旋翼非定常自由尾跡及高置信度直升機飛行力學(xué)建模研究.pdf

1、旋翼非定常氣動力建模以及旋翼與直升機其它部件的氣動干擾建模一直是影響直升機飛行動力學(xué)數(shù)學(xué)模型置信度的“瓶頸”。圍繞這一問題，本文以建立高置信度的直升機飛行動力學(xué)模型為目標(biāo)，對適用于過渡和機動飛行的旋翼非定常自由尾跡模型及其對直升機飛行動力學(xué)建模方法和準確性的影響進行了深入的研究。
　　 發(fā)展了適用于機動飛行的旋翼非定常自由尾跡模型。以升力面法和渦方法為理論基礎(chǔ)，建立了兼顧效率和準確性的槳葉升力面模型及其尾跡描述方法，包括了一個新

2、的旋翼槳尖渦卷起模型，通過槳葉載荷(環(huán)量)分布來計算槳尖渦的初始渦核半徑、展向位置和環(huán)量，以消除依靠經(jīng)驗來設(shè)定這些物理量的現(xiàn)狀。針對旋翼非定常自由尾跡模型遇到的數(shù)值問題，發(fā)展了一種新的數(shù)值穩(wěn)定、高效的時間步進差分算法(CB2D)，重點考查了該算法用于自由尾跡控制方程求解的數(shù)值穩(wěn)定性，以保證解的物理正確性。
　　 建立了基于非定常自由尾跡模型和翼型非定常/動態(tài)失速模型的旋翼氣動力模型用于研究機動飛行中旋翼的非定常氣動特性。為了驗證

3、該模型，利用旋臂機上的模型旋翼進行了機動飛行實驗研究，分別測量了懸停和低速飛行條件下總距、周期變距以及旋翼軸角速度突增時旋翼載荷的瞬態(tài)響應(yīng)。通過測量數(shù)據(jù)與計算結(jié)果的對比，驗證了旋翼氣動力模型和非定常自由尾跡模型的有效性。結(jié)果表明旋翼尾跡的各種動態(tài)畸變對槳盤入流、旋翼載荷的瞬態(tài)特性有重要影響；旋翼軸作角運動時，尾跡彎曲畸變引起的槳盤入流梯度與尾跡彎曲曲率并非簡單的正比關(guān)系。
　　 在此基礎(chǔ)上，發(fā)展了一套新的綜合的直升機飛行動力學(xué)模

4、型，集成了機體六自由度剛體模型、旋翼模型、旋翼對機身、尾翼的氣動干擾模型以及發(fā)動機/燃油調(diào)節(jié)系統(tǒng)模型，其中旋翼模型包括了揮舞-擺振-扭轉(zhuǎn)耦合的非線性彈性槳葉動力學(xué)模型、非定常自由尾跡模型和翼型非定常/動態(tài)失速模型。給出一種數(shù)值方法將旋翼/機體耦合運動方程轉(zhuǎn)換為顯式一階常微分方程的形式，以便于采用標(biāo)準的算法進行求解和計算效率的提高。
　　 針對綜合的直升機飛行動力學(xué)模型分別建立了配平計算方法和動態(tài)響應(yīng)計算方法。在配平計算中，旋翼自

5、由尾跡模型與旋翼/機體動力學(xué)模型采用松耦合的方式進行迭代求解；在動態(tài)響應(yīng)計算中，建立了自由尾跡CB2D時間步進算法與旋翼/機體動力學(xué)方程求解算法之間的協(xié)調(diào)機制，兩者以強耦合的方式沿時間推進。為驗證綜合模型的有效性，以UH-60A直升機為例，進行了定常平飛配平計算以及右壓桿、急拉桿機動飛行的動態(tài)響應(yīng)計算。計算結(jié)果與飛行實測數(shù)據(jù)的對比表明，旋翼自由尾跡模型和氣動干擾效應(yīng)對直升機飛行動力學(xué)模型的置信度有重要影響，而槳葉的彈性變形效應(yīng)對鉸接式旋