直升机“地面共振”多体动力学仿真分析.pdf

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1、航空科学技术AeronauticalScience＆TechnologyMay．2014Vo1．25No．0526—30直升机“地面共振’’多体动力学仿真分析熊程刚，许锋南京航空航天大学，江苏南京21I100摘要：为了确保直升机不存在发生“地面共振”危险，在完成“地面共振”初步仿真之后应进行地面开车试验。针对试验研究成本高、局限性大的问题，利LMS台对某型直升机“地面共振”过程进行分析。根据理论和经验公式计算得出动力学参数，建立多体动力学分析模型。动态演示直升机“地面共振”开车试验过程的分析结果表明，该直升机在转速范围内不会发生“地面共

2、振”。关键词：直升机；起落架；地面共振；动力学仿真；LMS中图分类号：V243文献标识码：A文章编号：1007—5453(2014)05-0026—05直升机“地面共振”即直升机在地面工作状态时发生的对直升机垂直起落状态“地面共振”进行初步分析时，旋翼-机体耦合白激振动，在直升机研制设计中必须设法避采用了下列假设j：免这种现象发生。一般而言，抑制“地面共振”发生的方法有(1)在旋翼旋转平面内，只考虑桨叶绕垂直铰的摆振运两种：一是通过调节旋翼／机身耦合系统的结构参数避开“地动，不考虑桨叶的挥舞运动和扭转运动；面共振”频率，使得系统在旋翼转

3、速变化范围内稳定；二是通(2)由于机身和桨叶的弹性变形与起落架的位移和桨过添加旋翼减摆器和起落架阻尼消耗多余能量来抑制直升叶绕垂直铰的摆振位移相比很小，假设机身和桨叶都是刚机“地面共振”发生⋯。体，不考虑其弹性变形；起落架设计是一个反复迭代、不断改进的过程。传统的物(3)不考虑空气动力作用。理试验方法可靠性强，但必须在物理样机生产出来之后才能试1．2地面共振方程验，如果试验结果不理想，需要对产品作出改进后重新进行试根据旋翼-机体系统分析模型，由平衡方程和小角度假验【2】，每次都对设计出的构型进行试验，必将耗费大量的人力设】，经多桨叶坐标

4、变换，每片桨叶的振动方程为：物力，从而导致研究成本高、局限性大的问题。利用与CATIA无缝连接的LMSVirtualLab虚拟样机技术进行起落架运动学和-Sbsin~+Sbcos~t+6Sbco‘+(鼍，)：0(1)动力学仿真分析，相对于传统起落架设计方法，具有可视化程度高、通用性强的优点，实现了起落架设计分析一体化技术。通式中，为桨叶相对于链接处的静矩；厶为桨叶相对于链过建立较为复杂的起落架样机模型，可以较快地得出比较可靠接处的惯性矩；、c分别表示为第}桨叶的垂直铰刚度和的分析结果，从而对起落架动力学性能进行评价p】。阻尼大小；、磊分

5、别表示第{．桨叶的相位角和摆角。地面共振机身平衡方程可表示为：1地面共振运动方程1．1基本假设收稿日期：2014-01-14；录用日期：2014—02·15基金项目：国家自然科学基金(51075203)}通讯作者．Te1．：15850667723E-mail：15850667723@139．oom用格式XDNGChenggang,XUFeng．Analysisofhelicoptergroundresonancemulti-bodydynamicssimulation[U1．AeronauticalScience＆Technology．

6、2014,25(05)：26-30．熊程渤．徐锋．直升祝地面共振多钵动力学仿真分析cJ】．航空科学技术，2。14．25(o5)：26__30．熊程刚等：直升机“地面共振”多体动力学仿真分析27+(2++(2删+)主+(2cz吖+z+(2z+ZⅣ~,2-k-scjiic。sY=。Aft'+(2c+c)三+(2+)z一(2CzMY^f+CavyN)O一(2KzMY+KzNyⅣ)0+(2cXM—c)D+(2KzMXM—1％xN)f~+c。s=。+(2一)4'+(2yMXM-+(2+)+(2+)+sinY=。(2CxMYM+CxuYu)fc+(

7、2CxMYM+Cxuym)X+I+QCMy+CNy+2Cx+Cj】Nx2N、》0》+KxMyzM+KXM—KYMxN一(2KrMYM+KzN)sino~]y+ScyHcosy—XHsiny：0一QCzMyM+CzNyN、一(2KzMYM+KyNZ+I+QCM>，2M+CN>，2N+2CMz+QKzMy+KNy+2KYMz2Mle+I+(-2CzMxgyM+CxNZN+KMxMyM+KxNYN+sjys：0二CzxM—CxN)k—KzMxM+KzNxu)z+I+2一CzMXMYM+CxNzN+KzMXMYM+KxNyN+，zp+(2CzM

8、x~+)D+(22+cZⅣ)p+=0(2)式中，x描述机体在黼方向的平动自由度；Y描述机体在y牟由方向的平动自由度，z描述机体在z轴方向的平动自由=()(