CN104890867A - 一种扩展直升机空中共振安全边界的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明扩展直升机空中共振安全边界的设计方法，涉及一种扩展直升机飞行速度和升力过载状态发生空中共振的安全边界设计方法，属于直升机动力学设计技术领域。针对需要考虑涵盖并适当超出直升机性能要求的飞行包线规定的飞行状态的旋翼桨叶运转气动环境，分析其空中共振不稳定性，通过提高桨距控制刚度到空中共振对其不敏感的范围，增加桨叶后缘调整片的宽度和沿展向的分布使等效气动中心后移，以及改善桨叶气弹耦合特性来扩展空中共振安全边界。

Description

一种扩展直升机空中共振安全边界的设计方法

技术领域

本发明属于直升机动力学设计技术领域，具体涉及一种扩展直升机飞行速度和升力过载状态发生空中共振的安全边界设计方法。

背景技术

随着直升机旋翼设计技术的不断发展，旋翼与机体耦合摆振不稳定现象不仅在地面存在，在空中仍然存在，只考虑旋翼多叶摆振运动的经典地面共振设计技术，不能满足旋翼新技术、新构型发展的需要。复合材料旋翼桨叶、球柔性桨毂、无轴承和无铰旋翼，都使得旋翼与机体耦合产生的不稳定性与最初的地面共振现象存在很大的不同，而球柔性桨毂、无轴承和无铰旋翼直升机不仅要考虑桨叶挥舞、摆振及扭转运动及其耦合，还要考虑气动耦合。在空中飞行存在的空中共振问题，从现象和本质上变成了机械、结构耦合和气弹耦合不稳定性问题，它比纯铰接式旋翼直升机的地面共振复杂得多，尤其空中共振偏向于气动弹性不稳性特性。分析模型需要考虑旋翼的多叶摆振、挥舞、扭转运动和气动弹性耦合。

实际型号飞行试验表明：空中共振通常发生在大过载与高速飞行状态，即飞行包线边界附近，大多情况下空中共振会限制飞行包线边界，从而限制直升机飞行性能。因此，准桷预计大过载与高速飞行状态下的空中共振安全边界，特别是空中共振限制了飞行包线边界时，如何从设计上扩展空中共振安全边界是直升机空中共振设计的关键技术。

现有技术中，在空中共振方面实质性的研究较少，在型号研制的试飞监测中发现过空中共振发散现象。虽然进行了定常飞行状态下的空中共振分析，但对于高速、大过载飞行状态的空中共振分析难以进行，更没有研究拓展其安全边界的设计方法。因此，突破和掌握扩展直升机空中共振安全边界的设计技术，并以型号飞行试验数据进行验证，是在研和未来新构型直升机设计、研制的急需技术。。

发明内容

本发明要解决的技术问题：针对直升机空中共振可能限制直升机飞行性能使用包线的问题，通过分析旋翼桨叶结构和气动、机体惯性特性与飞行状态等因素对空中共振的影响，提出抑制空中共振发生、扩展空中共振安全边界的设计方法和措施。本发明的扩展直升机空中共振安全边界的设计方法，主要包括：

根据结构设计参数的变化对空中共振的影响，确定影响空中共振的结构设计参数范围；

通过对共振安全边界、桨叶后缘调整片以及桨叶气弹耦合特性的调整扩展直升机空中共振安全边界。

优选的是，直升机高速、大过载飞行状态空中共振分析，首先通过分析飞行状态的空中共振不稳定性，研究高速、大过载飞行状态参数影响，其次，找到导致或影响空中共振发生的旋翼、桨叶及操纵控制系统结构设计参数，最后，确定空中共振不稳定性随飞行状态参数变化的空中共振边界，分析结构设计参数的变化对空中共振的影响，确定影响空中共振的结构设计参数范围；

