一種螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析方法，包括第一步：建立機(jī)翼有限元模型，進(jìn)行動(dòng)力學(xué)特性分析；第二步：計(jì)算短艙/螺旋槳系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性；第三步：計(jì)算機(jī)翼氣動(dòng)網(wǎng)格間的非定常氣動(dòng)力影響系數(shù)矩陣以及機(jī)翼氣動(dòng)網(wǎng)格對(duì)螺旋槳輪轂點(diǎn)的側(cè)洗w和下洗v的氣動(dòng)影響系數(shù)矩陣；第四步：計(jì)算螺旋槳在不同飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)，組裝氣動(dòng)矩陣；第五步：基于機(jī)翼/短艙/螺旋槳的安裝關(guān)系，推導(dǎo)螺旋槳有效俯仰角和偏航角的數(shù)學(xué)表達(dá)形式；第六步：得到螺旋槳施加到機(jī)翼安裝點(diǎn)處的非定常氣動(dòng)力矩陣，得到螺旋顫振運(yùn)動(dòng)方程；第七步：求解螺旋顫振運(yùn)動(dòng)方程，分析螺旋顫振特性。本發(fā)明的螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析方法具分析有精度高、應(yīng)用范圍廣等優(yōu)點(diǎn)。
【專利說明】
一種螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)領(lǐng)域，尤其涉及一種螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 螺旋槳飛機(jī)機(jī)翼/短艙/螺旋槳的結(jié)構(gòu)關(guān)系如圖1所示，國外基于NASTRAN軟件進(jìn)行 螺旋顫振分析，它通過DMAP語言將槳?dú)鈩?dòng)力以氣動(dòng)剛度和阻尼矩陣的形式導(dǎo)入NASTRAN進(jìn) 行顫振頻域分析，但使用者對(duì)于槳翼之間的載荷傳遞不便寫出，同時(shí)使用NASTRAN也不能進(jìn) 行時(shí)域仿真。國內(nèi)對(duì)螺旋顫振的研究集中在兩自由度螺旋槳穩(wěn)定性分析和考慮機(jī)翼沉浮和 俯仰自由度的四自由度螺旋槳/機(jī)翼穩(wěn)定性分析等方面，缺乏有效的適用于工程型號(hào)應(yīng)用 的螺旋顫振分析方法。根據(jù)研制要求或規(guī)范，在螺旋槳類飛機(jī)的研制過程中，必須開展顫振 穩(wěn)定性分析，因此需要在分析方法上尋求新的突破。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明的目的是提供一種螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析方法，解決上述問題。
[0004] 為達(dá)到上述目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：1、一種螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析方 法，其特征在于，包括
[0005] 第一步:建立機(jī)翼有限元模型，進(jìn)行機(jī)翼結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性分析，獲得機(jī)翼的模態(tài)和 頻率結(jié)果；
[0006] 第二步:計(jì)算短艙/螺旋槳系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性；
[0007] 第三步:計(jì)算機(jī)翼氣動(dòng)網(wǎng)格間的非定常氣動(dòng)力影響系數(shù)矩陣以及機(jī)翼氣動(dòng)網(wǎng)格對(duì) 螺旋槳輪轂點(diǎn)的側(cè)洗w和下洗v的氣動(dòng)影響系數(shù)矩陣；
[0008] 第四步:計(jì)算螺旋槳在不同飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)，組裝所述不同飛行狀態(tài)下的 氣動(dòng)矩陣；
[0009] 第五步:基于機(jī)翼/短艙/螺旋槳的安裝關(guān)系，推導(dǎo)螺旋槳有效俯仰角和偏航角的 數(shù)學(xué)表達(dá)形式；
[0010] 第六步：基于虛工原理推導(dǎo)得到螺旋槳施加到機(jī)翼安裝點(diǎn)處的非定常氣動(dòng)力矩 陣，從而組裝得到螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振運(yùn)動(dòng)方程；
[0011] 第七步:求解螺旋顫振運(yùn)動(dòng)方程，分析螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振特性。
