直升机旋翼粘弹阻尼器定常响应分析

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1、总第163期2010年第2期直升机技术HELICOPTERTECHNIQUETotalNo．163No．22010文章编号：1673—1220(2010)024)09-05直升机旋翼粘弹阻尼器定常响应分析胡国才1，马琳2，张学军3(1．海军航空工程学院，山东烟台264001；2．海军军训器材研究所，北京100076；3．海装驻沈阳地区军事代表局，辽宁沈阳110034)摘要建立了直升机定常飞行时的粘弹阻尼器响应计算模型，考虑了刚性桨叶的挥舞和摆振自由度，采用非均匀定常人流模型计算旋翼诱导速度。以某型机为例，对悬停和定直前飞时阻尼器的定常响应进行了计算。结果表明，从悬停到小

2、速度定常前飞，粘弹阻尼器的动幅值明显增加，并且随旋翼拉力系数增加而增加。关键词直升机；旋翼；粘弹阻尼器；复模量；定常响应中图分类号：V275+．1；0242．1文献标识码：ASteadyResponseofHelicopterRotorElastomericDamperHUGuocail，MALin2，ZHANGXuejun3(I．NavalAeronauticalandAstronauticalUniversity，Yantai264001，China；2．NavalEquipmentInstitute，Beijing10(D76，China；3．MilitaryRe

3、presentativesBureauofNEDinShenyangAem，Shenyang110034，China)AbstractAmathematicmodelofhelicopterrotorcoupledwithnonlinearelastomericlagdamperispresented．Flap，lagandpitchfreedomsofrotorbladearetakenintoaccount．Linearstaticinflowmodelstherotorinducedvelocity．Steadyresponsesofrotorandelastom

4、ericdamperareresolvedinhoveringandstraightforwardflight．Comparedwithhoveringflightconditions，thedynamicdisplace-mentamplitudesofbladeanddamperhaveobviousincrementsandaugmentedasrotorthrustratioincreased．Keywordshelicopter；rotor；elastomericdamper；complexmodule；steadyresponseI引言现代直升机常用粘弹阻尼

5、器为桨叶的摆振运动提供刚度(储能模量)和阻尼(耗能模量)，以抑制直升机地面及空中共振动不稳定性。试验表明¨J，粘弹阻尼器的复模量具有两个重要特性，一是复模量随着动幅值的增加而下降，并与动幅值呈非线性关系；二是存在背景振动(即“双频”条件)时，复模量将随背景振幅的增大而下降。直升机定常飞行时，阻尼器就可能处于“双频”振动环境下工作，一是与旋转桨叶摆振频率相关的扰动运动，二是与旋翼旋转频率n相关的交变的强迫振动。也就是说，直升机定常飞行时，粘弹阻尼器的复模量不仅与扰动幅值的大小有关，还与粘弹阻尼器的定常响应有关。因此，首先必须确定粘弹阻尼器的定常响应幅值，进而确定阻尼器在该

6、背景振动下对应各扰动幅值的复模量大小，这样才能准确预估直升机定常飞行时的旋翼／机体耦合动稳定性。收稿日期,'2009-12-28作者筒介：胡国才(1964·)，男，浙江慈溪人，博士，教授，博士生导师，主要研究方向：飞行器动力学。·10·直升机技术总第163期为此，本文在建立直升机定常飞行运动方程时，除了考虑桨叶挥舞运动外，还将计人桨叶的摆振自由度及粘弹阻尼器的非线性模型。以某型直升机为例，计算阻尼器的定常响应。2分析模型2．1旋翼气动力假定旋翼桨叶为当量铰带弹簧约束的刚硬直桨叶，计入预锥角和预掠角，桨叶的扭转方向及操纵线系刚硬。假设当量铰外伸量为e，第k片桨叶的挥舞角为

7、尾、方位角为砂。(指向尾桨方向为0。)，直升机定直前飞时，相对桨叶剖面r。的气流速度为：Mr=僦(否+于l+psin砂I)(1)uP=lf=龌(A+il卢I+pp‘cos妒I+／．ttana。)(2)其中，unu。分别为垂直和平行于桨毂平面的气流速度，p为前进比，A为旋翼诱导速度，a，为旋翼平面与飞行速度间夹角，上标“一”表示无因次量。定直前飞的平衡计算中，诱导速度采用非均匀分布：A=Ao+A，isin砂I+A。icos砂I(3)采用定常人流模型，诱导速度应满足以下平衡方程【2J：L一1{A。A，A。}7={c，c。c肼}7(4)式中，L