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一種擴展直升機空中共振安全邊界的設計方法.pdf

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一種 擴展 直升機 空中 共振 安全 邊界 設計 方法
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摘要
申請專利號:

CN201510204962.3

申請日:

2015.04.27

公開號:

CN104890867A

公開日:

2015.09.09

當前法律狀態:

撤回

有效性:

無權

法律詳情: 發明專利申請公布后的視為撤回IPC(主分類):B64C 27/467申請公布日:20150909|||實質審查的生效IPC(主分類):B64C 27/467申請日:20150427|||公開
IPC分類號: B64C27/467; B64F5/00 主分類號: B64C27/467
申請人: 中國直升機設計研究所
發明人: 凌愛民; 朱艷; 錢峰
地址: 333001江西省景德鎮市航空路6-8號
優先權:
專利代理機構: 北京慕達星云知識產權代理事務所(特殊普通合伙)11465 代理人: 高原
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法律狀態
申請(專利)號:

CN201510204962.3

授權公告號:

||||||

法律狀態公告日:

2018.03.13|||2016.06.08|||2015.09.09

法律狀態類型:

發明專利申請公布后的視為撤回|||實質審查的生效|||公開

摘要

本發明擴展直升機空中共振安全邊界的設計方法,涉及一種擴展直升機飛行速度和升力過載狀態發生空中共振的安全邊界設計方法,屬于直升機動力學設計技術領域。針對需要考慮涵蓋并適當超出直升機性能要求的飛行包線規定的飛行狀態的旋翼槳葉運轉氣動環境,分析其空中共振不穩定性,通過提高槳距控制剛度到空中共振對其不敏感的范圍,增加槳葉后緣調整片的寬度和沿展向的分布使等效氣動中心后移,以及改善槳葉氣彈耦合特性來擴展空中共振安全邊界。

權利要求書

權利要求書
1.  一種擴展直升機空中共振安全邊界的設計方法,其特征在于:
(1)根據結構設計參數的變化對空中共振的影響,確定影響空中共振的結構設計參數范圍;
(2)通過對共振安全邊界、槳葉后緣調整片以及槳葉氣彈耦合特性的調整擴展直升機空中共振安全邊界。

2.  根據權利要求1所述的擴展直升機空中共振安全邊界的設計方法,其特征在于:直升機高速、大過載飛行狀態空中共振分析,首先通過分析飛行狀態的空中共振不穩定性,獲取高速、大過載飛行狀態參數對空中共振的影響,其次,找到導致或影響空中共振發生的旋翼、槳葉及操縱控制系統結構設計參數,最后,確定空中共振不穩定性隨飛行狀態參數變化的空中共振邊界,分析結構設計參數的變化對空中共振的影響,確定影響空中共振的結構設計參數范圍。

3.  根據權利要求2所述的擴展直升機空中共振安全邊界的設計方法,其特征在于:將升力、轉速、過載和飛行速度作為變化參數,分析空中共振不穩定性隨飛行狀態參數的變化,找到發生空中共振的邊界。

4.  根據權利要求3所述的擴展直升機空中共振安全邊界的設計方法,其特征在于:首先,提高槳距控制剛度到空中共振對其不敏感的范圍,其次,增加槳葉后緣調整片的寬度和沿展向的分布使等效氣動中心后移,最后,改善槳葉氣彈耦合特性。

