气动弹性系统（精选3篇）
气动弹性系统 篇1
直升机的旋翼既是升力面,又是操纵面;由于其独特的工作原理及复杂的气动环境,振动与噪声问题十分严重[1]。振动会直接影响飞行员与乘客的舒适性,同时对部件的疲劳、寿命等产生影响。噪声对于直升机的社会认可度以及执行军事任务时的抗侦查能力十分重要,也是直升机设计时需要考虑的另一个重要因素。
后缘小翼智能旋翼通过以压电材料等智能材料为核心的驱动机构,驱动安装在桨叶外侧后缘的小翼偏转,改变旋翼的气动力分布及弹性响应,起到提高旋翼性能、控制旋翼振动与噪声的作用。近年来国际上的理论与试验研究已证实,主动控制后缘小翼是一种有效的旋翼振动与噪声控制方法[2,3]。国内学者对后缘小翼也开展了一些研究,张柱等[4]对后缘小翼的驱动机构进行了设计;王荣等[5]通过数值模拟论证了后缘小翼在旋翼动态失速控制和桨毂振动载荷控制方面的作用;刘洋[6]、尚丽娜[7]等分别从空气动力学角度对带小翼的翼型动态失速进行了研究。进行带后缘小翼的旋翼高精度气弹分析对后缘小翼翼型气动力模型、旋翼流场计算方法以及桨叶弹性模型都要求很高,目前这方面的研究较少。为了研究后缘小翼受控时智能旋翼的气动弹性特性,建立了一种后缘小翼智能旋翼气弹动力学分析模型,并基于建立的模型研究悬停状态与前飞状态小翼受控时的旋翼气弹响应和动载荷变化。
1 后缘小翼智能旋翼动力学模型
1.1 智能旋翼结构模型
在文献[8]建立的高精度刚柔耦合旋翼结构动力学模型的基础上,添加刚性后缘小翼构件,基础旋翼的运动描述、动能与应变能表达式与文献[8]中相同,此处不重复介绍。增加后缘小翼坐标系描述小翼运动,记为C系,C系原点位于小翼转轴处,如图1。
小翼上任一点B在桨毂旋转坐标系H中的变形后坐标为
式(1)中:(ηc,ζc)T是B点在小翼坐标系中的坐标,XH是小翼偏转轴到桨叶变距轴线的距离,RHOAH是变形后B点所在参考剖面坐标原点在桨毂旋转坐标系中的坐标。
桨毂系中B相对于惯性系的加速度为
式(2)中:Ω为桨毂旋转角速度矢量,矢量的上标“·”与“··”分别表示速度和加速度,上标“~”表示矩阵的反对称张量。
根据d’Alembert原理,以惯性力虚功的形式表示后缘小翼的动能Tf的变分δTf为
依据Hamilton原理建立桨叶非线性动力学微分方程
式(4)中,Tb、Ub分别是桨叶动能、应变能,Wa是气动力做功。
1.2 智能旋翼气动模型
以桨叶3/4弦线位置作为气动力计算的参考位置,在桨叶变形后坐标系中计算气动力,气流相对参考位置的速度U为
式(5)中,μ为前进比,μ=Vcosαs/ΩR,V是前飞速度,αs是旋翼轴的前倾角;入流比λ由两部分组成
式(6)中,诱导入流比λi=Vi/ΩR是诱导速度Vi的无量纲形式,旋翼诱导速度分布由黏性涡粒子法[9]计算。
当地马赫数为Ma=|U|/as,as是声速。翼型迎角为α=-atan(Up/Ut)。对于滞后缘小翼段的桨叶,小翼偏转角δf仅是方位角ψ的函数δ=δf(ψ)。由CFD方法预先建立带小翼翼型的数据表,计算时由Ma、α、δf三个量查表插值得到气动力的环量部分,气动力非环量部分由准定常模型计算。计算出气动力Fa与力矩Ma后,将气动力功表示为
式(7)中,qb是广义自由度,Gb是广义力系数矩阵。
1.3 旋翼动力学方程求解
将式(4)中线性项与非线性项分离为
方程左侧分别是桨叶和小翼的广义质量;右侧为广义力向量,依次为气动力虚功、桨叶和小翼动能变分中的非线性项以及桨叶的应变能变分。
由于离心力的刚化作用,上述方程通常是刚性的,采用隐式梯形公式与牛顿迭代算法在位形空间中求解方程[10]。得到桨叶响应后由力积分法计算桨叶载荷与桨毂载荷。
2 算例验证
由于复杂的流场、桨叶刚体运动与非线性弹性变形等诸多因素,旋翼动载荷计算一直是旋翼动力学的难点。本文以SA349/2山猫直升机的飞行试验验证本模型的计算能力。对文献[11]中飞行状态2进行模拟,该飞行状态前进比为0.14,是典型的“桨涡干扰”状态,预估该状态的动载荷对模型要求非常高。图2分别对不同剖面位置的挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩进行了验证。总体上本模型的精度与先进旋翼分析软件CAMRAD II[12]相当,对于挥舞弯矩和摆振弯矩,本模型计算结果与飞行实测值吻合得很好;对于扭转力矩,本模型和CAMRAD II计算结果与实测值皆存在偏差,但能捕捉到扭转力矩的变化趋势和振动幅值。
3 小翼受控气动弹性分析
以4片桨叶的无铰式旋翼作为带后缘小翼智能旋翼分析的基准旋翼,旋翼半径为4.91 m,实度为0.07,桨叶带8°预扭,翼型为NACA23012,旋翼转速为44.51 rad/s。桨叶形状及后缘小翼的相关参数如图3。
