[发明专利]一种横列式双旋翼直升机地面共振建模与分析方法

权利要求书

1.一种横列式双旋翼直升机地面共振建模与分析方法，其特征在于：所述方法包括以下步骤：

1)建立机体系统坐标系及坐标系间的关系；

2)建立机体运动模型及起落架运动模型；

3)建立旋翼运动模型和气动力模型；

4)根据旋翼运动模型进行旋翼耦合响应求解；具体过程包括：对桨叶线性矩阵、切线刚阵、非线性力和桨毂载荷进行组装，通过哈密尔顿原理，得出旋翼桨叶模态方程式，采用时间有限元方法求解；旋转一周时间周期2π划分为多个时间单元，桨叶控制方程表述成所有时间单元方程的总和，再通过泰勒展开，对于每个时间单元的模态位移向量的时间变量，表述成形函数Ht和时间节点位移向量，采用五阶多项式逼近，每个时间单元需要六个节点，五阶时间形函数表述为拉格朗日多项式形式，设定时间有限元方程边界条件，求出时间离散化桨叶响应方程；

所述桨叶线性矩阵为刚性桨叶运动质量、刚度和阻尼矩阵中的常数项；

所述切线刚阵为刚性桨叶运动质量、刚度和阻尼矩阵中的一次项；

所述非线性力为刚性桨叶运动质量、刚度和阻尼矩阵中的多次项；

5)多桨叶坐标变换；

6)根据起落架运动模型和气动力模型建立横列式双旋翼直升机地面共振分析模型；

7)采用特征值方法计算横列式双旋翼直升机地面共振分析模型求解地面共振。

2.根据权利要求1所述的横列式双旋翼直升机地面共振建模与分析方法，其特征在于：所述步骤1)中，所述机体系统坐标系包括：惯性坐标系、机体坐标系、旋翼桨毂坐标系、旋翼旋转坐标系、旋翼桨叶挥舞坐标系、旋翼桨叶摆振坐标系、旋翼桨叶变距坐标系，所述坐标系间的关系为各坐标系间的坐标转换关系。

3.根据权利要求2所述的横列式双旋翼直升机地面共振建模与分析方法，其特征在于：所述步骤2)中，

所述建立机体运动模型包括：假设机体为刚体，考虑机体在空间的六个刚体运动自由度：航向位移X、侧向位移Y、垂向位移Z、横滚Φ_X、俯仰Φ_Y、偏航运动Φ_Z，根据机体运动位移、速度和加速度，确定机体惯性载荷；

所述建立起落架运动模型包括：简化缓冲器和机轮为刚度和阻尼部件，根据机体运动引起起落架变形，建立起落架运动载荷；不考虑旋翼载荷，根据达朗贝尔原理，机体惯性力和起落架作用于机体的载荷处于平衡状态，建立机体在起落架上的运动方程，方程矩阵形式，式中，{X}＝{X，Y，Z，φ_x，φ_y，φ_z}^T为六个元素的向量，[M_f]、[K_f]、[C_f]为不装旋翼的机体质量、刚度和阻尼的线性矩阵。

4.根据权利要求3所述的横列式双旋翼直升机地面共振建模与分析方法，其特征在于：所述步骤3)中，

所述建立旋翼运动模型包括：根据坐标变换关系，确定在桨毂坐标系下桨叶上任一点的速度；根据动力定律，得出桨叶上任一截面的动能，建立旋翼总动能方程式；根据拉格朗日定律，得出考虑桨叶挥舞、摆振和机身运动影响的旋翼运动方程：F_C和F_NL是桨叶运动惯性载荷的常数项和非线性项，[M_b]、[K_b]、[C_b]为刚性桨叶运动质量、刚度和阻尼矩阵；

所述建立气动力模型包括：桨叶准定常气动力模型采用升力线理论，其气动力作用点在四分之一弦长处，以四分之三弦长处的气流速度来计算翼型上的气动载荷，旋翼诱导流速度均匀分布；

桨叶翼型截面气动力产生的桨毂载荷，转换到对机身重心的六力素，旋翼对机身重心的总气动力，为沿桨叶展向积分后，将各片桨叶载荷求和求得，根据拉格朗日方程求得左旋翼气动力质量[M_a]、刚度[K_a]和阻尼矩阵[C_a]以及载荷常数项、非线性项。