一种直升机舰面共振分析建模方法

摘要

本发明属于直升机设计技术领域，特别是涉及一种直升机舰面共振分析建模方法。本发明以起落架系统、旋翼系统摆振铰刚度、阻尼数据为基础，使用分析计算的方法来代替舰面共振试验方法，快速、全面、准确预测和评估舰面共振现象，并用于指导旋翼系统和起落架系统设计，节约试验成本和周期，避免发生舰面共振的重大安全事故。

主权项

一种直升机舰面共振分析建模方法，其特征是，包括以下步骤：1)空间动力分析模型的建立空间动力分析模型共考虑8个自由度，包括：旋翼系统摆振角η自由度、旋翼系统摆振角自由度、机体系统平动x或u向自由度、机体系统平动y或v向自由度、机体系统平动z或w向自由度、机体系统转动p或φ向自由度、机体系统转动q或θ向自由度、机体系统转动r或向自由度；建立旋翼系统平衡方程：再根据牛顿法建立机体平衡方程，平衡方程包括外载荷(桨毂力、起落架系统作用力和附加旋翼拉力)和机体惯性载荷，机体平衡方程如下：$M\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{··}{u}}_f\\ {\stackrel{··}{v}}_f\\ {\stackrel{··}{w}}_f\end{array}\right\}+M\left\{\begin{array}{c}{p}_f\\ q_f\\ r_f\end{array}\right\}\times \left\{\begin{array}{c}{\stackrel{·}{u}}_f\\ {\stackrel{·}{v}}_f\\ {\stackrel{·}{w}}_f\end{array}\right\}+\left\{F_{\mathrm{blade}}\right\}+\left\{F_{\mathrm{gear}}\right\}+\left\{F_{\mathrm{drag}}\right\}=\left\{\begin{array}{c}0\\ 0\\ 0\end{array}\right\}---\left(3\right)$$\left[\begin{array}{ccc}{I}_{\mathrm{xx}}& {-I}_{\mathrm{xy}}& -I_{\mathrm{xz}}\\ -I_{\mathrm{xy}}& I_{\mathrm{yy}}& -I_{\mathrm{yz}}\\ -I_{\mathrm{xz}}& -I_{\mathrm{yz}}& I_{\mathrm{zz}}\end{array}\right]\left\{\begin{array}{c}{\stackrel{·}{p}}_f\\ {\stackrel{·}{q}}_f\\ {\stackrel{·}{r}}_f\end{array}\right\}+\left\{\begin{array}{c}{p}_f\\ q_f\\ r_f\end{array}\right\}\times \left[\begin{array}{ccc}{I}_{\mathrm{xx}}& -I_{\mathrm{xy}}& -I_{\mathrm{xz}}\\ -I_{\mathrm{xy}}& I_{\mathrm{yy}}& -I_{\mathrm{yz}}\\ -I_{\mathrm{xz}}& -I_{\mathrm{yz}}& I_{\mathrm{zz}}\end{array}\right]\left\{\begin{array}{c}{p}_f\\ q_f\\ r_f\end{array}\right\}+\left\{M_{\mathrm{blade}}\right\}+\left\{M_{\mathrm{gear}}\right\}=\begin{array}{}\end{array}\left\{\begin{array}{c}0\\ 0\\ 0\end{array}\right\}---\left(4\right)$桨毂惯性力方程如下：$\underset{i=1}{\overset{4}{\Sigma }}\int \stackrel{··}{r}\mathrm{dm}=F_{\mathrm{blade}}---\left(5\right)$起落架作用力方程：起落架力、桨毂力产生的力矩方程：$M_{\mathrm{blade}}={\overrightarrow{R}}_{\mathrm{blade}}\times F_{\mathrm{blade}}---\left(7\right)$$M_{\mathrm{gear}}={\overrightarrow{R}}_{\mathrm{gear}}\times F_{\mathrm{gear}}---\left(8\right)$其中(1)‑(8)式符号说明如下：变换矩阵分别为体轴系、桨毂固定系(T_s)、桨毂旋转系桨叶摆振坐标系P11：第i片桨叶微段dm到摆振铰的距离；e：摆振铰到桨毂中心距离；M：机体质量；I：机体转动惯量；S_b：桨叶静矩；I_b：桨叶惯性矩；A0：cosAs，B0：sinAs，其中As：旋翼主轴倾角Ω：旋翼转速；RBX、RBY、RBZ：旋翼主轴中心到机体重心距离；k_b、c_b：摆振铰刚度矩阵和阻尼矩阵第i片桨叶方位角，n—桨叶片数，4；k＝1，2…,n；K：起落架系统刚度矩阵，C：起落架系统阻尼矩阵u(x),v(y),w(z),φ(p),θ(q),在体轴坐标系下的重心处的线位移和角位移起落架系统(机轮轴点)、桨毂在体轴坐标系下的位置矢量；F_drag：旋翼拉力，考虑舰体对机体结构的波动影响而附加产生的；2)确定起落架系统刚度矩阵K和阻尼矩阵C在给定的地面载荷作用下，从前、主起落架的全伸长状态算起，根据前后轮轴在航向的位置和全机重心位置，进行地面载荷的分配，分别计算作用在前、主起落架上的地面载荷；以该地面载荷作为给定载荷，分别对前、主起落架进行平衡计算，得出对应该地面载荷的轮轴在航向和垂向的位移，确定前、主轮轴在航向的新的位置；然后以前后轮轴在垂向的新的位置代替上一次的位置，重新进行地面载荷的分配，并重复上述计算过程，直至相邻两次计算得出的前、主起落架缓冲器的轴向载荷在某一精度范围内相等为止；此时的机体对应起落架所处的状态，就是在给定的地面载荷作用下的全机平衡状态；应用全机平衡计算结果，进行迭代、插值计算，可以得到全机某个平衡状态下起落架系统的刚度、阻尼值；3)确定旋翼系统摆振铰刚度k_b和阻尼c_b对旋翼系统进行旋转状态下固有特性计算，进行迭代、插值计算，得到旋转状态下旋翼摆振铰的刚度和阻尼值；4)将第2)和第3)中得到的起落架系统刚度矩阵K、起落架系统阻尼矩阵C、旋翼系统摆振铰刚度k_b和旋翼系统摆振铰阻尼c_b代入1)中的式(1)、式(2)、式(3)、式(4)中，计算得到频率特征值、阻尼特征值，用于判定机体系统的稳定性，如果阻尼特性值小于零，系统是稳定的；5)将第2)和第3)中得到的起落架系统刚度矩阵K、起落架系统阻尼矩阵C、旋翼系统摆振铰刚度k_b的72％和旋翼系统摆振铰阻尼c_b的72％代入1)中的式(1)、式(2)、式(3)、式(4)中，计算得到新的频率特征值、阻尼特征值，用于判定机体系统的稳定性，如果阻尼特性值小于零，系统是稳定的。