倾转旋翼机回转颤振研究
有效地分析倾转旋翼机的回转颤振特性。
关键词 倾转旋翼机; 飞机模式 ; 回转颤振; 气动弹性
中图分类号: V 215. 34
文献标识码: A
Study onW hirl Flutter of T iltrotor
JIA Da w e,i HAN Jing long
( V ibration Eng ineering R esearch Institute, N an jing U niversity of A eronautics and A stronautics, N anjing, 210016)
式中, 每个速度分量都可以写作稳定值和扰动值的
和, 稳定的速度分量为:
uT = ! r, uP = V + (i, uR = 0 其中, r 是桨叶展向位置, V 是前飞速度, (i 是前飞 时桨毂平面的入流。前飞时, 由于 V 是一个比较大 的值, (i 相对很小, 所以飞机模式前飞时, 常常忽略 桨毂平面的入流。速度的扰动部分是由桨叶和短舱
桨叶截面的升力和阻力定义如下:
L=
1 2
%c
(
uT2
+
uP2 ) Cl
( 12)
D=
1 2
%c
(
uT2
+
uP2 )Cd
( 13)
其中, %是空气密度, Cl、Cd 分别是桨叶截面的升力
系数和阻力系数。 uT、uP 是桨叶截面的速度, 它们
的定义如图 2。
图 2同时定义了攻角 , 入流角 &和桨叶截面
p: 机翼弹性扭转, 抬头为正 (翼尖处: p = ∋w ); q1: 机翼垂直弯曲 (或梁向弯曲 ), 向上为正 (翼 尖处: q1 = zw /yTw ); q2: 机翼弦向弯曲, 向后为正 (翼尖处: q2 = xw / yTw )。 飞机模式前飞时, 考虑机翼的气动力, 它的具体 推导过程及机翼的动力学方程参见参考文献 [ 1]。 2. 4 倾转旋翼机动力学方程 将旋翼方程和机翼方程联立即得到描述整个倾
图 1中, 刚体短舱的一端连接旋翼系统, 另一端
收稿日期: 2007 04 08
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直升 机技 术
总第 151期
通过支点 ( P ivot)支撑在弹性的机翼上, 支点有六个 自由度, 即三个平动自由度 xP、yP、zP 和三个转动自 由度 x、 y、 z。短舱的支点和桨毂间的距离是短舱 的高度 h。在固定坐标系中, 旋翼的桨毂处定义有 六个力 ( 力矩 ), 它们来源于旋翼的气动力 ( 力矩 )和 惯性力 ( 力矩 ) , 通过短舱作用在支点上, 最终作用 在机翼上。
1 前言
飞机模式的前飞状态是倾转旋翼机飞行的一个 很重要的状态, 而回转颤振 ( W h irl F lutter)问题是飞 机模式前飞时需要考虑的主要气动弹性不稳定性问 题, 这种不稳定现象是由旋翼和机翼间的耦合运动 产生的, 是一种自激不稳定现象。
自回转颤振现象被发现以来, 国内外对此进行 了大量的研究。对于回转颤振问题, Johnson提出了 带有大量工程 简化的九自由度 模型 [ 1] , 此 后, 很多 学者对此模型进行扩展和修改, 并陆续对倾转旋翼
的运动产生的, 它们的具体表达式见参考文献 [ 1] 和 [ 6]。
图 2 桨叶截面的速度分量及力分量
2. 3 机翼模型 如图 3所示, 机翼的结构采用一维梁模拟, 机翼
的一端固支在机身上, 另一端与刚体短舱相连。
图 3 机翼的结构模型
机翼为均匀直机翼, 弦长 为 cw, 半展 长为 yTw 。 机翼的弹性轴与来流速度 V 垂直。机翼的运动由 弹性轴的弯曲运动 zw ( t, yw )、xw ( t, yw ) 和扭转运动 ∋w ( t, yw )叠加得到。保留各自的最低频模态, 将机 翼的扭转振型在翼尖规一化, 用 p ( t )表示翼尖处的 扭转角位移; 将弯曲模态在翼尖处相对于半展长 yTw 标准化, 用 q1 ( t )、q2 ( t)表示翼尖处的变形与半展长 的比值。这样, 机翼的自由度为:
动力矩为:
∀ MF 0 =
1 3
m
3 =
M
1
F
m
( 9)
∀ MF 1C =
2 3
m
3 =
M 1 Fm
cos∀m
( 10)
∀ MF 1S =
2 3
m
3 =
M
1
Fm
s in ∀m
( 11)
摆振气动力矩的定义方式与之相似。
2. 2 旋翼气动力模型 旋翼气动力 是基于 # 窄条理 论 ∃[ 1, 4, 5] 给出 的。
摘 要 建立倾转旋翼机飞机模式的分析模型, 分析系统的频率 和阻尼特 性, 揭 示了对系统 稳定性起主 要作
用的一些模态; 分析了旋翼摆振 运动、机翼气动力和自转状态假设对系统稳定性的影 响; 分析了系统一些重要
参数, 如桨叶固有频率和机翼固 有频率, 对系统回转颤振稳定性的影响。分析结果表明: 本文建立的模型可以
刚体桨叶 挥 舞惯 性 Ib 来 标准 化 ( 如, I = I /Ib )。
MF、ML 分别表示挥舞和摆振运动的气动力矩。 对方程 ( 1) 和 ( 2) 进行傅立叶坐标转换 [ 1、4 ] , 转
换到固定坐标系下, 得到旋翼的运动方程:
I0(
0 + v20
0)+
S
0 zp
=
#M F0 ac
I[
1C +
!
