葉模型來驗證機身耦合效應模型的可信度。計算條件下旋翼轉(zhuǎn)速為383r/min。耦合模型機身質(zhì)量為3000kg,俯仰自由度慣性矩為18000kg·m·s3機體耦合模型的計算結(jié)果本文主要考察機身慣性耦合效應在陣風作用下的影響,所以借助孤立槳葉模型的計算結(jié)果與機身耦合模型的計算結(jié)果進行對比。分別計算了懸停狀態(tài)、前進比為0.2和0.35前飛狀態(tài)下機體耦合模型的陣風響應情況。在前進比為0.2時,操縱角為θ3.1陣風對槳根拉力系統(tǒng)的影響在懸停狀態(tài)下,用孤立槳葉模型和機身耦合模型分別計算遭受脈沖陣風和斜坡陣風時槳葉的響應情況。圖9為陣風模型數(shù)據(jù)圖。圖10(a)和圖10(b)分別為兩種模型在遭受兩種陣風情況下槳盤的拉力系數(shù)曲線?？紤]機體影響的槳盤拉力系數(shù)和孤立槳葉的計算結(jié)果相差較小,但是在遭受陣風時,這一差值會有所增加,尤其考慮機體耦合效應的模型,槳盤拉力系數(shù)下降明顯。圖11(a)和圖11(b)為兩種模型的槳根剪切力的對比圖。剪切力有與槳盤拉力系數(shù)相似的趨勢,在遭受陣風時,機體耦合模型中槳根受剪切力較小。從上述對比情況來看,機身的耦合效應,會使陣風情況下的槳盤拉力下降,同時槳葉受載情況緩解。此處應重點關注拉力的下降,這將影響直升機的飛行穩(wěn)定性。3.2陣風模型計算結(jié)果在前飛狀態(tài)下同樣考察了脈沖和斜坡陣風情況下槳葉氣動彈性系統(tǒng)響應特性。在圖12中給出前飛狀態(tài)陣風模型圖。圖13為由陣風引起的翼尖揮舞位移的時域曲線。對比結(jié)果可以看出,孤立槳葉模型計算的翼尖位移結(jié)果較耦合模型保守。圖14為兩種陣風情況下的翼根剪力曲線,從圖中可以看出機身耦合模型的計算結(jié)果小于孤立槳葉模型的結(jié)果,機身耦合效應對計算結(jié)果影響較為明顯。圖15為兩種陣風模型下翼尖的揮舞位移的頻率響應曲線。從圖15(a)和圖15(b)中可以看出,在遭受脈沖陣風時,轉(zhuǎn)速的四倍頻會有明顯響應,這一情況在孤立槳葉模型中并不明顯。圖16為前進比為0.2時,在兩種陣風情況下,兩種計算模型中的槳盤拉力系數(shù)的變化曲線。從圖中可以看出,在遭受陣風時,槳盤拉力系數(shù)均會變小,考慮機身耦合效應的模型的計算結(jié)果更加明顯?？紤]機身耦合效應模型的計算結(jié)果較孤立槳葉模型計算結(jié)果小17%。圖17和圖18為高前進比0.35時,直升機的變形響應和槳盤拉力系數(shù)變化。從圖中可以看出在高前進比情況下槳尖變形較低前進比大。而高前進比情況下,槳盤在遭受陣風后,拉力系數(shù)損失較為嚴重。孤立槳葉模型所反映的計算結(jié)果過于保守,沒有將損失情況完全刻畫出來,將不利于直升機穩(wěn)定性判定。以上結(jié)果可以看出,在前飛狀態(tài)下,尤其飛行速度較大情況下,在遭受陣風時,槳盤拉力會明顯損失,應充分考慮機體耦合效應,以獲得精確的計算結(jié)果。4考慮陣風時的計算結(jié)果從孤立槳葉模型和機身耦合模型計算結(jié)果