動態(tài)失速下翼型氣彈響應實驗方法研究及數(shù)值仿真.pdf

1、動態(tài)失速是直升機在前飛狀態(tài)下旋翼后行槳葉出現(xiàn)的典型非定常氣動力現(xiàn)象，除限制了直升機前飛速度的提高外，由于氣動力與槳葉（周期性）運動和結(jié)構(gòu)的耦合引起的槳葉非線性氣彈響應是導致旋翼振動以致結(jié)構(gòu)疲勞的重要因素之一。因而使得在動態(tài)失速下旋翼的氣彈響應預測成為旋翼設計的關鍵也是熱點問題之一。雖然人們利用 CFD/CSD氣彈響應計算方法（松/緊耦合）對其進行了一些分析，但由于計算量巨大或氣動力模型不夠精確，而實驗研究又十分缺乏，結(jié)果至今對動態(tài)失速氣

2、彈耦合響應機理認識仍顯得不足，從而使得該問題的解決成為工程設計迫切關心的問題。
　　本文為加深對動態(tài)失速下翼型的氣彈響應機理的認識，開展了以下工作：
　　1、調(diào)研分析了現(xiàn)有研究成果，基于B-L氣動力模型結(jié)合動力學方程建立了帶彈簧約束的俯仰振蕩翼型的氣彈耦合響應物理和數(shù)學模型，構(gòu)建了非線性氣彈緊耦合響應計算方法。通過初步分析，獲得了復雜的氣彈響應圖像，說明在動態(tài)失速下帶彈簧約束的俯仰振蕩翼型在氣動力和結(jié)構(gòu)變形之間具有十分復雜的

3、耦合響應特性。結(jié)合其他學者的研究，表明不僅系統(tǒng)參數(shù)（運動初值）的變化對氣彈響應有著十分重要的影響，而且氣動力模型的不同會有顯著不同的響應預測結(jié)果，進一步證實了開發(fā)更為符合實際的氣動力模型是十分重要的。但前提是要對真實系統(tǒng)的響應機理有更為準確的認識才行，這一點目前最可行的方法之一就是通過系統(tǒng)的實驗來進行研究；
　　2、設計了帶彈簧約束的俯仰振蕩翼型的動態(tài)失速下氣彈響應實驗裝置，并能兼顧剛體模型實驗，且約束彈簧剛度可變換。解決了（1）

4、內(nèi)嵌天平的設計問題。由于研究性風洞試驗段一般尺寸較小，所設計模型因堵塞度限制了尺寸，對天平設計提出了非?？量痰囊?。為了解決該問題，我們比較了多種方案，主要是多天平方案存在相互干擾難以消除的問題。最后還是在內(nèi)嵌式天平上通過巧妙的結(jié)構(gòu)和力學設計克服了載荷大、空間有限等問題，成功解決了這一難題；（2）帶彈簧約束情況下對模型驅(qū)動的問題。為了在風洞中模擬翼型的氣彈耦合響應，需要在翼型俯仰振蕩運動中使得彈簧能隨翼型的振蕩在非定常氣動力作用下自由變

5、形，并且可更換不同剛度的彈簧，因此彈性模塊必須是在動力驅(qū)動系統(tǒng)與模型間安裝，且需要設計特殊機構(gòu)使得彈簧剛度可調(diào)。因此，通過結(jié)構(gòu)分析和力傳遞原理分析，利用相對簡單且低成本的連桿機構(gòu)解決了該問題。
　　3、開展了動態(tài)失速下帶彈簧約束的俯仰振蕩翼型的氣彈響應實驗。通過與數(shù)值響應結(jié)果對比分析，發(fā)現(xiàn)實際系統(tǒng)的響應與預測結(jié)果有較大差別，主要在于：（1）模型系統(tǒng)的阻尼未在動力學方程中考慮且可以預計較難測準。通過預設一定的阻尼，數(shù)值響應結(jié)果的趨勢