2
1S
+
( v2 -
1)
1C ] - S
( yp - h x ) =
#M L 1C
( 7)
ac
I
[
1S -
!
2 1C +
( v2 - 1 )
1S ] + S
( xp + h y ) =
#M L 1S ac
( 8)
固定坐标系中, 对于万向铰式旋翼, 挥舞集合型
模态和摆振周期型模态相对于旋转中心可认为是悬
总 第 151 期 2007年 第 3期
直 升机 技 术 HEL ICO PTER TECHN IQU E
T ota l N o. 151 N o. 3 2007
文章编号: 1673 1220( 2007) 03 045 07
倾转旋翼 机回 转 颤 振 研 究
贾大伟, 韩景龙
(南京航空航天大学振动工程研究所, 南京, 210016)
机的回转颤振问题进行了探讨和研究 [ 2, 3 ] 。 本文采用刚体桨叶、刚体短舱和弹性机翼的倾
转旋翼机模型对倾转旋翼机飞机模式前飞时的回转 颤振问题进行讨论, 分析了倾转旋翼机系统的回转 颤振特性, 同时获得一些系统设计参数对系统稳定 性的影响。
2 倾转旋翼机的数学模型
倾转旋翼机以飞机模式前飞时, 其模型见图 1。 2. 1 短舱和旋翼结构模型
转旋翼机的动力学微分方程:
M !q + C !!q + K !q = F
( 17)
其中, M、C、K 分别是系统的质量、阻尼、刚度矩阵, F
是力矢量, !q是自由度向量。
!q = { 0 1C 1S 0 1C 1C q1 q2 p }T
3 倾转旋翼机回转颤振问题
下面结合贝尔直升机公 司真实的试验 模型 [ 1] 来分析前飞时倾转旋翼机系统的频率和阻尼特性以 及一些参数对系统稳定性的影响。
图 5中, - 1模态的阻尼比与图中其它模态的
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阻尼比相比很大, 模态的阻尼比在负实轴上, 所以 两者在图中都没有表示出来。 - 1模态的阻尼比 随着前飞速度的增大很快增大; 机翼三个模态的阻 尼比变化趋势为: p 模态的阻尼比基本上是一直增 大, q1 模态的阻尼比基本上一直减小, 而 q2 模态的 阻尼比是先增大后减小的。当 q1 模态的阻尼比小 于零, 系统就进入了不稳定状态, 即发生回转颤振。
臂的, 所以挥舞集合型运动方程中的频率和惯性常
数发生了变化 ( 式 ( 3) ) ; 挥舞周期型模态可认为是
铰接的; 对于摆振集合型模态, 如果旋翼常速旋转,
那么相对于旋转中心也是悬臂的, 即: v 0 = V , I 0 =
I , I = I , 如果旋翼处于自转状态, 那么旋翼是自 0
由旋转的, 即: v 0 = 0, I 0 = I 0 = 1。 固定坐标系中, 方程 ( 3)、( 4) 、( 5) 中的挥舞气
=
#M F ac
( 1)
I ( + v2 ) + S [ ( xp + h y ) sin∀- ( yp - h x )
cos∀] - I
z=
#M L ac
( 2)
其中, #、a、c分别是桨叶的 L ock数、桨叶参考升力
线斜率、桨叶弦长, V 和 V 分别是桨叶的挥舞和摆
振频率, ∀= ! t, 是无量纲的时间。惯性常数项都用
A bstract T he airp lane m ode s m ode l of tiltrotor w as founded. T he fundam ental frequency and dam p ing characteristics of this m ode l were studied, and the prim ary m odes to stab ility w ere reaveled. T he inf luences o f lag, aerodynam ics of w ing and autorotat ion assum ption to stab ility w ere stud ied. The influence to w hirl f lutter o f som e im po rtant system param eters, such as frequency blade and w ing, w ere studied. T he resu lts of these analyses dem onstrate that the mode l founded in th is paper can catch fundam ental w hirl flutter characteristics of tiltrotor effectively. K ey words tiltrotor; airp lane m ode; wh irl flutter; aeroe lastic
