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《直升機(jī)旋翼粘彈阻尼器定常響應(yīng)分析》由會(huì)員上傳分享，免費(fèi)在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在學(xué)術(shù)論文-天天文庫。
1、總第163期2010年第2期直升機(jī)技術(shù)HELICOPTERTECHNIQUETotalNo．163No．22010文章編號(hào)：1673—1220(2010)024)09-05直升機(jī)旋翼粘彈阻尼器定常響應(yīng)分析胡國才1，馬琳2，張學(xué)軍3(1．海軍航空工程學(xué)院，山東煙臺(tái)264001；2．海軍軍訓(xùn)器材研究所，北京100076；3．海裝駐沈陽地區(qū)軍事代表局，遼寧沈陽110034)摘要建立了直升機(jī)定常飛行時(shí)的粘彈阻尼器響應(yīng)計(jì)算模型，考慮了剛性槳葉的揮舞和擺振自由度，采用非均勻定常人流模型計(jì)算旋翼誘導(dǎo)速度。以某型機(jī)為例，對(duì)懸停和定直前飛時(shí)阻尼器的定常響應(yīng)進(jìn)行了計(jì)算。結(jié)果表明，從懸停到小
2、速度定常前飛，粘彈阻尼器的動(dòng)幅值明顯增加，并且隨旋翼拉力系數(shù)增加而增加。關(guān)鍵詞直升機(jī)；旋翼；粘彈阻尼器；復(fù)模量；定常響應(yīng)中圖分類號(hào)：V275+．1；0242．1文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ASteadyResponseofHelicopterRotorElastomericDamperHUGuocail，MALin2，ZHANGXuejun3(I．NavalAeronauticalandAstronauticalUniversity，Yantai264001，China；2．NavalEquipmentInstitute，Beijing10(D76，China；3．MilitaryRe
3、presentativesBureauofNEDinShenyangAem，Shenyang110034，China)AbstractAmathematicmodelofhelicopterrotorcoupledwithnonlinearelastomericlagdamperispresented．Flap，lagandpitchfreedomsofrotorbladearetakenintoaccount．Linearstaticinflowmodelstherotorinducedvelocity．Steadyresponsesofrotorandelastom
4、ericdamperareresolvedinhoveringandstraightforwardflight．Comparedwithhoveringflightconditions，thedynamicdisplace-mentamplitudesofbladeanddamperhaveobviousincrementsandaugmentedasrotorthrustratioincreased．Keywordshelicopter；rotor；elastomericdamper；complexmodule；steadyresponseI引言現(xiàn)代直升機(jī)常用粘彈阻尼
5、器為槳葉的擺振運(yùn)動(dòng)提供剛度(儲(chǔ)能模量)和阻尼(耗能模量)，以抑制直升機(jī)地面及空中共振動(dòng)不穩(wěn)定性。試驗(yàn)表明¨J，粘彈阻尼器的復(fù)模量具有兩個(gè)重要特性，一是復(fù)模量隨著動(dòng)幅值的增加而下降，并與動(dòng)幅值呈非線性關(guān)系；二是存在背景振動(dòng)(即“雙頻”條件)時(shí)，復(fù)模量將隨背景振幅的增大而下降。直升機(jī)定常飛行時(shí)，阻尼器就可能處于“雙頻”振動(dòng)環(huán)境下工作，一是與旋轉(zhuǎn)槳葉擺振頻率相關(guān)的擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)，二是與旋翼旋轉(zhuǎn)頻率n相關(guān)的交變的強(qiáng)迫振動(dòng)。也就是說，直升機(jī)定常飛行時(shí)，粘彈阻尼器的復(fù)模量不僅與擾動(dòng)幅值的大小有關(guān)，還與粘彈阻尼器的定常響應(yīng)有關(guān)。因此，首先必須確定粘彈阻尼器的定常響應(yīng)幅值，進(jìn)而確定阻尼器在該
6、背景振動(dòng)下對(duì)應(yīng)各擾動(dòng)幅值的復(fù)模量大小，這樣才能準(zhǔn)確預(yù)估直升機(jī)定常飛行時(shí)的旋翼／機(jī)體耦合動(dòng)穩(wěn)定性。收稿日期,'2009-12-28作者筒介：胡國才(1964·)，男，浙江慈溪人，博士，教授，博士生導(dǎo)師，主要研究方向：飛行器動(dòng)力學(xué)?！?0·直升機(jī)技術(shù)總第163期為此，本文在建立直升機(jī)定常飛行運(yùn)動(dòng)方程時(shí)，除了考慮槳葉揮舞運(yùn)動(dòng)外，還將計(jì)人槳葉的擺振自由度及粘彈阻尼器的非線性模型。以某型直升機(jī)為例，計(jì)算阻尼器的定常響應(yīng)。2分析模型2．1旋翼氣動(dòng)力假定旋翼槳葉為當(dāng)量鉸帶彈簧約束的剛硬直槳葉，計(jì)入預(yù)錐角和預(yù)掠角，槳葉的扭轉(zhuǎn)方向及操縱線系剛硬。假設(shè)當(dāng)量鉸外伸量為e，第k片槳葉的揮舞角為
7、尾、方位角為砂。(指向尾槳方向?yàn)?。)，直升機(jī)定直前飛時(shí)，相對(duì)槳葉剖面r。的氣流速度為：Mr=僦(否+于l+psin砂I)(1)uP=lf=齷(A+il盧I+pp‘cos妒I+／．ttana。)(2)其中，unu。分別為垂直和平行于槳轂平面的氣流速度，p為前進(jìn)比，A為旋翼誘導(dǎo)速度，a，為旋翼平面與飛行速度間夾角，上標(biāo)“一”表示無因次量。定直前飛的平衡計(jì)算中，誘導(dǎo)速度采用非均勻分布：A=Ao+A，isin砂I+A。icos砂I(3)采用定常人流模型，誘導(dǎo)速度應(yīng)滿足以下平衡方程【2J：L一1{A。A，A。}7={c，c。c肼}7(4)式中，L
