【摘要】：振動問題是直升機問世以來一直存在并重視的問題,每一次處理振動技術(shù)的革新都伴隨著直升機工程技術(shù)的更新?lián)Q代。旋翼系統(tǒng)的振動是直升機振動的主要來源,不少學(xué)者針對降低旋翼系統(tǒng)的振動水平做出了長期的努力,利用智能材料驅(qū)動后緣小翼開展旋翼振動主動控制成為研究熱點,并在實驗研究中體現(xiàn)出了技術(shù)優(yōu)勢和良好效果。在旋翼轉(zhuǎn)動時,小翼按控制律偏移,由此產(chǎn)生了額外氣動力和慣性力與基礎(chǔ)槳葉動載荷疊加達到降低槳葉及槳轂的振動水平的目的,從而實現(xiàn)對振動水平的控制。本文的研究目的在于建立快速尋優(yōu)實現(xiàn)最小槳轂振動水平所需的小翼偏轉(zhuǎn)控制操縱計算方法,以提高控制槳轂振動水平的快速響應(yīng)能力。本文首先建立帶有后緣小翼槳葉的旋翼氣彈耦合動力學(xué)模型,采用大變形槳葉模型處理彈性槳葉的非線性,采用力積法計算槳葉振動載荷,使得以小翼運動為輸入,能夠得到槳轂的振動輸出。然后基于此模型尋找最小振動水平輸出對應(yīng)的最優(yōu)小翼控制操縱律。本文主要研究對通過頻率影響顯著的小翼(Nb 1)?、Nb?和(Nb+1)?運動分量上偏轉(zhuǎn)操縱對旋翼系統(tǒng)的振動影響。小翼運動使用多個不同頻率的正、余弦函數(shù)的偏轉(zhuǎn)幅值表征,因此其控制效果可以通過多維點表示。運用拉丁超立方抽樣法生成多個樣本點,帶入動力學(xué)模型得出振動輸出。使用徑向基函數(shù)插值方法根據(jù)輸入輸出推算出動力學(xué)模型的代理模型,此代理模型可以在誤差允許范圍內(nèi)代替氣彈耦合動力學(xué)模型,因此能夠節(jié)約大量的計算時間成本。然后運用粒子群優(yōu)化算法尋找代理模型對應(yīng)最小振動的最優(yōu)輸入,即所需的最優(yōu)小翼運動控制,以達到降低控制律計算量或提高控制仿真效率的目的。
【圖文】：

旋翼動載荷的計算涉及多個旋轉(zhuǎn)部件及相應(yīng)的彈性變形，建立多個坐標系能夠較為方地對動力學(xué)單元體進行運動描述。不同的坐標系將由不同的下標來區(qū)別，，如表 2.1 所示。表 2.1 坐標系及對應(yīng)下標下標 坐標系 英文I 慣性坐標系 Inertial coordinate systemH 槳轂固定坐標系 Hub Fixed coordinate systemR 槳轂旋轉(zhuǎn)坐標系 Hub Rotating coordinate systemF 槳葉揮舞坐標系 Blade Flap coordinate systemL 槳葉擺振坐標系 Blade Lead lag coordinate systemU 槳葉未變形坐標系 Undeformed Blade coordinate systemD 槳葉變形坐標系 Deformed Blade coordinate systemfh 后緣小翼鉸鏈坐標系 Flap-hinge coordinate systemf 后緣小翼坐標系 Flap coordinate system

旋翼動載荷的計算涉及多個旋轉(zhuǎn)部件及相應(yīng)的彈性變形，建立多個坐標系能夠較為方地對動力學(xué)單元體進行運動描述。不同的坐標系將由不同的下標來區(qū)別，如表 2.1 所示。表 2.1 坐標系及對應(yīng)下標下標 坐標系 英文I 慣性坐標系 Inertial coordinate systemH 槳轂固定坐標系 Hub Fixed coordinate systemR 槳轂旋轉(zhuǎn)坐標系 Hub Rotating coordinate systemF 槳葉揮舞坐標系 Blade Flap coordinate systemL 槳葉擺振坐標系 Blade Lead lag coordinate systemU 槳葉未變形坐標系 Undeformed Blade coordinate systemD 槳葉變形坐標系 Deformed Blade coordinate systemfh 后緣小翼鉸鏈坐標系 Flap-hinge coordinate systemf 后緣小翼坐標系 Flap coordinate system
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2014
【分類號】：V275.1;TB535

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本文編號：2551849