基于复合力—模态分析的旋翼桨叶气动载荷识别方法研究
发布时间：2021-02-03 15:35
直升机飞行时旋翼工作在周期交变的气流环境中,其细长的、刚度很低的桨叶在周期性气动载荷作用下会产生持续的弹性振动,而桨叶振动又反馈于外部的气动载荷,由此形成了非常复杂的气弹耦合响应。准确计算旋翼桨叶上的气动载荷一直是直升机空气动力学和动力学中最复杂的问题之一。本文基于复合力-模态分析法,对挥-摆-扭耦合动力学模型下的旋翼桨叶气动载荷识别方法进行了研究。首先根据力分析法和Myklestad法建立了旋翼桨叶动载荷识别的逆传递矩阵,代入桨叶位移边界条件和结构载荷,通过连续有限次的矩阵乘法运算计算桨叶各剖面的位移响应。然后以汉密尔顿原理为基础,采用2节点12自由度的梁单元模型推导桨叶运动方程,计算旋翼桨叶的挥舞、摆振和扭转固有特性,进而由桨叶模态位移和位移响应计算广义坐标,并在此基础上推导了耦合状态下旋翼桨叶气动载荷识别方程。采用Matlab软件编写了旋翼桨叶气动载荷识别计算程序,以SA349/2直升机为算例,对其巡航飞行时旋翼桨叶挥舞方向的气动载荷进行了识别,并将识别结果与飞行测量结果进行了对比分析,验证了本文计算方法的有效性。最后在旋翼/机体耦合动稳定性试验台上进行了悬停状态下模型旋翼桨叶载...
【文章来源】：南京航空航天大学江苏省 211工程院校
【文章页数】：86 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
SA349/2试验桨叶测量剖面示意图
基于复合力-模态分析的旋翼桨叶气动载荷识别方法研究计算其特征值和特征向量，即固有频率和固有振型。如果要确定某一阶频率对应的是挥舞、摆振还是扭转振型，则将相应的特征向量包含的挥舞位移、摆振位移和扭转角三条曲线绘制在一张图中观察，即可确定。本文计算并整理了 SA349/2 型直升机旋转桨叶的前 6 阶固有频率和固有振型，并将计算结果与 CAMRAD 的计算结果进行了对比，对比结果如表 3.3 所示。表 3.3 SA349/2 型直升机桨叶固有频率对比频率阶次 第 1 阶 第 2 阶 第 3 阶 第 4 阶 第 5 阶 第 6 阶振型 摆振 挥舞 挥舞 扭转 挥舞 摆振CAMRAD 0.59 1.02 2.78 4.16 4.84 5.23本文模型 0.604 1.016 2.777 4.168 4.849 5.212相对误差% 2.37 0.39 0.11 0.19 0.19 0.34从上表可以看出最大相对误差为 2.37%，说明本文模型计算铰接式旋翼的精度比较理想。使用本文模型计算前 6 阶频率及振型如图 3.2~图 3.7 所示。
基于复合力-模态分析的旋翼桨叶气动载荷识别方法研究计算其特征值和特征向量，即固有频率和固有振型。如果要确定某一阶频率对应的是挥舞、摆振还是扭转振型，则将相应的特征向量包含的挥舞位移、摆振位移和扭转角三条曲线绘制在一张图中观察，即可确定。本文计算并整理了 SA349/2 型直升机旋转桨叶的前 6 阶固有频率和固有振型，并将计算结果与 CAMRAD 的计算结果进行了对比，对比结果如表 3.3 所示。表 3.3 SA349/2 型直升机桨叶固有频率对比频率阶次 第 1 阶 第 2 阶 第 3 阶 第 4 阶 第 5 阶 第 6 阶振型 摆振 挥舞 挥舞 扭转 挥舞 摆振CAMRAD 0.59 1.02 2.78 4.16 4.84 5.23本文模型 0.604 1.016 2.777 4.168 4.849 5.212相对误差% 2.37 0.39 0.11 0.19 0.19 0.34从上表可以看出最大相对误差为 2.37%，说明本文模型计算铰接式旋翼的精度比较理想。使用本文模型计算前 6 阶频率及振型如图 3.2~图 3.7 所示。
【参考文献】：
期刊论文
[1]采用光纤传感测量的直升机旋翼桨叶分布载荷识别[J]. 陈文,夏品奇. 振动工程学报. 2009(02)
[2]旋翼桨叶载荷确定技术[J]. 刘守慎,李南慧. 气动实验与测量控制. 1991(02)
