【摘 要】
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为提高直升机的操纵功效和飞行性能,简化桨毂结构,采用无轴承旋翼设计是现代直升机的发展趋势。但是无轴承旋翼直升机在气弹/机械稳定性方面存在着不足之处。无轴承旋翼直升机旋翼模态与机体的滚转模态有较强烈的气弹耦合,高速前飞状态下,摆振面内阻尼比较小,容易发生旋翼/机体耦合系统的不稳定现象,使其发展受到很大的限制。本文通过以机身运动角速度作为状态反馈量,周期变距作为控制输入对旋翼/机体气弹耦合系统实现主动
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为提高直升机的操纵功效和飞行性能,简化桨毂结构,采用无轴承旋翼设计是现代直升机的发展趋势。但是无轴承旋翼直升机在气弹/机械稳定性方面存在着不足之处。无轴承旋翼直升机旋翼模态与机体的滚转模态有较强烈的气弹耦合,高速前飞状态下,摆振面内阻尼比较小,容易发生旋翼/机体耦合系统的不稳定现象,使其发展受到很大的限制。本文通过以机身运动角速度作为状态反馈量,周期变距作为控制输入对旋翼/机体气弹耦合系统实现主动控制增稳,为解决直升机动力学稳定性问题提供了方法。本文基于Hamilton原理,利用多体动力学描述无轴承旋翼直升机动力学部件的空间运动关系,建立旋翼/机体气弹耦合系统的动力学分析模型,所建立的模型保留了旋翼/机体的惯性/弹性/气动耦合。基于建立的旋翼/机体耦合系统的动力学模型,对其状态转换矩阵进行特征值分析求解其稳定性。并对旋翼/机体气弹耦合系统稳定性进行机体状态反馈控制增稳,通过计算机体滚转模态的瞬态响应对增稳效果进行观察。本文的研究分析可为旋翼/机体气弹耦合稳定性问题提供有效的增稳措施。基于所建立的旋翼/机体气弹耦合动力学分析模型,进行了直升机机体/桨叶的动特性计算,分析了悬停条件下样机旋翼/机体耦合系统的稳定性,实现了前飞状态下旋翼/机体耦合系统的机体状态反馈控制增稳,通过机体滚转模态的瞬态响应对反馈系数进行参数影响分析。分析得到了一些有意义的结论,有利于对直升机的“空中共振”稳定性问题进行进一步的分析研究。
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