在上述任一方案中优选的是，将升力、转速、过载和飞行速度作为变化参数，分析空中共振不稳定性随飞行状态参数的变化，找到发生空中共振的边界。

在上述任一方案中优选的是，扩展空中共振安全边界的设计为，首先，提高桨距控制刚度到空中共振对其不敏感的范围，其次，增加桨叶后缘调整片的宽度和沿展向的分布使等效气动中心后移，最后，改善桨叶气弹耦合特性。

直升机高速、大过载飞行状态下，前行桨叶的气流速度接近甚至超过音速，出现激波失速，而后行桨叶则因相对来流速度降低、迎角增加而出现气流分离失速。另一方面，由于高速、大过载飞行需要旋翼提供几倍于直升机重量的升力(即大的正过载)，其桨距达到最大限度，使桨叶的气动弹性耦合最强烈，加剧了气动弹性不稳性的发生。因此，针对这种气动环境，利用商用或自研软件开展空中共振分析，研究高速、大过载飞行状态参数影响，寻找导致空中共振的内在因素，得出空中共振预计结果。将升力、转速、过载和飞行速度作为变化参数，分析空中共振不稳定性的变化，找到发生空中共振的边界，也称空中共振飞行包线。

在分析确定了空中共振飞行包线(即空中共振安全边界)的基础上，对比分析与直升机性能要求的飞行包线，如果该边界小于(或限制了)直升机性能设计要求的飞行包线，则需要通过更改设计扩展空中共振安全边界，使其满足设计要求。

根据分析确定的影响空中共振发生内在因素，即设计参数，进行参数敏感性分析，确定影响空中共振不稳定的重要飞行状态和结构设计参数，提出延缓空中共振发生的设计参数设计或更改设计的方向或选择范围。

本发明关键点是：

提出了一种扩展空中共振安全边界的设计方法，利用该方法可延缓高速大过载飞行状态下直升机空中共振的发生，从而扩展空中共振安全边界，保证直升机机动性能的实现和提高直升机的飞行安全。

所述直升机高速、大过载飞行状态空中共振分析技术途经。

所述扩展空中共振安全边界的设计措施。

本发明的有益效果：通过分析设计和飞行参数对直升机空中共振的影响，总结提出了提高桨距控制线系刚度和使桨叶有效压力中心后移的设计方法，能有效延缓在高速、大过载飞行状态下空中共振的发生，达到扩展空中共振安全边界的设计目标。该技术已用和将用于在研型和未来新研型号直升机设计，保证直升机飞行性能的实现和提高直升机飞行安全。

附图说明

图1是按照本发明直升机扩展空中共振安全边界的设计方法的一优选实施例的过载与飞行速度的空中共振边界示意图。

图2是本发明图1所示实施例的桨距控制线系刚度的影响示意图。

图3是本发明图1所示实施例的气动中心位置的影响示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明所涉及的直升机扩展空中共振安全边界的设计方法做进一步详细说明。通过分析设计和飞行参数对直升机空中共振的影响，总结提出了提高桨距控制线系刚度和使桨叶有效压力中心后移的设计方法，能有效延缓在高速、大过载飞行状态下空中共振的发生，达到扩展空中共振安全边界的设计目标。该技术已用和将用于在研型和未来新研型号直升机设计，保证直升机飞行性能的实现和提高直升机飞行安全，具体包括如下步骤：

(1)根据结构设计参数的变化对空中共振的影响，确定影响空中共振的结构设计参数范围；

(2)通过对共振安全边界、桨叶后缘调整片以及桨叶气弹耦合特性的调整扩展直升机空中共振安全边界。

在本实施例中，直升机高速、大过载飞行状态空中共振分析，首先通过分析飞行状态的空中共振不稳定性，研究高速、大过载飞行状态参数影响，其次，找到导致或影响空中共振发生的旋翼、桨叶及操纵控制系统结构设计参数，最后，确定空中共振不稳定性随飞行状态参数变化的空中共振边界，分析结构设计参数的变化对空中共振的影响，确定影响空中共振的结构设计参数范围；将升力、转速、过载和飞行速度作为变化参数，分析空中共振不稳定性随飞行状态参数的变化，找到发生空中共振的边界。

