CN106096088A - 一种螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法，包括第一步：建立机翼有限元模型，进行动力学特性分析；第二步：计算短舱/螺旋桨系统的动力学特性；第三步：计算机翼气动网格间的非定常气动力影响系数矩阵以及机翼气动网格对螺旋桨轮毂点的侧洗w和下洗v的气动影响系数矩阵；第四步：计算螺旋桨在不同飞行状态下的气动导数，组装气动矩阵；第五步：基于机翼/短舱/螺旋桨的安装关系，推导螺旋桨有效俯仰角和偏航角的数学表达形式；第六步：得到螺旋桨施加到机翼安装点处的非定常气动力矩阵，得到螺旋颤振运动方程；第七步：求解螺旋颤振运动方程，分析螺旋颤振特性。本发明的螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法具分析有精度高、应用范围广等优点。

Description

一种螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法

技术领域

本发明属于气动弹性设计领域，尤其涉及一种螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法。

背景技术

螺旋桨飞机机翼/短舱/螺旋桨的结构关系如图1所示，国外基于NASTRAN软件进行螺旋颤振分析，它通过DMAP语言将桨气动力以气动刚度和阻尼矩阵的形式导入NASTRAN进行颤振频域分析，但使用者对于桨翼之间的载荷传递不便写出，同时使用NASTRAN也不能进行时域仿真。国内对螺旋颤振的研究集中在两自由度螺旋桨稳定性分析和考虑机翼沉浮和俯仰自由度的四自由度螺旋桨/机翼稳定性分析等方面，缺乏有效的适用于工程型号应用的螺旋颤振分析方法。根据研制要求或规范，在螺旋桨类飞机的研制过程中，必须开展颤振稳定性分析，因此需要在分析方法上寻求新的突破。

发明内容

本发明的目的是提供一种螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法，解决上述问题。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：1、一种螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法，其特征在于，包括

第一步：建立机翼有限元模型，进行机翼结构动力学特性分析，获得机翼的模态和频率结果；

第二步：计算短舱/螺旋桨系统的动力学特性；

第三步：计算机翼气动网格间的非定常气动力影响系数矩阵以及机翼气动网格对螺旋桨轮毂点的侧洗w和下洗v的气动影响系数矩阵；

第四步：计算螺旋桨在不同飞行状态下的气动导数，组装所述不同飞行状态下的气动矩阵；

第五步：基于机翼/短舱/螺旋桨的安装关系，推导螺旋桨有效俯仰角和偏航角的数学表达形式；

第六步：基于虚工原理推导得到螺旋桨施加到机翼安装点处的非定常气动力矩阵，从而组装得到螺旋桨飞机螺旋颤振运动方程；

第七步：求解螺旋颤振运动方程，分析螺旋桨飞机螺旋颤振特性。

进一步地，步骤二中，计算短舱/螺旋桨系统的动力学特性采用Wilmer两自由度解析模型。

进一步地，步骤三中采用偶极子格网法计算翼面的非定常气动力。

进一步地，步骤七中采用频域求解法或时域求解法求解螺旋颤振运动方程。

本发明的一种螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法的有益效果是：提出了一种全新的适用于工程型号研制精度要求的螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法，并推导了分析模型的运动方程，开辟了螺旋颤振分析仿真新思路；建立的分析模型不仅是气弹专业的基础分析模型，还是动强度、系统载荷、静气弹、操稳等专业的结构动力学仿真模型，目前已经实际应用于颤振分析、伺服气弹分析、突风响应分析，还可扩展用于动响应分析、阵风减缓、载荷修正等研究领域；本发明为后续型号动力学仿真建模的研究以及类似军民用飞机的相关技术研究奠定了基础，指明了方向，同时可以进一步拓展应用到倾转桨飞机以及风机的结构动力学耦合系统建模和稳定性分析中。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。

图1为现有技术的机翼和螺旋桨/短舱系统结构示意图；

图2为本发明的机翼和螺旋桨/短舱系统气动力影响示意图；

图3是本发明的机翼/短舱/螺旋桨的坐标关系图。

图4为本发明螺旋桨飞机颤振分析方法流程图。

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

本发明的螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法的关键在于机翼/短舱/螺旋桨三部件耦合系统建模，其核心是耦合情况下螺旋桨有效俯仰和偏航角的计算。

(1)在气动耦合方面，忽略螺旋桨运动对机翼的流场干扰，但机翼的流场会在桨的轮毂点处诱导出下洗和侧洗速度，从而影响桨的偏航和俯仰运动；

(2)机翼位移扰动会使桨/短舱系统的俯仰角和偏航角发生变化，从而改变螺旋桨上产生的气动力和力矩。同时，螺旋桨气动力和力矩又会通过短舱的安装点传递给机翼，从而改变机翼的受力。

推导得到螺旋桨有效俯仰和偏航角的数学表达形式后，结合机翼有限元模型、Wilmer两自由度螺旋桨/短舱模型、偶极子格网法和经典的叶素理论，经过推导便可以建立螺旋桨飞机螺旋颤振分析模型，最终通过频域和时域方法进行螺旋颤振分析。