浅谈颤振问题研究成果及发展
浅谈颤振问题研究成果及发展摘要:颤振是弹性结构在均匀气流中由于受到气动力、弹性力和惯性力的耦合作用而发生的振幅不衰减的自激振动，它是气动弹性力学中最重要的问题之一。
飞行器、高层建筑和桥梁等结构都可能发生颤振。
本文主要对颤振问题在国内外的研究工作进行汇总，并且对于颤振的研究方法进行简单介绍。
关键词：颤振实验数值模拟经典法流固耦合法参数化研究颤振在航空领域并不是一个新问题，它是流体诱发振动的一种，这类振动一旦发作，其振幅不断放大，因而是非稳态的发散振动。
由Garrick和Reed（1981）所撰写的综述性文章，描述了飞机颤振现象的历史。
国外研究这一类问题的主要机构有GEAE、PW和Rolls-Royce等航空发动机公司， MIT等院校的航空院系，以及其他研究机构。
研究手段包括实验和数值模拟，随着CFD技术的发展，数值模拟在研究中所占比重逐步提高。
颤振问题研究成果1、实验研究实验数据的严重匮乏是影响叶轮机械气动弹性问题研究进展的主要原因。
理想的测量系统应该能够在一定精度范围内准确的测量气动弹性系统的响应，并满足对结构固有特性和流场均无干扰，而事实上这是不可能实现的。
叶轮机械内部流动复杂，接触式测量不仅影响流场，而且也会改变结构固有特性（如应变片等）；而非接触式测量，如各种光学测量技术不能保证整个叶高方向的测量范围获得所需数据，间接造成了当今气动弹性问题物理本质仍不为研究人员所深刻了解的局面。
颤振实验主要分为两类：自由颤振实验和可控颤振实验公开发表的实验数据中，具有代表性的基本上是可控颤振实验数据。
如AGARD报告 NO. 702提供了大量振荡翼型的非定常气动力数据，这些数据为研究人员校核简单的非定常气动力程序提供了依据。
对于叶轮机械气动弹性领域的文献资源，有两个重要的资源信息。
第一个是两卷的 AGARD 手册，由 Platzer 和Carta所编辑，其中包含了众多研究人员在各自领域的研究成果。
对于叶轮机械气动弹性问题的研究，几乎所有的背景信息都集中在这里。
倾转旋翼机螺旋颤振稳定性研究
倾转旋翼机螺旋颤振稳定性研究邓旭东;胡和平【摘要】为揭示旋翼设计对倾转旋翼机气动弹性稳定性的影响机制,探索通过改进桨尖形状提升机翼颤振稳定性的方法,采用Hamilton能量原理推导了旋翼/短舱/机翼耦合动力学方程,建立了适用于气动弹性稳定性分析的配平与特征值求解方法.以XV-15倾转旋翼机为例,计算了风车状态下机翼的模态特性,结果表明当前进比超过0.9,机翼的一阶弦向和法向模态先后进入不稳定区域;经与参考文献数据对比,验证了理论模型的有效性.研究了旋翼桨尖后掠角、下反角以及尖削比对倾转旋翼机螺旋颤振稳定性的影响,结果表明后掠与下反设计有利于增强机翼模态阻尼.最后通过对比不同设计组合,总结了提升倾转旋翼机螺旋颤振稳定性的旋翼桨尖设计方法.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2018(036)006【总页数】6页(P1041-1046)【关键词】倾转旋翼;螺旋颤振;稳定性;模态阻尼;桨尖设计【作者】邓旭东;胡和平【作者单位】中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,江西景德镇333001;中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,江西景德镇333001【正文语种】中文【中图分类】V275.1;V212.12+10 引言螺旋颤振是倾转旋翼机固定翼模式下的重要气动弹性稳定性问题，其本质是一种自激振动。
大速度前飞时，旋翼轴向来流速度大，桨叶的挥舞、摆振运动会在桨盘平面内产生较大的交变载荷，并通过倾转机构传向机翼，从而引发机翼受迫振动。