根据直升机型号的重量构型(即起飞重量构型)、飞行速度和过载及飞行性能包线规定的飞行状态，采用商用或自研软件分析在这些飞行状态下的空中共振，通过计算不同重量构型下空中共振随飞行速度和过载的变化，找到发生空中共振的边界，即在该飞行速度和过载下，空中共振计算的特征值实部结果数值为0，这时称为临界稳定状态。如图1所示，图中是一球柔性桨毂旋翼直升机空中共振计算结果，将特征值实部值和飞行速度或转速作为纵横坐标，过载作为参数绘制的分析了空中共振曲线。

扩展空中共振安全边界的设计为，首先，提高桨距控制刚度到空中共振对其不敏感的范围，其次，增加桨叶后缘调整片的宽度和沿展向的分布使等效气动中心后移，最后，改善桨叶气弹耦合特性。

对比分析全部重量构型下，空中共振的边界对应的飞行速度和过载所围成的边界与该直升机型的飞行性能边界，如果空中共振的边界大于飞行性能边界，则不需要扩展其边界，反之则需通过参数影响分析，寻找影响桨叶气动弹性耦合、加剧气动弹性不稳性或增加有利气动弹性耦合的设计参数。这些参数是桨叶低阶挥舞、摆振和扭转耦合特性，桨叶扭转刚度(包括桨距控制刚度)、减摆器刚度和阻尼、剖面重心分布、以及剖面气动中心分布等。在参数敏感性分析的基础上，确定扩展空中共振边界的主要设计参数。如图2和图3所示，给出了剖面气动中心和桨距控制线系刚度对空中共振的敏感性影响。

最后，提出扩展空中共振安全边界的设计措施。根据图2和图3所示结果，确定满足大于飞行性能边界的空中共振安全边界的设计措施：包括桨距控制线系刚度的最低值要求、改变剖面气动中心位置的桨叶宽度和沿展向长度，以及其它延缓空中共振发生的结构设计参数。

需要说明的是，本发明的直升机扩展空中共振安全边界的设计方法包括上述实施例中的任何一项及其任意组合，但上面所述的实施例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明范围进行限定，在不脱离本发明设计精神前提下，本领域普通工程技术人员对本发明的技术方案作出的各种变形和改进，均应落入本发明的权利要求书确定的保护范围内。

Claims (4)

1.一种扩展直升机空中共振安全边界的设计方法，其特征在于：

(1)根据结构设计参数的变化对空中共振的影响，确定影响空中共振的结构设计参数范围；

(2)通过对共振安全边界、桨叶后缘调整片以及桨叶气弹耦合特性的调整扩展直升机空中共振安全边界。

2.根据权利要求1所述的扩展直升机空中共振安全边界的设计方法，其特征在于：直升机高速、大过载飞行状态空中共振分析，首先通过分析飞行状态的空中共振不稳定性，获取高速、大过载飞行状态参数对空中共振的影响，其次，找到导致或影响空中共振发生的旋翼、桨叶及操纵控制系统结构设计参数，最后，确定空中共振不稳定性随飞行状态参数变化的空中共振边界，分析结构设计参数的变化对空中共振的影响，确定影响空中共振的结构设计参数范围。

3.根据权利要求2所述的扩展直升机空中共振安全边界的设计方法，其特征在于：将升力、转速、过载和飞行速度作为变化参数，分析空中共振不稳定性随飞行状态参数的变化，找到发生空中共振的边界。

4.根据权利要求3所述的扩展直升机空中共振安全边界的设计方法，其特征在于：首先，提高桨距控制刚度到空中共振对其不敏感的范围，其次，增加桨叶后缘调整片的宽度和沿展向的分布使等效气动中心后移，最后，改善桨叶气弹耦合特性。