[0012] 進(jìn)一步地，步驟二中，計(jì)算短艙/螺旋槳系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性采用Wilmer兩自由度解 析模型。
[0013] 進(jìn)一步地，步驟三中采用偶極子格網(wǎng)法計(jì)算翼面的非定常氣動(dòng)力。
[0014] 進(jìn)一步地，步驟七中采用頻域求解法或時(shí)域求解法求解螺旋顫振運(yùn)動(dòng)方程。
[0015] 本發(fā)明的一種螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析方法的有益效果是:提出了一種全新的適 用于工程型號(hào)研制精度要求的螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析方法，并推導(dǎo)了分析模型的運(yùn)動(dòng)方 程，開辟了螺旋顫振分析仿真新思路;建立的分析模型不僅是氣彈專業(yè)的基礎(chǔ)分析模型，還 是動(dòng)強(qiáng)度、系統(tǒng)載荷、靜氣彈、操穩(wěn)等專業(yè)的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)仿真模型，目前已經(jīng)實(shí)際應(yīng)用于顫 振分析、伺服氣彈分析、突風(fēng)響應(yīng)分析，還可擴(kuò)展用于動(dòng)響應(yīng)分析、陣風(fēng)減緩、載荷修正等研 究領(lǐng)域;本發(fā)明為后續(xù)型號(hào)動(dòng)力學(xué)仿真建模的研究以及類似軍民用飛機(jī)的相關(guān)技術(shù)研究奠 定了基礎(chǔ)，指明了方向，同時(shí)可以進(jìn)一步拓展應(yīng)用到傾轉(zhuǎn)槳飛機(jī)以及風(fēng)機(jī)的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)耦 合系統(tǒng)建模和穩(wěn)定性分析中。
【附圖說明】
[0016] 此處的附圖被并入說明書中并構(gòu)成本說明書的一部分，示出了符合本發(fā)明的實(shí)施 例，并與說明書一起用于解釋本發(fā)明的原理。
[0017] 圖1為現(xiàn)有技術(shù)的機(jī)翼和螺旋槳/短艙系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖；
[0018] 圖2為本發(fā)明的機(jī)翼和螺旋槳/短艙系統(tǒng)氣動(dòng)力影響示意圖；
[0019 ]圖3是本發(fā)明的機(jī)翼/短艙/螺旋槳的坐標(biāo)關(guān)系圖。
[0020] 圖4為本發(fā)明螺旋槳飛機(jī)顫振分析方法流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0021] 為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中 的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標(biāo)號(hào)表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明 一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過參考附圖描述的實(shí)施例是示例型的，旨在用 于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人 員在沒有作出創(chuàng)造型勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下 面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0022] 在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語"中心"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底"、"內(nèi)"、"外"等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所 示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝 置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本發(fā)明保護(hù) 范圍的限制。
[0023] 本發(fā)明的螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析方法的關(guān)鍵在于機(jī)翼/短艙/螺旋槳三部件耦 合系統(tǒng)建模，其核心是耦合情況下螺旋槳有效俯仰和偏航角的計(jì)算。