随着速度增加，当机翼自身的气动与结构阻尼无法耗散振动能量时，发生失稳现象。
颤振失稳可导致机体结构迅速破坏，严重影响飞行安全。
美国Bell公司从20世纪50年代开始实施倾转旋翼工程样机的研制，相关高校与科研机构围绕倾转旋翼机气动弹性稳定性问题开展了一系列研究工作。
Wayne Johnson在大量工程假设的前提下，提出了倾转旋翼/机翼耦合系统的九自由度模型[1]，该模型得到了持续改进，后被广泛应用于倾转旋翼机螺旋颤振稳定性研究。
飞机颤振现象数值模拟
飞机颤振现象数值模拟近年来，随着飞机工业的不断发展，飞机颤振现象的问题也越来越受到关注。
飞行中的颤振不仅给乘客带来恐慌，严重的颤振还会对机身以及机械设备造成不可逆的损伤。
因此，我们需要对飞机颤振现象进行数值模拟分析，以更好地理解颤振的成因和特性，并寻求有效的解决方案。
飞机颤振的成因主要包括三个方面：结构强度、飞行状态及环境因素。
其中，结构强度是最主要的因素。
在飞行中，飞机机身及其附属物受到的气动力、重力等多种外力的作用，从而在某些特定的频率下产生振动。
这种振动会向飞机的其他部位传递，进而对机身结构造成损伤。
因此，为了避免颤振现象的发生，我们需要对飞机结构强度进行分析和优化设计。
在计算机辅助设计软件的帮助下，我们可以对飞机进行三维建模，并将其纳入数值模拟分析。
通过建立合理的数学模型和仿真分析，我们可以得出飞机在特定频率下的应力分布和振动情况，以此检测飞机的强度和耐久性。
同时，在飞行状态及环境因素方面，我们也应进行充分考虑。
飞机在空气动力学环境下的状态是非常复杂的，因而对飞行过程进行准确的建模和仿真是非常必要的。
通过仿真，我们可以模拟飞机在各种气流和涡流下的流场变化情况，以此来研究飞机在不同气流环境中的耐受性。
除了结构强度和飞行状态外，外界环境因素对飞机颤振也产生着重要的影响。
当飞机遇到强烈的自然过程诸如大风暴和雷击等情况时，其结构会受到很大的威胁。
因此，在设计过程中，应该根据地貌和气象条件来选择适当的飞行路径，以减小或避免飞机遭受强烈的自然过程的影响。
总体上，在解决飞机颤振问题方面，需要针对以上三个方面进行充分的研究和分析。
除了数值模拟分析之外，我们还应该对于飞机的结构设计、飞行规划等方面做出改进和完善。
这样，飞机颤振现象才能得到更好的控制和管理。
在数值模拟的过程中，我们需要采用一些专业的工具和软件。
其中，计算流体力学（CFD）和有限元分析（FEA）是最为常见的模拟工具。
CFD主要用于描述飞机在流动场中的运动行为，而FEA则主要用于分析飞机受到各种载荷时的应力和变形情况。
旋翼颤振计算
旋翼颤振计算旋翼颤振是指旋翼运行时出现的一种不稳定振动现象。
旋翼颤振会导致直升机的飞行性能下降、飞行安全性降低，甚至可能引发事故。
因此，对于旋翼颤振的计算和分析具有重要意义。
旋翼颤振的计算主要涉及旋翼的气动特性、旋翼的结构刚度、旋翼的质量分布等因素。
首先，我们需要计算旋翼的气动特性，包括旋翼叶片的升力、阻力和气动力矩等。
这些气动特性可以通过实验或者数值模拟方法来获取。
在旋翼颤振计算中，旋翼的结构刚度也是一个重要的参数。
旋翼的结构刚度决定了旋翼受到的外部扰动后的响应。
一般来说，旋翼的结构刚度越大，旋翼颤振的频率越高。
因此，在计算旋翼颤振时，需要考虑旋翼的结构刚度对旋翼颤振频率的影响。
旋翼的质量分布也会对旋翼颤振产生影响。
旋翼的质量分布不均匀会导致旋翼的振动不稳定，从而引发旋翼颤振。
因此，在计算旋翼颤振时，需要考虑旋翼的质量分布对旋翼颤振的影响。
为了准确计算旋翼颤振，我们通常采用有限元方法进行数值模拟。
有限元方法可以将旋翼分割成多个小单元，然后对每个小单元进行力学分析，最后将结果汇总得到整个旋翼的响应。
有限元方法可以有效地模拟旋翼的复杂结构和运动特性，从而准确计算旋翼颤振。
除了数值模拟，实验也是研究旋翼颤振的重要手段。
通过实验可以获取旋翼的气动特性、结构刚度和质量分布等参数，从而辅助计算旋翼颤振。
实验可以通过旋翼模型进行，也可以通过直升机飞行试验进行。
在实际应用中，我们需要根据旋翼的实际参数进行旋翼颤振计算。
通过计算得到的旋翼颤振频率和模态形态，可以帮助我们评估旋翼的飞行安全性，从而采取相应的措施来减少旋翼颤振的发生。
