[发明专利]一种引入全弹性边界条件的旋翼气弹耦合计算方法

说明书

本发明属于直升机旋翼设计与理论建模技术，涉及一种用于旋翼气动弹性耦合仿真分析的计算方法。针对旋翼气动弹性耦合问题，在含自由尾迹的旋翼载荷计算模型中引入弹性桨叶旋翼动力学模型，替代刚体挥舞动力学模型，更真实地反映桨叶气动弹性耦合的物理现象，具有更高的旋翼振动载荷预估精度。

技术领域

本发明属于直升机旋翼设计与理论建模技术，涉及一种用于旋翼气动弹性耦合仿真分析的计算方法。

背景技术

旋翼振动载荷预估是贯穿直升机设计阶段的重要环节之一，是一个涉及旋翼气动、结构、数值计算等多学科耦合的综合分析，也是最具挑战的难点之一。细长梁结构的桨叶在旋转工作时受气动载荷影响而产生结构变形，而桨叶结构变形又引起旋翼流场变化进而改变桨叶气动载荷分布，二者存在复杂的耦合关系。尤其在大前进比、变转速等工作条件下以及存在强烈干扰的多旋翼构型直升机当中，气动与结构的耦合关系影响更为显著。

在传统含自由尾迹的旋翼载荷计算模型中，将桨叶假设为刚体且只采用刚体挥舞模型，简化了桨叶挥舞运动，忽略桨叶摆振与扭转运动以及弹性变形，即未反映实际桨叶真实的挥/摆/扭运动以及弹性变形引起的旋翼尾迹变化以及气动载荷变化，在大前进比飞行状态，变转速飞行状态以及存在强烈干扰的多旋翼构型的直升机前飞状态中，桨叶结构变形不可忽略，对旋翼振动载荷结果影响不容忽略，而未考虑弹性变形的旋翼载荷计算模型精度明显不足，无法真实反映气动弹性耦合问题。

发明内容

发明目的：本发明提出一种引入全弹性边界条件的旋翼气弹耦合计算方法，针对旋翼气动弹性耦合问题，在含自由尾迹的旋翼载荷计算模型中引入弹性桨叶旋翼动力学模型，替代刚体挥舞动力学模型，更真实地反映桨叶气动弹性耦合的物理现象，具有更高的旋翼振动载荷预估精度。

发明技术方案：提供一种引入全弹性边界条件的旋翼气弹耦合计算方法，所述方法包括：

建立旋翼动力学模型。首先，建立含桨叶挥舞、摆振、扭转的非线性弹性变形量的运动方程，所述运动方程中包含有非线性弹性变形量、所述非线性弹性变形量之间的非线性耦合关系和剖面运动速度；然后，将所述运动方程和非线性耦合关系引入旋翼动力学模型中；

建立旋翼气动模型。首先，采用非定常L-B模型建立桨叶气动力模型；然后，采用涡流理论，通过线涡离散方式对旋翼桨尖涡进行空间离散，并采用粘性涡核经验模型反映桨尖涡的畸变与耗散，建立自由尾迹模型；将所述桨叶气动力模型和自由尾迹模型集成为旋翼气动模型；

设定初始的旋翼工作状态，通过自由尾迹模型计算得到旋翼的流场分布，所述流场分布包括桨叶各剖面3/4弦点位置处的合速度；将所述桨叶各剖面3/4弦点位置处的合速度作为输入传递给桨叶气动力模型计算得到桨叶各剖面气动力，所述各剖面气动力包括升力、阻力和力矩；将桨叶各剖面气动力作为输入传递给旋翼动力学模型，求解有限元节点处的1/4弦点位置弹性变形及剖面运动；通过有限元形函数差值和线性差值方法得到整片桨叶任意剖面3/4弦点位置的弹性变形及剖面运动；

将所述整片桨叶任意剖面3/4弦点位置的弹性变形及剖面运动作为输入传递给自由尾迹模型，并计算得到旋翼气弹耦合之后的桨叶各剖面3/4弦点位置处的合速度；将旋翼气弹耦合之后的桨叶各剖面3/4弦点位置处的合速度作为输入传递给桨叶气动力模型，并计算得到旋翼气弹耦合之后的桨叶各剖面气动力；将旋翼气弹耦合之后的桨叶各剖面气动力作为输入传递给旋翼动力学模型，求解有限元节点处的1/4弦点位置弹性变形及剖面运动；然后桨叶旋翼气弹耦合之后的各剖面的弹性变形及剖面运动再次作为输入传递给自由尾迹模型，进行迭代循环，当整片桨叶各剖面的弹性变形趋于收敛后，得到最终整片桨叶各剖面的弹性变形及剖面运动。

进一步地，确定桨叶变形之后的空间坐标关系，根据所述空间坐标关系建立运动方程。