[0024] (1)在氣動(dòng)耦合方面，忽略螺旋槳運(yùn)動(dòng)對(duì)機(jī)翼的流場(chǎng)干擾，但機(jī)翼的流場(chǎng)會(huì)在槳的 輪轂點(diǎn)處誘導(dǎo)出下洗和側(cè)洗速度，從而影響槳的偏航和俯仰運(yùn)動(dòng)；
[0025] (2)機(jī)翼位移擾動(dòng)會(huì)使槳/短艙系統(tǒng)的俯仰角和偏航角發(fā)生變化，從而改變螺旋槳 上產(chǎn)生的氣動(dòng)力和力矩。同時(shí)，螺旋槳?dú)鈩?dòng)力和力矩又會(huì)通過短艙的安裝點(diǎn)傳遞給機(jī)翼，從 而改變機(jī)翼的受力。
[0026] 推導(dǎo)得到螺旋槳有效俯仰和偏航角的數(shù)學(xué)表達(dá)形式后，結(jié)合機(jī)翼有限元模型、 Wilmer兩自由度螺旋槳/短艙模型、偶極子格網(wǎng)法和經(jīng)典的葉素理論，經(jīng)過推導(dǎo)便可以建立 螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析模型，最終通過頻域和時(shí)域方法進(jìn)行螺旋顫振分析。
[0027] 具體的，以圖2及圖4所示的機(jī)翼/短艙/螺旋槳系統(tǒng)的氣動(dòng)影響示意圖、坐標(biāo)關(guān)系 及流程圖做進(jìn)一步的闡述。
[0028] 第一步，建立機(jī)翼有限元模型，進(jìn)行機(jī)翼結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性分析，獲得相應(yīng)的模態(tài)和 頻率結(jié)果。
[0029] 第二步，計(jì)算短艙/螺旋槳系統(tǒng)的慣量、俯仰/偏航頻率等固有屬性，最終得到 Wilmer兩自由度模型的結(jié)構(gòu)系統(tǒng)質(zhì)量、剛度、阻尼矩陣等。
[0030] 第三步，計(jì)算機(jī)翼氣動(dòng)網(wǎng)格間的非定常氣動(dòng)力影響系數(shù)矩陣以及機(jī)翼氣動(dòng)網(wǎng)格對(duì) 螺旋槳輪轂點(diǎn)的側(cè)洗w和下洗v的氣動(dòng)影響系數(shù)矩陣，如圖2所示，
[0032] 式中:Dhj是通過偶極子格網(wǎng)法計(jì)算得到翼面氣動(dòng)網(wǎng)格對(duì)輪轂點(diǎn)處的氣動(dòng)力影響系 數(shù)矩陣;N表示機(jī)翼上氣動(dòng)網(wǎng)格的數(shù)量;D W是機(jī)翼法向速度影響系數(shù)矩陣;W為翼面的邊界條 件;是模態(tài)廣義坐標(biāo)。
[0033] 第四步，基于葉素理論計(jì)算螺旋槳在不同飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)，組裝相應(yīng)的氣 動(dòng)矩陣。
[0034] 第五步，基于機(jī)翼/短艙/螺旋槳的安裝關(guān)系，坐標(biāo)關(guān)系如圖3所示推導(dǎo)螺旋槳有效 俯仰角和偏航角的數(shù)學(xué)表達(dá)形式
[0036] 式中：第一項(xiàng)Θ和φ來源于螺旋槳短艙系統(tǒng)本身的幾何角；第二項(xiàng)由螺旋槳輪轂點(diǎn) 處的橫向速度產(chǎn)生。第三項(xiàng)由短艙在機(jī)翼上的安裝點(diǎn)處的橫向位移產(chǎn)生;第四項(xiàng)由飛機(jī)上 其他部件，如機(jī)翼和機(jī)身氣動(dòng)力等在輪轂點(diǎn)處的側(cè)洗速度w和下洗速度v產(chǎn)生;第五項(xiàng)由短 艙在機(jī)翼上的安裝點(diǎn)處的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生。
[0037] 第六步，基于虛功原理推導(dǎo)得到螺旋槳施加到機(jī)翼安裝點(diǎn)處的廣義非定常氣動(dòng)力 矩陣，從而組裝得到螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振運(yùn)動(dòng)方程。
[0038] 第七步，通過頻域求解方法或者時(shí)域方法求解螺旋顫振運(yùn)動(dòng)方程，分析螺旋槳飛 機(jī)螺旋顫振特性。
[0039] 綜上所述，本發(fā)明的螺旋槳飛機(jī)顫振分析方法采用偶極子格網(wǎng)法計(jì)算翼面非定常 氣動(dòng)力，并考慮機(jī)翼對(duì)螺旋槳輪轂點(diǎn)的側(cè)洗和下洗效應(yīng)，考慮全面使得顫振分析更加準(zhǔn)確， 采用經(jīng)典的葉素理論計(jì)算螺旋槳非定常氣動(dòng)力，且機(jī)翼結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)計(jì)算采用有限元方法， 使得分析過程更加簡答有效，螺旋槳/短艙系統(tǒng)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)計(jì)算采用Wilmer兩自由度解析 模型，根據(jù)螺旋槳/短艙和機(jī)翼連接點(diǎn)的位移運(yùn)動(dòng)關(guān)系，通過虛功原理推導(dǎo)機(jī)翼和槳/短艙 之間的廣義作用力，進(jìn)而考慮了機(jī)翼位移擾動(dòng)對(duì)槳/短艙系統(tǒng)的俯仰角和偏航角的影響，通 過推導(dǎo)便可以建立機(jī)翼/短艙/螺旋槳耦合系統(tǒng)螺旋顫振分析模型，進(jìn)一步通過頻域或時(shí)域 方法進(jìn)行螺旋顫振特性分析。