旋翼颤振计算是研究旋翼颤振现象的重要手段。
通过计算和分析旋翼的气动特性、结构刚度和质量分布等因素，可以有效地评估旋翼的颤振风险，并采取相应的措施来提高旋翼的飞行安全性。
希望本文对读者对旋翼颤振计算有所了解。
机翼有限元模型振动和颤振特性分析
第15卷增刊计算机辅助工程 V ol. 15 Supp1. 2006年9月COMPUTER AIDED ENGINEERING Sep. 2006 文章编号：1006-0871(2006)S1-0053-03机翼有限元模型振动和颤振特性分析刘成玉，孙晓红，马翔(中航第一飞机设计研究院，陕西西安 710089)摘 要：采用MSC Patran，MSC Flds建立某型飞机机翼的动力学有限元模型. 应用MSC Nastran中求解序列SOL 103对其进行固有模态分析，利用求解序列SOL 145进行颤振分析.通过分析得到该机翼的振动和颤振特性，为飞机研制提供依据.关键词：机翼；结构动力学；有限元模型；振动；颤振；MSC Nastran中图分类号：V215.34; TP391.9文献标志码：A0 引言飞机结构的振动和颤振分析需要建立结构动力有限元模型，模拟结构的刚度和惯量，从而确定飞机结构的固有动力特性. 首先采用MSC Patran建立了机翼的结构动力学有限元模型，应用MSC Flds 中的气动弹性模块建立非定常气动力计算模型，然后使用MSC Nastran进行模态分析和颤振特性分析，计算结果有待试验的进一步验证.1 机翼结构动力学有限元模型的建立在机翼静力分析有限元模型的基础上，按照机体结构传力路线进行简化，并加入质量特性，生成动力学有限元模型.1.1 质量特性的加入由于静力分析的有限元模型与动力分析模型不同，需要经过必要的修改和转换. 在熟悉静力模型各个部件所采用的有限单元和材料特性的基础上，给材料特性卡加上密度项使模型具备质量特性（质量、质心、惯量），然后再对模型进行质量估算和振动分析.利用MSC Patran软件对静力模型进行修改，首先把机翼模型拆分为8个部分，即外翼盒段、固定前缘、固定后缘、翼梢小翼、内襟翼、外襟翼、副翼和缝翼，并生成相应的模型文件；然后逐一对各个部件加入材料密度或是集中质量，使各个部件的质量特性与真实结构的质量特性尽可能一致. 系统及燃油质量，用集中质量卡（CONM2）施加于相应质心上，并用MPC元约束在主盒段上. 经过调整后的有限元模型结构质量特性与目标值是一致的.1.2 局部模态的消除将添加了质量特性的单机翼有限元模型在飞机对称面处固支，进行机翼的振动特性分析以检查是否有局部的模态存在. 通常消除局部模态所用的方法为：消去模型中一些元素（如劲力模型中的虚杆、虚板等元素），或者加上必要的约束. 经过不断修改和调整模型，使得在感兴趣的频率范围内不出现局部模态. 对于本次计算而言，感兴趣模态包括机翼一弯、机翼二弯、机翼一扭、小翼弯曲、副翼旋转等. 最后形成的机翼动力学有限元模型见图1.图 1 机翼动力学有限元模型2 模态分析将单机翼动力学有限元模型在飞机对称面处固支，应用MSC Nastran求解序列SOL 103对机翼基本设计状态（机翼油箱无油情况）进行振动模态分析，再用MSC Patran进行后处理. 各主要振动模态的计算频率值见表1；各主要振动模态的振动形态见图2～图7.54 计 算 机 辅 助 工 程 2006年表 1 机翼固有频率计算结果模态阶数模态名称 计算频率/Hz1 机翼一弯 3.332 机翼水平一弯 8.463 机翼二弯 9.404 机翼三弯 15.165 机翼一扭 19.586 小翼弯曲 22.517 机翼水平二弯 24.548 机翼二扭 27.17 9副翼旋转28.77图 2 机翼1阶弯曲模态图 3 机翼2阶弯曲模态图 4 机翼3阶弯曲模态图 5 机翼1阶扭转模态图 6 翼尖小翼弯曲模态图 7 副翼旋转模态3 颤振特性分析3.1 机翼颤振计算气动分区及网格划分应用MSC Flightloads 中的气动弹性模块，将机翼划分为6个气动分区，其中副翼、翼尖小翼单独分区；机翼的主翼面分别从内、外襟翼的分界处，襟翼、副翼分界处，副翼外边界及翼尖小翼根部划分. 机翼的气动分区及网格划分见图8.图 8 机翼气动分区及网格划分3.2 机翼基本设计状态的颤振分析应用MSC Nastran 求解序列SOL 145对机翼有限元动力模型进行变飞行高度的颤振计算. 