分别分析悬停状态和0.197前进比前飞状态带受控后缘小翼的气弹响应与动载荷,两个计算状态的旋翼姿态与操纵如表1。
3.1 悬停状态小翼受控气弹分析
对于所模拟的孤立旋翼悬停状态,气动力按方位角均匀分布,桨叶在其作用下桨尖响应收敛后振幅几乎为0,如图4。自10 s起,小翼按δf(t)=4°cos(3Ωt)的规律受控后,桨尖响应振幅迅速增大。
由于小翼偏转带来的翼型俯仰力矩变化,桨尖扭转响应幅值约达到2.5°,受控后缘小翼引起的桨叶扭转响应相当于周期性地改变着桨叶的扭转角分布,从而有效地影响旋翼整体气动力分布,可用于实现振动控制或噪声控制等目的。受气动阻尼的作用,小翼受控后扭转响应与挥舞响应增加后迅速收敛;摆振响应幅值迅速增加,后逐渐收敛至稳定值,如图4(c),可见小翼受控时该旋翼仍然是摆振稳定的。
改变小翼的偏角幅值,比较桨尖响应变化。不同偏角幅值对应的挥、摆、扭三个方向的桨尖响应振幅如图5,可以看出:在一定范围内,桨叶响应幅值基本随小翼偏角线性增大。
3.2 前飞状态小翼受控气弹分析
前进比为0.197的前飞状态桨盘平面内诱导入流比分布如图6,气流从桨盘前缘“上洗”(入流为负)后经桨盘中后缘“下洗”(入流为正)流出,加上旋翼的前飞与旋转组合运动以及周期变距等作用,诱导速度分布极其不均匀。气动力的不均匀分布,使前飞时桨叶的振动载荷十分明显。
由优化控制算法确定用于桨毂载荷控制的小翼偏转规律,如图7。从小翼无控开始计算,进入稳态后,自第10 s起驱动小翼。
在交变气动载荷作用下,即使小翼无控时桨尖的响应幅值也比较大。小翼受控后,明显增加了桨尖扭转响应的幅值,此时挥舞与摆振响应的幅值变化不明显。扭转与挥舞响应收敛迅速,摆振响应收敛较慢,如图8,这和悬停状态的规律相同。
由于桨毂的滤波作用,对本算例中4片桨叶的情况,3、4、5/rev的桨根力传到桨毂上形成较明显的4/rev桨毂载荷,图9比较了后缘小翼受控前后桨毂载荷的4/rev振动幅值,可以看出以图7所示规律控制小翼时能够有效地降低桨毂4/rev振动载荷。
对后缘小翼施加控制,在增加扭转响应的同时还增加了桨叶剖面的扭转载荷。比较图7与图10可发现:小翼偏角为负时扭转力矩增加,偏角为正时扭转力矩减小。偏角为负时小翼向上偏,产生的气动抬头力矩与扭转力矩方向相同,因而增大了扭转力矩。
4 结论
(1)建立的刚体小翼-弹性桨叶耦合气弹动力学模型能可靠预估旋翼振动载荷;
(2)在一定范围内,悬停状态桨尖响应幅值基本随小翼偏角线性增大;
(3)不管对悬停还是前飞状态,小翼受控对扭转响应都有明显影响;桨叶的挥舞和扭转方向收敛速度快于摆振方向。
参考文献
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气动弹性系统 篇2
考虑气动弹性影响的机翼气动外形设计研究
采用三维Euler方程为控制方程,耦合静气动弹性平衡方程,进行机翼静气动弹性数值模拟;在机翼静气动弹性分析的基础上,结合Takanashi余量修正方法对三维大展弦比机翼进行气动外形反设计,以确定机翼的型架外形.以某型支线飞机的大展弦比机翼为算例,进行了静气动弹性数值模拟和机翼型架外形设计研究,设计结果表明发展的.机翼静气动弹性数值模拟和型架外形设计方法是合理可行的.
作 者：程诗信 詹浩 朱军 CHENG Shi-xin ZHAN Hao ZHU Jun 作者单位：西北工业大学,翼型叶栅空气动力学国防科技重点研究室,陕西,西安,710072刊 名：航空计算技术 ISTIC英文刊名：AERONAUTICAL COMPUTING TECHNIQUE年，卷(期)：38(2)分类号：V211.41关键词：Euler方程 静气动弹性 反设计 型架外形
气动弹性系统 篇3
篦齿式封严装置气动弹性稳定性研究
随着航空发动机对高性能、高推重比的要求,发动机上零部件的工作环境愈发恶劣,此时篦齿封严装置的稳定性问题则显得非常突出.该装置沿周向作节径型振动,在某些模态时,密封气体的.气动阻尼可能为负值,使整个系统稳定性下降,甚至出现不稳定状态.本文采用双控制体模型计算篦齿封严装置的气动刚度和气动阻尼,然后应用有限元软件对篦齿式封严装置的稳定性进行了分析,获得了比较满意的结果.
作 者：李辉 李其汉 晏砺堂 作者单位：北京航空航天大学,动力系,北京,100083刊 名：航空动力学报 ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF AEROSPACE POWER年，卷(期)：17(3)分类号：V231.92关键词：篦齿封严 气动弹性 稳定性 复特征值