[0040] 本發(fā)明的螺旋槳飛機(jī)顫振分析方法開辟了螺旋顫振分析仿真新思路;建立的分析 模型不僅是氣彈專業(yè)的基礎(chǔ)分析模型，還是動(dòng)強(qiáng)度、系統(tǒng)載荷、靜氣彈、操穩(wěn)等專業(yè)的結(jié)構(gòu) 動(dòng)力學(xué)仿真模型，具有分析精確的優(yōu)點(diǎn)，可應(yīng)用于顫振分析、伺服氣彈分析、突風(fēng)響應(yīng)分析， 還可擴(kuò)展用于動(dòng)響應(yīng)分析、陣風(fēng)減緩、載荷修正等研究領(lǐng)域，應(yīng)用范圍廣;此外，本發(fā)明為螺 旋槳飛機(jī)動(dòng)力學(xué)仿真建模的研究以及類似軍民用飛機(jī)的相關(guān)技術(shù)研究奠定了基礎(chǔ)，指明了 方向，同時(shí)可以進(jìn)一步拓展應(yīng)用到傾轉(zhuǎn)槳飛機(jī)以及風(fēng)機(jī)的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)耦合系統(tǒng)建模和穩(wěn)定 性分析中。
[0041]以上所述，僅為本發(fā)明的最優(yōu)【具體實(shí)施方式】，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此， 任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換， 都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護(hù)范 圍為準(zhǔn)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析方法，其特征在于，包括 第一步:建立機(jī)翼有限元模型，進(jìn)行機(jī)翼結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性分析，獲得機(jī)翼的模態(tài)和頻率 結(jié)果； 第二步:計(jì)算短艙/螺旋槳系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性； 第三步:計(jì)算機(jī)翼氣動(dòng)網(wǎng)格間的非定常氣動(dòng)力影響系數(shù)矩陣以及機(jī)翼氣動(dòng)網(wǎng)格對(duì)螺旋 槳輪轂點(diǎn)的側(cè)洗W和下洗V的氣動(dòng)影響系數(shù)矩陣； 第四步：計(jì)算螺旋槳在不同飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)，組裝所述不同飛行狀態(tài)下的氣動(dòng) 矩陣； 第五步:基于機(jī)翼/短艙/螺旋槳的安裝關(guān)系，推導(dǎo)螺旋槳有效俯仰角和偏航角的數(shù)學(xué) 表達(dá)形式； 第六步:基于虛工原理推導(dǎo)得到螺旋槳施加到機(jī)翼安裝點(diǎn)處的非定常氣動(dòng)力矩陣，從 而組裝得到螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振運(yùn)動(dòng)方程； 第七步:求解螺旋顫振運(yùn)動(dòng)方程，分析螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振特性。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析方法，其特征是，步驟二中，計(jì)算短 艙/螺旋槳系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性采用Wilmer兩自由度解析模型。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析方法，其特征是，步驟三中采用偶極 子格網(wǎng)法計(jì)算翼面的非定常氣動(dòng)力。4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的螺旋槳飛機(jī)螺旋顫振分析方法，其特征是，步驟七中采用頻域 求解法或時(shí)域求解法求解螺旋顫振運(yùn)動(dòng)方程。
【文檔編號(hào)】G06F17/50GK106096088SQ201610373985
【公開日】2016年11月9日
【申請(qǐng)日】2016年5月31日
【發(fā)明人】楊佑緒, 黃國寧, 趙冬強(qiáng), 唐矗, 程芳
【申請(qǐng)人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所