[發(fā)明專利]一種直升機(jī)旋翼與機(jī)身耦合穩(wěn)定性建模方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202011444126.X
• 申請(qǐng)日: 2020-12-11
• 公開（公告）號(hào): CN112528408B
• 公開（公告）日: 2022-10-28
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 朱艷;孫鳳楠;馮志壯;程起有;錢峰;劉晨;代志雄
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所
• 主分類號(hào): G06F30/15
• 分類號(hào): G06F30/15;G06F30/23;G06F30/28;G06F111/04;G06F113/08;G06F113/28;G06F119/14
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王世磊

1.一種考慮飛行控制系統(tǒng)的直升機(jī)旋翼與機(jī)身耦合穩(wěn)定性建模方法，其特征在于：所述方法包括以下步驟：

1)建立機(jī)體系統(tǒng)坐標(biāo)系及坐標(biāo)系間的關(guān)系；

2)建立機(jī)體動(dòng)力學(xué)模型、旋翼槳葉動(dòng)力學(xué)模型和氣動(dòng)力模型；

3)建立旋翼與機(jī)體動(dòng)力學(xué)方程；

4)建立飛行控制系統(tǒng)模型；所述飛行控制系統(tǒng)模型控制變量包括：機(jī)體俯仰、滾轉(zhuǎn)角、角速度四個(gè)狀態(tài)變量的反饋控制律、總距和周期變距三個(gè)控制變量；

飛行控制系統(tǒng)的舵機(jī)對(duì)總矩和周期變矩分為獨(dú)立的傳遞關(guān)系；舵機(jī)的總矩輸入與旋翼總矩輸出、舵機(jī)縱向變矩輸入與旋翼的縱向周期變矩輸出、舵機(jī)橫向變矩輸入與旋翼的橫向周期變矩輸出為獨(dú)立的，三者的傳遞特性方程分別為：

式中，φ_Z，φ_C，φ_S是槳葉的總距和周期變距，θ_Z，θ_C，θ_S是舵機(jī)的總距和周期變距輸入控制量；a₀、a₁、a₂、b₀、b₁、b₂、c₀、c₁、c₂、d₀、d₁、d₂、e₀、e₁、e₂、f₀、f₁、f₂、分別為傳遞特性方程中的系數(shù)；

飛行系統(tǒng)對(duì)機(jī)體俯仰、滾轉(zhuǎn)角和角速度四個(gè)狀態(tài)變量的反饋控制律為：

5)建立考慮飛行控制系統(tǒng)的旋翼與機(jī)體耦合動(dòng)力學(xué)方程；

6)建立耦合方程矩陣并采用特征值法判斷系統(tǒng)穩(wěn)定性。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的考慮飛行控制系統(tǒng)的直升機(jī)旋翼與機(jī)身耦合穩(wěn)定性建模方法，其特征在于：步驟1)中，所述機(jī)體系統(tǒng)坐標(biāo)系包括：慣性坐標(biāo)系、機(jī)體坐標(biāo)系、槳轂不旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系、槳轂旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系、槳葉揮舞坐標(biāo)系、槳葉擺振坐標(biāo)系與槳葉變距坐標(biāo)系，所述坐標(biāo)系間的關(guān)系為各坐標(biāo)系間的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換關(guān)系。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的考慮飛行控制系統(tǒng)的直升機(jī)旋翼與機(jī)身耦合穩(wěn)定性建模方法，其特征在于：

步驟2)中，所述建立機(jī)體動(dòng)力學(xué)模型包括：當(dāng)直升機(jī)在地面起降時(shí)，著陸裝置提供剛度和阻尼，對(duì)著陸裝置進(jìn)行建模，用三個(gè)彈簧、阻尼元件分別模擬單個(gè)著陸裝置提供的X、Y和Z方向的剛度和阻尼；機(jī)體結(jié)構(gòu)離散化為有限元模型后構(gòu)成一個(gè)多自由度系統(tǒng)，計(jì)算出機(jī)體結(jié)構(gòu)的固有頻率[f₁,f₂,f₃,…，f_np]和振型[X_FPM]，通過分析機(jī)體結(jié)構(gòu)的固有頻率和振型，確定N_F個(gè)機(jī)體振動(dòng)模態(tài)，其中至少包括六個(gè)機(jī)體的剛體模態(tài)；再將所選定的機(jī)體模態(tài)振型矩陣變換到模態(tài)空間，解耦為N_F個(gè)獨(dú)立的模態(tài)振動(dòng)微分方程，機(jī)體動(dòng)力學(xué)模型的輸出是機(jī)體結(jié)構(gòu)的模態(tài)參數(shù)：模態(tài)質(zhì)量[M_FP]、模態(tài)阻尼[C_FP]、模態(tài)剛度[K_FP]和模態(tài)振型[X_FPM]；旋翼與機(jī)體安裝點(diǎn)槳轂中心對(duì)應(yīng)所選模態(tài)的振型[X_FPHr],(r＝1,...,IR)是建立旋翼與機(jī)體耦合模態(tài)綜合分析模型的輸入數(shù)據(jù)；平尾、垂尾、尾槳及機(jī)翼沿展向氣動(dòng)力作用點(diǎn)處對(duì)應(yīng)所選模態(tài)的振型用于計(jì)算這些部件上氣動(dòng)力與機(jī)體模態(tài)的耦合，這些氣動(dòng)力對(duì)機(jī)體響應(yīng)及耦合系統(tǒng)動(dòng)穩(wěn)定性提供阻尼；

所述建立旋翼槳葉動(dòng)力學(xué)模型過程包括：旋翼槳葉簡(jiǎn)化為一根細(xì)長(zhǎng)的彈性梁，槳葉彈性軸通過旋轉(zhuǎn)中心，槳葉沿展向任一剖面r處彈性軸的變形：軸向位移u、擺振向位移v、揮舞向位移w和扭轉(zhuǎn)變形φ四個(gè)運(yùn)動(dòng)及其結(jié)構(gòu)和慣性耦合，槳葉根部與槳轂的連接由邊界條件和采用邊界單元模擬其鉸支、固支或鉸支帶彈簧約束及多路傳力關(guān)系；

所述建立氣動(dòng)力模型過程包括：對(duì)旋翼氣動(dòng)力計(jì)算，采用準(zhǔn)定常氣動(dòng)力模型、非定常氣動(dòng)力模型、動(dòng)力入流模型和ONERA模型；對(duì)機(jī)體、平尾、垂尾以及傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的機(jī)翼的氣動(dòng)力計(jì)算采用吹風(fēng)試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀?/p>