具体的，以图2及图4所示的机翼/短舱/螺旋桨系统的气动影响示意图、坐标关系及流程图做进一步的阐述。

第一步，建立机翼有限元模型，进行机翼结构动力学特性分析，获得相应的模态和频率结果。

第二步，计算短舱/螺旋桨系统的惯量、俯仰/偏航频率等固有属性，最终得到Wilmer两自由度模型的结构系统质量、刚度、阻尼矩阵等。

第三步，计算机翼气动网格间的非定常气动力影响系数矩阵以及机翼气动网格对螺旋桨轮毂点的侧洗w和下洗v的气动影响系数矩阵，如图2所示，

$\left\{\begin{array}{c}w=V_{\mathrm{\∞}}\[\begin{array}{cccc}{D}_{h1}& D_{h2}& ...& D_{hN}\end{array}\]D_w^{-1}W\mathrm{\ξ}\\ v=V_{\mathrm{\∞}}\[\begin{array}{cccc}{D}_{h1}^{\′}& D_{h2}^{\′}& ...& D_{hN}^{\′}\end{array}\]D_w^{-1}W\mathrm{\ξ}\end{array}\right.$

式中：D_hj是通过偶极子格网法计算得到翼面气动网格对轮毂点处的气动力影响系数矩阵；N表示机翼上气动网格的数量；D_w是机翼法向速度影响系数矩阵；W为翼面的边界条件；ξ是模态广义坐标。

第四步，基于叶素理论计算螺旋桨在不同飞行状态下的气动导数，组装相应的气动矩阵。

第五步，基于机翼/短舱/螺旋桨的安装关系，坐标关系如图3所示推导螺旋桨有效俯仰角和偏航角的数学表达形式

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\‾}{\mathrm{\θ}}=\mathrm{\θ}-\frac{l\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}}{V}+\frac{\stackrel{\·}{z}}{V}-\frac{w}{V}+{\mathrm{\α}}_y\\ \stackrel{\‾}{\mathrm{\ψ}}=\mathrm{\ψ}-\frac{l\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}{V}-\frac{\stackrel{\·}{y}}{V}+\frac{v}{V}+{\mathrm{\α}}_z\end{array}\right.$

式中：第一项θ和ψ来源于螺旋桨短舱系统本身的几何角；第二项由螺旋桨轮毂点处的横向速度产生。第三项由短舱在机翼上的安装点处的横向位移产生；第四项由飞机上其他部件，如机翼和机身气动力等在轮毂点处的侧洗速度w和下洗速度v产生；第五项由短舱在机翼上的安装点处的旋转运动产生。

第六步，基于虚功原理推导得到螺旋桨施加到机翼安装点处的广义非定常气动力矩阵，从而组装得到螺旋桨飞机螺旋颤振运动方程。

第七步，通过频域求解方法或者时域方法求解螺旋颤振运动方程，分析螺旋桨飞机螺旋颤振特性。

综上所述，本发明的螺旋桨飞机颤振分析方法采用偶极子格网法计算翼面非定常气动力，并考虑机翼对螺旋桨轮毂点的侧洗和下洗效应，考虑全面使得颤振分析更加准确，采用经典的叶素理论计算螺旋桨非定常气动力，且机翼结构动力学计算采用有限元方法，使得分析过程更加简答有效，螺旋桨/短舱系统结构动力学计算采用Wilmer两自由度解析模型，根据螺旋桨/短舱和机翼连接点的位移运动关系，通过虚功原理推导机翼和桨/短舱之间的广义作用力，进而考虑了机翼位移扰动对桨/短舱系统的俯仰角和偏航角的影响，通过推导便可以建立机翼/短舱/螺旋桨耦合系统螺旋颤振分析模型，进一步通过频域或时域方法进行螺旋颤振特性分析。

本发明的螺旋桨飞机颤振分析方法开辟了螺旋颤振分析仿真新思路；建立的分析模型不仅是气弹专业的基础分析模型，还是动强度、系统载荷、静气弹、操稳等专业的结构动力学仿真模型，具有分析精确的优点，可应用于颤振分析、伺服气弹分析、突风响应分析，还可扩展用于动响应分析、阵风减缓、载荷修正等研究领域，应用范围广；此外，本发明为螺旋桨飞机动力学仿真建模的研究以及类似军民用飞机的相关技术研究奠定了基础，指明了方向，同时可以进一步拓展应用到倾转桨飞机以及风机的结构动力学耦合系统建模和稳定性分析中。

以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法，其特征在于，包括

第一步：建立机翼有限元模型，进行机翼结构动力学特性分析，获得机翼的模态和频率结果；

第二步：计算短舱/螺旋桨系统的动力学特性；

第三步：计算机翼气动网格间的非定常气动力影响系数矩阵以及机翼气动网格对螺旋桨轮毂点的侧洗w和下洗v的气动影响系数矩阵；

第四步：计算螺旋桨在不同飞行状态下的气动导数，组装所述不同飞行状态下的气动矩阵；

第五步：基于机翼/短舱/螺旋桨的安装关系，推导螺旋桨有效俯仰角和偏航角的数学表达形式；

第六步：基于虚工原理推导得到螺旋桨施加到机翼安装点处的非定常气动力矩阵，从而组装得到螺旋桨飞机螺旋颤振运动方程；

第七步：求解螺旋颤振运动方程，分析螺旋桨飞机螺旋颤振特性。

2.根据权利要求1所述的螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法，其特征是，步骤二中，计算短舱/螺旋桨系统的动力学特性采用Wilmer两自由度解析模型。

3.根据权利要求1所述的螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法，其特征是，步骤三中采用偶极子格网法计算翼面的非定常气动力。

4.根据权利要求1所述的螺旋桨飞机螺旋颤振分析方法，其特征是，步骤七中采用频域求解法或时域求解法求解螺旋颤振运动方程。