說明書

說明書一種擴展直升機空中共振安全邊界的設計方法
技術領域
本發明屬于直升機動力學設計技術領域,具體涉及一種擴展直升機飛行速度和升力過載狀態發生空中共振的安全邊界設計方法。
背景技術
隨著直升機旋翼設計技術的不斷發展,旋翼與機體耦合擺振不穩定現象不僅在地面存在,在空中仍然存在,只考慮旋翼多葉擺振運動的經典地面共振設計技術,不能滿足旋翼新技術、新構型發展的需要。復合材料旋翼槳葉、球柔性槳轂、無軸承和無鉸旋翼,都使得旋翼與機體耦合產生的不穩定性與最初的地面共振現象存在很大的不同,而球柔性槳轂、無軸承和無鉸旋翼直升機不僅要考慮槳葉揮舞、擺振及扭轉運動及其耦合,還要考慮氣動耦合。在空中飛行存在的空中共振問題,從現象和本質上變成了機械、結構耦合和氣彈耦合不穩定性問題,它比純鉸接式旋翼直升機的地面共振復雜得多,尤其空中共振偏向于氣動彈性不穩性特性。分析模型需要考慮旋翼的多葉擺振、揮舞、扭轉運動和氣動彈性耦合。
實際型號飛行試驗表明:空中共振通常發生在大過載與高速飛行狀態,即飛行包線邊界附近,大多情況下空中共振會限制飛行包線邊界,從而限制直升機飛行性能。因此,準桷預計大過載與高速飛行狀 態下的空中共振安全邊界,特別是空中共振限制了飛行包線邊界時,如何從設計上擴展空中共振安全邊界是直升機空中共振設計的關鍵技術。
現有技術中,在空中共振方面實質性的研究較少,在型號研制的試飛監測中發現過空中共振發散現象。雖然進行了定常飛行狀態下的空中共振分析,但對于高速、大過載飛行狀態的空中共振分析難以進行,更沒有研究拓展其安全邊界的設計方法。因此,突破和掌握擴展直升機空中共振安全邊界的設計技術,并以型號飛行試驗數據進行驗證,是在研和未來新構型直升機設計、研制的急需技術。。
發明內容
本發明要解決的技術問題:針對直升機空中共振可能限制直升機飛行性能使用包線的問題,通過分析旋翼槳葉結構和氣動、機體慣性特性與飛行狀態等因素對空中共振的影響,提出抑制空中共振發生、擴展空中共振安全邊界的設計方法和措施。本發明的擴展直升機空中共振安全邊界的設計方法,主要包括:
根據結構設計參數的變化對空中共振的影響,確定影響空中共振的結構設計參數范圍;
通過對共振安全邊界、槳葉后緣調整片以及槳葉氣彈耦合特性的調整擴展直升機空中共振安全邊界。
優選的是,直升機高速、大過載飛行狀態空中共振分析,首先通 過分析飛行狀態的空中共振不穩定性,研究高速、大過載飛行狀態參數影響,其次,找到導致或影響空中共振發生的旋翼、槳葉及操縱控制系統結構設計參數,最后,確定空中共振不穩定性隨飛行狀態參數變化的空中共振邊界,分析結構設計參數的變化對空中共振的影響,確定影響空中共振的結構設計參數范圍;
在上述任一方案中優選的是,將升力、轉速、過載和飛行速度作為變化參數,分析空中共振不穩定性隨飛行狀態參數的變化,找到發生空中共振的邊界。
在上述任一方案中優選的是,擴展空中共振安全邊界的設計為,首先,提高槳距控制剛度到空中共振對其不敏感的范圍,其次,增加槳葉后緣調整片的寬度和沿展向的分布使等效氣動中心后移,最后,改善槳葉氣彈耦合特性。
直升機高速、大過載飛行狀態下,前行槳葉的氣流速度接近甚至超過音速,出現激波失速,而后行槳葉則因相對來流速度降低、迎角增加而出現氣流分離失速。另一方面,由于高速、大過載飛行需要旋翼提供幾倍于直升機重量的升力(即大的正過載),其槳距達到最大限度,使槳葉的氣動彈性耦合最強烈,加劇了氣動彈性不穩性的發生。因此,針對這種氣動環境,利用商用或自研軟件開展空中共振分析,研究高速、大過載飛行狀態參數影響,尋找導致空中共振的內在因素,得出空中共振預計結果。將升力、轉速、過載和飛行速度作為變化參數,分析空中共振不穩定性的變化,找到發生空中共振的邊界,也稱空中共振飛行包線。
在分析確定了空中共振飛行包線(即空中共振安全邊界)的基礎上,對比分析與直升機性能要求的飛行包線,如果該邊界小于(或限制了)直升機性能設計要求的飛行包線,則需要通過更改設計擴展空中共振安全邊界,使其滿足設計要求。
根據分析確定的影響空中共振發生內在因素,即設計參數,進行參數敏感性分析,確定影響空中共振不穩定的重要飛行狀態和結構設計參數,提出延緩空中共振發生的設計參數設計或更改設計的方向或選擇范圍。
本發明關鍵點是:
