[發明專利]一種直升機旋翼與機身耦合穩定性建模方法

有效

• 申請號: 202011444126.X
• 申請日: 2020-12-11
• 公開（公告）號: CN112528408B
• 公開（公告）日: 2022-10-28
• 發明（設計）人: 朱艷;孫鳳楠;馮志壯;程起有;錢峰;劉晨;代志雄
• 申請（專利權）人: 中國直升機設計研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: 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

一種直升機旋翼與機身耦合穩定性建模方法，屬于直升機動力學建模及分析技術，采用模態綜合技術對旋翼、機體動力學耦合系統進行綜合建模，在不同的坐標中描述機體、旋翼的運動，分別建立孤立旋翼槳葉、機體結構的結構動力學有限元法模型，采用氣動力模型對氣動力建模，應用哈密爾頓原理推導旋翼/機體耦合系統動力學方程。建立自動飛行控制系統控制模型，導出與槳距變量相關的氣動載荷矩陣，從而建立考慮飛行控制系統的旋翼與機體耦合氣彈穩定性分析模型。最后經特征值法求解特征值，通過特征值解判斷耦合系統穩定性。該模型可用于所有先進直升機“地面共振”“空中共振”穩定性計算分析，為開展型號設計與研制提供關鍵技術支撐。

技術領域

本發明屬于直升機動力學建模及分析技術，涉及一種直升機旋翼與機身耦合穩定性建模方法。

背景技術

現代先進直升機通常采用自動飛行控制系統(AFCS)或增穩系統(SAS)，來增加直升機操縱的穩定性。雖然AFCS可以實現增加操縱穩定性，但如果設計時不考慮其對直升機“地面共振”和“空中共振”的影響，完成可能惡化“地面共振”和“空中共振”，尤其對“空中共振”。

自動飛行控制系統是以直升機飛行姿態的狀態為反饋變量，通過槳距控制來增加直升機的飛行穩定性。直升機飛行運動姿態變化是低頻的，飛控系統根據飛行姿態信號對旋翼槳距進行實時控制，槳距根據反饋的飛行姿態也進行低頻變化，使槳葉以直升機低頻運動產生揮舞運動，續而產生擺振運動。然而由于其頻率域旋翼擺振頻率很接近，以致對旋翼/機體耦合系統造成持續不斷的激勵，并且飛控系統的輸入激勵頻率也正好覆蓋“地面共振”和“空中共振”的頻率范圍，導致降低“地面/空中共振”阻尼裕度，出現“地面/空中共振”危險的情況。因此，在工程設計階段就必須進行分析。

以提高直升機地面共振和空中共振穩定性的迫切需求為背景，針對飛控系統對旋翼與機體耦合穩定性可能造成不利影響的問題，突破考慮飛控系統的旋翼與機體耦合穩定性建模技術，為采用自動飛行控制系統的現代直升機旋翼/機身耦合穩定性的設計分析提供技術支撐。

發明內容

本發明要解決的技術問題：提出一種考慮飛行控制系統的直升機旋翼與機身耦合穩定性建模方法，用于現代先進直升機旋翼與機身耦合穩定性計算分析，可以用于地面共振與空中共振穩定性分析，為開展型號設計和改型研制提供關鍵技術支撐。

本發明的技術方案：采用模態綜合技術對旋翼、機體動力學耦合系統進行綜合建模，在不同的坐標中描述機體、旋翼的運動，分別建立孤立旋翼槳葉、機體結構的結構動力學有限元法模型，采用氣動力模型對氣動力建模，根據所關心模態階數及頻率范圍，從子結構模態中選取關心的低階模態進行模態綜合，然后應用模態綜合技術建立旋翼與機體耦合綜合模態分析模型，應用哈密爾頓原理推導旋翼/機體耦合系統動力學方程。根據直升機操縱系統舵機和槳距控制設計，建立自動飛行控制系統(AFCS)控制模型，即舵機輸入至輸出(旋翼槳距)傳遞關系，根據上面推導的旋翼與機體耦合氣彈穩定性計算模型，計及飛控系統對旋翼槳距的控制輸入變量，考慮槳葉、槳轂氣動載荷，導出與槳距變量相關的氣動載荷矩陣，從而建立考慮飛行控制系統的旋翼與機體耦合氣彈穩定性分析模型，并給出求解穩定性模型的方法。

一種考慮飛行控制系統的直升機旋翼與機身耦合穩定性建模方法，包括以下步驟：

1)建立系統坐標系及坐標系間的關系；

2)建立機體動力學模型、旋翼槳葉動力學模型和氣動力模型；

3)建立旋翼與機體動力學方程；

4)建立飛行控制系統模型；

5)建立考慮飛行控制系統的旋翼與機體耦合動力學方程；

6)建立耦合方程矩陣并采用特征值法判斷系統穩定性。