颤振计算结果见表2，在飞行零高度下的颤振计算v-g-f 曲线见图9. 飞行高度在2 200 m 计算颤振速度V f 为324.60 m/s ，则当量颤振速度V Fdl 为：V Fd1=28.291986.0/225.1/60.324//0==ρρf V m/s 从表2和图9可见机翼颤振机理主要是以机翼一扭模态为主、机翼弯曲模态参与的耦合型颤振.表 2 机翼基本设计状态变飞行高度颤振计算结果飞行高度/m 0 2200 7300 10688 颤振速度Vf/m·s －1 296.47324.60 412.0 497.07颤振频率/Hz16.0216.00 15.91 15.85当量颤振速度/ m·s －1296.47291.28 281.62 276.15颤振机理机翼弯扭型颤振增刊 刘成玉，等：机翼有限元模型振动和颤振特性分析 55f (H z )V (m/s)图 9 机翼基本设计状态（机翼无油、飞行0高度）v-g-f 曲线4 结束语建模中往往存在某些不确定的因素，如果模型建立的比较合理，用MSC Nastran 可以给出非常接近实际的结果. 对机翼结构做动态特性分析，要做到从理论上准确计算固有频率，必须构建出一个精确的动力学有限元模型，而建模及分析的准确性，必须用试验加以验证. 在目前质量和刚度分布数据条件下，通过对机翼有限元模型的振动和颤振特性分析，可以看出机翼的颤振机理是以机翼一扭为主、弯曲模态参与的突发型颤振；基本设计状态下机翼颤振特性符合颤振包线的要求.参考文献：[1] MSC Patran User’s Manual[K].[2] MSC Nastran Quick Reference Guide[K].[3] MSC Nastran Aeroelastic Analysis User’s Guide[K].（编辑 廖粤新）。
动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响
南
京分 析 了倾 转 旋 翼 、 翼 动 力 学 参 数 对 倾 转 旋 翼机 气 弹 稳 定 性 的 影 响 ， 到 了不 同动 力 学 参 数 对 前 飞 时 回 转 颤 振 № 机 得 ． 州
速度 对 航 和 悬停 时模 态 阻尼 的影 响 曲线 ， 于倾 转 旋 翼机 动 力 学 设 计 具 有 理 论 指 导 意 义 。
翼 机 旋 翼／ 舱／ 翼 耦 合 系 统 在 前 飞 Ｅ 和 悬 短 机 ］ 停 ７ 的气 弹 稳定 性 问题 进 行 了研 究 ， 出 倾转 ＿时 Ｊ 指 旋翼 机 的最大前 飞速 度 主要受 限 于 回转 颤振 Ｌ ， ２ 这 ］ 种气 弹不 稳 定性 是 由 于旋 翼 的扰 动 气 动力 与 弹性
Ａｅ ｏ ａ ｔ ｓ＆ Ａｓｒ ｎ ｕ ｉｓ ｒｎ ｕｉ ｃ ｔｏ ａ ｔｃ ，Ｎａ ｊ ｇ，２ ０ １ ｎｉ ｎ １ ０ ６，Ｃｈｎ ） ｉａ
Ａｂ ｔａ ｔＡ ｏ ｏ ／ ａ ｅｌ／ ｎ ｙ ｔｍ ｆｔ ｔｒ ｔ ｒｉ ｙ ｉａ ｏ ｐ ｅ ｉｉ ｌｘ ｂ ｅｂ ｄ ．Ａｎ ａ ｒ ｅａ — ｓｒ ｃ ： ｒ ｔ ｒ ｎ ｃ ｌ ｗｉｇ ｓ ｓｅ ｏ ｉ —ｏ ｏ ｓａｔ ｐ ｃ ｌｃ ｕ ｌｄ ｒｇｄ ｆｅ ｉｌ ｏ ｙ ｅ ｌ ｅｏ ｌｓ
姑
ａ ｎｇ ｄｙ ｍｉｓ ｐａ ａ ｅ ｅ ｆｅ ｔ ｔｔ ｎｄ ｗｉ ｎａ ｃ ｒ ｍ ｔ ｒｅ ｆ ｃ ｓ ａ ｈｅｗｈｉｌｆｕ ｔ ｒｓ ｅ ｄ ｉ ｒ ｓ ｎｄ ｍ ｏ ｅ ｄａ ｒ ｌ ｔ ｅ ｐ ｅ ｎ ｃ ｕｉｅ ａ ｄ ｍｐｉ ｎ ｈ ｖ ｒ ａ ｅ ｎｇ ｉ ｏ ｅ ｒ ｐｒ ｖ ｄ ｄ．Ｔｈｅ ｓ ｕ ｓ ｖ ｌ ｂ ｅ ｆ ｒ ｔ ｅ ｔｌ— ｏ ｏ ｙｎ ｍ ｉｓ ｄ ｓｇｎ． ｏ ｉｅ ｔ ｄｙ ｉ ａ ｕａ ｌ ｏ ｈ ｉｔ ｒ ｔ ｒ ｄ ａ ｃ ｅ ｉ Ｋｅ ｒ ｓ：ｔｌ— ｏｔ ｉｃ ａ ｔ ｙ ｗｏ ｄ ｉｔｒ ｏｒａ ｒ ｒ ｆ ；ｄｙ ｍｉｓ； ｅ ｏｅａ ｔｃ ｓ ａ ｉｉｙ；ｗｈｉｌｆｕｔｅ ｎａ ｃ ａ ｒ ｌ ｓ ｉ ｔ ｂ ｌｔ ｒ ｌ ｔ ｒ；ｍｏ ｅ ｄ ｍｐｉ ｇ ｄ ａ ｎ
01电控旋翼桨叶颤振特性分析-戴昌(7)