[3]英国旋翼载荷分析概况[J]. 刘守慎. 南京航空航天大学学报. 1990(03)
[4]直升机六力素识别[J]. 张景绘,李万新. 航空学报. 1986(02)
硕士论文
[1]旋翼机桨叶疲劳特性分析[D]. 梁亮东.南京航空航天大学 2016
[2]基于频域法的直升机旋转桨叶模型分布动载荷识别[D]. 陈光炯.南京航空航天大学 2014
[3]直升机旋翼桨叶模型分布动载荷时域识别研究[D]. 李政.南京航空航天大学 2014
[4]基于逆虚拟激励法的直升机振动载荷识别研究[D]. 章红莉.南京航空航天大学 2012
本文编号：3016748
【文章来源】：南京航空航天大学江苏省 211工程院校
【文章页数】：86 页
【学位级别】：硕士
【部分图文】：
SA349/2试验桨叶测量剖面示意图
基于复合力-模态分析的旋翼桨叶气动载荷识别方法研究计算其特征值和特征向量，即固有频率和固有振型。如果要确定某一阶频率对应的是挥舞、摆振还是扭转振型，则将相应的特征向量包含的挥舞位移、摆振位移和扭转角三条曲线绘制在一张图中观察，即可确定。本文计算并整理了 SA349/2 型直升机旋转桨叶的前 6 阶固有频率和固有振型，并将计算结果与 CAMRAD 的计算结果进行了对比，对比结果如表 3.3 所示。表 3.3 SA349/2 型直升机桨叶固有频率对比频率阶次 第 1 阶 第 2 阶 第 3 阶 第 4 阶 第 5 阶 第 6 阶振型 摆振 挥舞 挥舞 扭转 挥舞 摆振CAMRAD 0.59 1.02 2.78 4.16 4.84 5.23本文模型 0.604 1.016 2.777 4.168 4.849 5.212相对误差% 2.37 0.39 0.11 0.19 0.19 0.34从上表可以看出最大相对误差为 2.37%，说明本文模型计算铰接式旋翼的精度比较理想。使用本文模型计算前 6 阶频率及振型如图 3.2~图 3.7 所示。
基于复合力-模态分析的旋翼桨叶气动载荷识别方法研究计算其特征值和特征向量，即固有频率和固有振型。如果要确定某一阶频率对应的是挥舞、摆振还是扭转振型，则将相应的特征向量包含的挥舞位移、摆振位移和扭转角三条曲线绘制在一张图中观察，即可确定。本文计算并整理了 SA349/2 型直升机旋转桨叶的前 6 阶固有频率和固有振型，并将计算结果与 CAMRAD 的计算结果进行了对比，对比结果如表 3.3 所示。表 3.3 SA349/2 型直升机桨叶固有频率对比频率阶次 第 1 阶 第 2 阶 第 3 阶 第 4 阶 第 5 阶 第 6 阶振型 摆振 挥舞 挥舞 扭转 挥舞 摆振CAMRAD 0.59 1.02 2.78 4.16 4.84 5.23本文模型 0.604 1.016 2.777 4.168 4.849 5.212相对误差% 2.37 0.39 0.11 0.19 0.19 0.34从上表可以看出最大相对误差为 2.37%，说明本文模型计算铰接式旋翼的精度比较理想。使用本文模型计算前 6 阶频率及振型如图 3.2~图 3.7 所示。
【参考文献】：
期刊论文
[1]采用光纤传感测量的直升机旋翼桨叶分布载荷识别[J]. 陈文,夏品奇. 振动工程学报. 2009(02)
[2]旋翼桨叶载荷确定技术[J]. 刘守慎,李南慧. 气动实验与测量控制. 1991(02)
[3]英国旋翼载荷分析概况[J]. 刘守慎. 南京航空航天大学学报. 1990(03)
[4]直升机六力素识别[J]. 张景绘,李万新. 航空学报. 1986(02)
硕士论文
[1]旋翼机桨叶疲劳特性分析[D]. 梁亮东.南京航空航天大学 2016
[2]基于频域法的直升机旋转桨叶模型分布动载荷识别[D]. 陈光炯.南京航空航天大学 2014
[3]直升机旋翼桨叶模型分布动载荷时域识别研究[D]. 李政.南京航空航天大学 2014
[4]基于逆虚拟激励法的直升机振动载荷识别研究[D]. 章红莉.南京航空航天大学 2012
本文编号：3016748
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