倾转旋翼机过渡飞行气弹动力学行为及其动稳定性影响研究

Conversion flight is the essential distinction of the tiltrotor aircraft between helicopter and propeller aircraft. During its conversion flight, inflows and aerodynamics of rotor and the dynamical characteristics of tiltrotor-wing coupled system are varied, which result in the complicated nonlinear and unsteady characteristics of tiltrotor-wing-fuselage coupled system. Based on the dynamics of multibody system described by Cartesian coordinates and unsteady time-marching free wake model, aeroelastic model of tiltrotor is developed. Force components are adopted to separate the solving procedures of the structural equations an aerodynamics equations. Research gives emphasis to the dynamical characteristics of tiltrotor-wing aeroelastically coupled system with analyses and experiments in conversion flight. In this researching，several investigations will be conducted, including the dynamic behavior and parameters analysis of dynamic stability affection in conversion flight, the aeroelastical coupling mechanism among tilt rotor/elastic wing/fuselage, the dyanmic characteristics, the vibrations and response of tiltrotors in conversion flight. The influence of the stability in conversion flight of dyanmics parameters are investigated with considering the variations of rotation speed, flying attitude and speed. Finally, the validated efficient academic analysis method to the tiltrotor aircraft in conversion flight will be achieved, which has the important significance to develop scientific and technical level of our national aviation in rotor aircrafts fields.

过渡飞行是倾转旋翼机有别于直升机和固定翼螺旋桨飞机的最本质特征，过渡飞行时旋翼的倾转能够带来飞行器结构、飞行速度及气动环境的明显改变，具有非常复杂的强耦合、非线性和非定常特性。本项目拟基于笛卡尔坐标的多体动力学方法和时间步进动态自由尾迹，建立倾转旋翼机气弹耦合动力学模型，通过采用力元构件实现结构方程与气动力方程以各自时间尺度独立求解与耦合迭代，结合风洞试验，重点研究过渡飞行倾转旋翼机的气弹响应、动载荷及动稳定性特性。通过本项目的研究，可以了解倾转旋翼机过渡飞行中旋翼/机翼/机身之间的气弹耦合机理，了解过渡飞行时倾转旋翼机的动力学特性、振动载荷和响应的变化规律；同时也可以了解倾转旋翼机在过渡飞行过程中旋翼转速、飞行速度与姿态变化以及桨毂和机翼的动力学参数对于动稳定性的影响机理。本项目研究可以为我国开展倾转旋翼技术研究提供有效动力学分析方法，对提高我国的旋翼飞行器的设计水平具有重要指导意义。

本项目建立了考虑机体运动自由度影响的全展倾转旋翼机气动弹性耦合分析模型，适用于开展无铰式、铰接式及万向铰式倾转旋翼机过渡飞行的气弹响应、动载荷及动稳定性分析，结合模型试验，验证了分析方法的有效性。通过本项目研究：. 明确了半展和全展分析模型的使用条件：只有考虑机体运动自由度，全展分析模型才可以模拟双侧倾转旋翼/机翼/机身对称和反对称耦合的差别；空中飞行时通常模态频率较低的对称型耦合稳定性边界更低，机体运动自由度对于旋翼/机翼对称型耦合影响较低，利用半展分析模型开展对称型模态的气弹耦合稳定性分析，可以降低工程设计分析计算量。. 明确了飞行速度、旋翼转速、倾转角速度、桨距操纵变化导致倾转旋翼机动态倾转过渡飞行中振动增强的耦合机理，发现倾转铰链刚度过低会加剧倾转旋翼机气弹耦合程度。. 明确了与机翼1阶对称型挥舞弯曲耦合是倾转旋翼机最危险的耦合形式，倾转旋翼机必须考虑机翼的模态频率、旋翼摆振刚度及转速的动力学匹配设计，采用摆振刚硬的倾转旋翼可以降低倾转旋翼机的气弹耦合；倾转位置决定了最危险的耦合形式，根据不稳定原因判断分析，从直升机模式过渡到飞机模式，依次主要由旋翼自身动稳定性、旋翼摆振后退型与机翼不稳定气弹耦合以及旋翼挥舞后退型与机翼挥舞扭转不稳定气弹耦合现象决定摆振柔软倾转旋翼机边界速度。. 明确了倾转旋翼机随飞行速度的增大，气弹耦合稳定性先升高后快速降低的基本特点；在接近或过渡到飞机模式，针对该状态适当降低旋翼转速有助于提高倾转旋翼机气弹稳定性，提出应随飞行速度的变化而设定倾转角度和旋翼转速的动力学设计依据。. 研究过程中利用模型试验验证了理论分析方法的有效性，并实现了倾转旋翼机稳定性边界的模型吹风试验，为倾转旋翼机气弹动力学试验技术研究积累的经验。项目研究工作所取得的理论分析方法和试验技术经验已在相关设计单位开展应用，研究成果对提高我国倾转旋翼机的动力学设计分析水平，具有现实的工程实用意义。