第二十八届（2012）全国直升机年会论文电控旋翼桨叶颤振特性分析戴 昌 陆 洋（南京航空航天大学旋翼动力学国家级重点实验室，南京，210016）摘 要：针对电控旋翼易产生的挥扭耦合不稳定现象，本文基于Hamilton 原理，在旋转系下将电控旋翼桨叶挥舞、变距铰的刚性转角作为广义自由度，推导了电控旋翼桨叶的挥扭耦合动力学方程；并以改进型电控旋翼为算例，利用时域法识别系统的模态阻尼与频率，进行颤振特性研究。
研究结果表明：旋翼转速、桨根扭转刚度、桨叶有效重心位置，前飞速度对电控旋翼颤振特性有重要影响。
关键词：电控旋翼；桨叶；气弹响应；颤振特性1 引言电控旋翼是本世纪初提出的一种新概念旋翼系统，被认为是九项航空革命性概念（REVCON ）项目之一[1]。
电控旋翼通过控制位于桨叶后缘的伺服襟翼使桨叶变距，实现旋翼操纵。
它给旋翼操纵带了了很大的便利，但同时要求桨根扭转刚度很低或者桨叶很柔软，这使得桨叶的基阶扭转固有频率与常规直升机相比要小很多，颤振现象更容易发生。
为弄清襟翼引入后旋翼桨叶出现的稳定性问题，摸清关键设计参数对电控旋翼颤振特性的影响，需要开展专门的电控旋翼颤振特性研究。
颤振特性属于气弹稳定性的一个方面，故本文将国内外对电控旋翼气弹稳定性的分析一并进行回顾。
国外，美国Ames 研究中心的Ormiston 针对具有弹性桨根约束的刚体桨叶的电控旋翼，采用二维准定常气动模型计算带襟翼翼型气动力，进行了气弹问题的初步分析 [2]。
此后，美国Maryland 大学的Shen 和Chopra 进行了较为深入的理论研究，建立了气弹响应分析模型，利用Floquet 方法计算特征根，判断系统稳定性，并分析了重要参数对气弹稳定性的影响[3-5]。
国内，陆洋对电控旋翼系统进行了较为深入的理论研究，建立了电控旋翼的气弹分析模型 [6]。
本文开展了电控旋翼颤振特性分析，在Hamilton 原理基础上建立电控旋翼刚性桨叶的动力学模型，利用时域（STD ）法识别系统模态参数[7]，并通过数值算例进行颤振特性研究，分析重要参数对系统颤振特性的影响。
03复合材料剪裁机翼对倾转旋翼气弹稳定性的参数影响分析-杨自鹏(8)
第二十八届（2012）全国直升机年会论文复合材料剪裁机翼对倾转旋翼气弹稳定性的参数影响分析杨自鹏 董凌华 杨卫东(南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京，210016)摘 要：倾转旋翼机作为一种新型的飞行器，通过旋翼的倾转，实现直升机飞行模式和螺旋桨飞机飞行模式之间的动态转换。
飞机模式高速前飞时弹性机翼和旋翼之间的气弹耦合会导致倾转旋翼机发生回转颤振现象。
本文首先通过复合材料铺层设计对于机翼盒形梁的静力学特性影响分析，掌握复合材料剪裁设计的作用机理并验证分析模型的有效性；进而开展带有铺层剪裁设计的薄壁复合材料盒形机翼大梁对倾转旋翼机回转颤振抑制的参数影响分析。
分析结果表明，通过有效的铺层设计，复合材料机翼可以明显提高倾转旋翼机的回转颤振边界。
关键词： 旋翼；倾转旋翼；稳定性；气弹耦合；回转颤振0 引言倾转旋翼机作为一种新型的飞行器，利用安装在机翼端部可以倾转的旋翼，实现直升机飞行模式和螺旋桨飞机飞行模式之间的转换，使其具有直升机的垂直起降与空中悬停能力，还兼备螺旋桨飞机高速巡航的能力。
倾转旋翼机弹性机翼/短舱/旋翼等部件的气弹耦合问题比直升机旋翼/机体的耦合严重的多，尤其倾转旋翼机在飞机模式大速度前飞时存在着严重的前飞动力学稳定性问题。
倾转旋翼机的回转颤振现象是一种非常危险的气弹耦合现象，当发生回转颤振不稳定现象时，旋翼的挥舞与机翼的扭转及弯曲变形会迅速增大，导致结构的破坏，发生灾难。
由于机翼的弹性弯曲与扭转变形对回转颤振影响比较大，倾转旋翼与弹性机翼之间存在着明显的非线性、非定常的气弹耦合，因而倾转旋翼的动力学研究必须建立考虑倾转旋翼/机翼气弹耦合的动力学分析模型。
本文主要研究内容：首先通过复合材料铺层设计对于机翼盒形梁的静力学特性影响分析，掌握复合材料剪裁设计的作用机理并验证分析模型的有效性；进而针对倾转旋翼与弹性机翼之间气弹耦合问题，基于Hamilton 原理，建立倾转旋翼机的气弹动力学模型；最终开展铺层剪裁设计的盒形机翼大梁对倾转旋翼机回转颤振抑制的参数影响分析。
工学硕士学位论文倾转旋翼机垂直起...