提出了一種擴展空中共振安全邊界的設計方法,利用該方法可延緩高速大過載飛行狀態下直升機空中共振的發生,從而擴展空中共振安全邊界,保證直升機機動性能的實現和提高直升機的飛行安全。
所述直升機高速、大過載飛行狀態空中共振分析技術途經。
所述擴展空中共振安全邊界的設計措施。
本發明的有益效果:通過分析設計和飛行參數對直升機空中共振的影響,總結提出了提高槳距控制線系剛度和使槳葉有效壓力中心后移的設計方法,能有效延緩在高速、大過載飛行狀態下空中共振的發生,達到擴展空中共振安全邊界的設計目標。該技術已用和將用于在研型和未來新研型號直升機設計,保證直升機飛行性能的實現和提高直升機飛行安全。
附圖說明
圖1是按照本發明直升機擴展空中共振安全邊界的設計方法的 一優選實施例的過載與飛行速度的空中共振邊界示意圖。
圖2是本發明圖1所示實施例的槳距控制線系剛度的影響示意圖。
圖3是本發明圖1所示實施例的氣動中心位置的影響示意圖。
具體實施方式
下面結合附圖對本發明所涉及的直升機擴展空中共振安全邊界的設計方法做進一步詳細說明。通過分析設計和飛行參數對直升機空中共振的影響,總結提出了提高槳距控制線系剛度和使槳葉有效壓力中心后移的設計方法,能有效延緩在高速、大過載飛行狀態下空中共振的發生,達到擴展空中共振安全邊界的設計目標。該技術已用和將用于在研型和未來新研型號直升機設計,保證直升機飛行性能的實現和提高直升機飛行安全,具體包括如下步驟:
(1)根據結構設計參數的變化對空中共振的影響,確定影響空中共振的結構設計參數范圍;
(2)通過對共振安全邊界、槳葉后緣調整片以及槳葉氣彈耦合特性的調整擴展直升機空中共振安全邊界。
在本實施例中,直升機高速、大過載飛行狀態空中共振分析,首先通過分析飛行狀態的空中共振不穩定性,研究高速、大過載飛行狀態參數影響,其次,找到導致或影響空中共振發生的旋翼、槳葉及操縱控制系統結構設計參數,最后,確定空中共振不穩定性隨飛行狀態 參數變化的空中共振邊界,分析結構設計參數的變化對空中共振的影響,確定影響空中共振的結構設計參數范圍;將升力、轉速、過載和飛行速度作為變化參數,分析空中共振不穩定性隨飛行狀態參數的變化,找到發生空中共振的邊界。
根據直升機型號的重量構型(即起飛重量構型)、飛行速度和過載及飛行性能包線規定的飛行狀態,采用商用或自研軟件分析在這些飛行狀態下的空中共振,通過計算不同重量構型下空中共振隨飛行速度和過載的變化,找到發生空中共振的邊界,即在該飛行速度和過載下,空中共振計算的特征值實部結果數值為0,這時稱為臨界穩定狀態。如圖1所示,圖中是一球柔性槳轂旋翼直升機空中共振計算結果,將特征值實部值和飛行速度或轉速作為縱橫坐標,過載作為參數繪制的分析了空中共振曲線。
擴展空中共振安全邊界的設計為,首先,提高槳距控制剛度到空中共振對其不敏感的范圍,其次,增加槳葉后緣調整片的寬度和沿展向的分布使等效氣動中心后移,最后,改善槳葉氣彈耦合特性。
對比分析全部重量構型下,空中共振的邊界對應的飛行速度和過載所圍成的邊界與該直升機型的飛行性能邊界,如果空中共振的邊界大于飛行性能邊界,則不需要擴展其邊界,反之則需通過參數影響分析,尋找影響槳葉氣動彈性耦合、加劇氣動彈性不穩性或增加有利氣動彈性耦合的設計參數。這些參數是槳葉低階揮舞、擺振和扭轉耦合特性,槳葉扭轉剛度(包括槳距控制剛度)、減擺器剛度和阻尼、剖 面重心分布、以及剖面氣動中心分布等。在參數敏感性分析的基礎上,確定擴展空中共振邊界的主要設計參數。如圖2和圖3所示,給出了剖面氣動中心和槳距控制線系剛度對空中共振的敏感性影響。
最后,提出擴展空中共振安全邊界的設計措施。根據圖2和圖3所示結果,確定滿足大于飛行性能邊界的空中共振安全邊界的設計措施:包括槳距控制線系剛度的最低值要求、改變剖面氣動中心位置的槳葉寬度和沿展向長度,以及其它延緩空中共振發生的結構設計參數。
需要說明的是,本發明的直升機擴展空中共振安全邊界的設計方法包括上述實施例中的任何一項及其任意組合,但上面所述的實施例僅僅是對本發明的優選實施方式進行描述,并非對本發明范圍進行限定,在不脫離本發明設計精神前提下,本領域普通工程技術人員對本發明的技術方案作出的各種變形和改進,均應落入本發明的權利要求書確定的保護范圍內。

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