工学硕士学位论文倾转旋翼机垂直起降滚动通道控制问题研究RESEARCH ON TILT ROTOR VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING ROLL CHANNEL CONTROL PROBLEM林浩哈尔滨工业大学2007年7月国内图书分类号：TP273国际图书分类号：681.5工学硕士学位论文倾转旋翼机垂直起降滚动通道控制问题研究硕士研究生：林浩导师：陈平副教授申请学位级别：工学硕士学科、专业：控制科学与工程所在单位：电气工程系答辩日期：2007年7月授予学位单位：哈尔滨工业大学Classified Index：TP273U.D.C: 681.5Dissertation for the Master Degree in Engineering RESEARCH ON TILT ROTOR VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING ROLL CHANNEL CONTROLPROBLEMCandidate：Lin HaoSupervisor：Associate Prof. Chen Ping Academic Degree Applied for：Master of Engineering Specialty：Control Science and Engineering Affiliation：Dep. of Electrical Engineering Date of Oral Examination： July，2007Degree-Conferring-Institution：Harbin Institute of Technlogy摘 要倾转旋翼机是一种新型的飞行器，这种飞行器可以垂直起降、在空中具有极强的机动能力，因此是航空界研究的热点。
为了在实验室条件下研究这种飞行器的飞行控制问题，本文建立了双螺旋桨垂直起降机模拟装置，采用自适应双重控制研究倾转旋翼机的滚动通道控制问题，以解决这种飞行器在飞行过程中的非线性控制问题。
24用于增加倾转旋翼机气弹稳定性的主动控制方法研究进展-付饶(8)
第二十八届（2012）全国直升机年会论文用于增加倾转旋翼机气弹稳定性的主动控制方法研究进展付饶董凌华杨卫东（南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京，210016）摘要：气弹稳定性问题一直是制约倾转旋翼机发展的主要因素，从20世纪70年代以来，研究人员尝试了各种方案增加其稳定性，有人提出改变飞行器的设计参数，有的主张通过施加控制来完成。
本文主要针对倾转旋翼飞机出现的回转颤振问题，概述了近四十年来研究人员提出的各种主动控制方法提高回转颤振边界速度问题的研究进展。
无论这些理论研究和实验探索成功与否，都对倾转旋翼机研究和发展具有非常重要的作用。
关键词:倾转旋翼机；主动控制；气弹稳定性0引言在倾转旋翼机的设计过程中，旋翼/短舱/机翼系统的气弹稳定性问题是首要考虑的问题，而气弹稳定性的研究重点是如何提高其在飞机模式下高速前飞时的回转颤振边界速度问题[1]。
机翼的扭转刚度是影响回转颤振的主要设计参数之一，目前的倾转旋翼飞行器（XV-15，V-22，BA-609）机翼参数设计时都选择23%的弦长作为机翼厚度，以保证机翼能够提供稳定所需要的充足的扭转刚度，但是这么做是以提高飞行阻力和降低最大飞行速度为代价的。
如果选用相对薄一点的机翼，能够保证巡航性能和最大飞行速度，但是由于减少了机翼的扭转刚度，可能引起回转颤振问题[2]。
因此，为了有效地解决倾转旋翼机因回转颤振导致的坠毁问题，以及切实提高回转颤振边界速度，人们从上世纪七十年代开始就对这个问题进行了大量的理论分析和实验研究。
为了提高稳定性，研究人员分别探讨了主动控制和被动控制两种方式。
被动控制具有不使用外部能量，仅使用一些特殊装置以吸收和耗散能量，衰减耦合颤振，不增加飞行器负载等优点，但是被动控制技术对于振动抑制和增加气弹稳定性效果不是很明显[3]；主动控制方式由于在倾转旋翼机附加了控制系统，增加了系统负载，但相对于被动控制，主动控制能够大大的扩大倾转旋翼机的飞行包线，提升飞行性能，而且反馈灵敏，稳定性高。