前飛狀態(tài)旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程瞬態(tài)載荷過(guò)沖研究

宋彬 周云

摘 要：變轉(zhuǎn)速旋翼在高速及長(zhǎng)航時(shí)直升機(jī)等領(lǐng)域有巨大的應(yīng)用前景，旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程的瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)及載荷特性，對(duì)直升機(jī)飛行控制和部件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)都至關(guān)重要。本文基于相對(duì)坐標(biāo)描述的拉格朗日遞推多體動(dòng)力學(xué)方法，構(gòu)建了一套旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析模型，能夠體現(xiàn)動(dòng)態(tài)時(shí)變的旋翼轉(zhuǎn)速和旋轉(zhuǎn)角加速度對(duì)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的影響，在此基礎(chǔ)上，對(duì)旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程的瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)行為進(jìn)行了數(shù)值仿真分析研究。結(jié)果顯示，旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)渡過(guò)程，對(duì)擺振方向動(dòng)力學(xué)影響十分顯著，進(jìn)而會(huì)引起旋翼軸扭矩瞬態(tài)載荷過(guò)沖現(xiàn)象；采用平滑進(jìn)入/改成的變轉(zhuǎn)速策略，有利于減小旋翼軸扭矩過(guò)沖載荷；旋翼升轉(zhuǎn)速和降轉(zhuǎn)速過(guò)程，會(huì)產(chǎn)生不同的動(dòng)力學(xué)影響；變轉(zhuǎn)速過(guò)渡時(shí)間是影響瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)特性最重要的因素，隨著角加速度的增大，旋翼軸扭矩載荷過(guò)沖會(huì)急劇增大；旋翼拉力水平、前飛速度等飛行狀態(tài)參數(shù)，主要影響穩(wěn)定狀態(tài)下的載荷基準(zhǔn)值，對(duì)瞬態(tài)載荷過(guò)沖幅值也具有一定的影響。

關(guān)鍵詞：變轉(zhuǎn)速旋翼； 變轉(zhuǎn)速過(guò)渡過(guò)程； 瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)； 多體動(dòng)力學(xué)； 遞推算法

中圖分類(lèi)號(hào)：V214.19 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.05.003

高速、綠色、智能是未來(lái)直升機(jī)發(fā)展的主要方向，尤其高速直升機(jī)是目前各國(guó)研究和發(fā)展的重點(diǎn)。高速直升機(jī)為避免前行槳葉激波失速，在高速前飛狀態(tài)必須降低旋翼轉(zhuǎn)速，典型的XH-59A、X-2、X-3等高速直升機(jī)都采用了旋翼變轉(zhuǎn)速技術(shù)[1-5]。另外，變轉(zhuǎn)速旋翼技術(shù)還具有大幅降低直升機(jī)需用功率的潛力，美國(guó)波音公司基于最優(yōu)轉(zhuǎn)速旋翼技術(shù)（OSR）研制的A160無(wú)人直升機(jī)，續(xù)航時(shí)間達(dá)到20h，遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于常規(guī)構(gòu)型旋翼的無(wú)人直升機(jī)[6-7]。可以看到，變轉(zhuǎn)速旋翼是發(fā)展高速和綠色長(zhǎng)航時(shí)直升機(jī)必須突破的核心關(guān)鍵技術(shù)，有巨大的發(fā)展?jié)摿蛻?yīng)用前景。但是，由于旋翼轉(zhuǎn)速與直升機(jī)的氣動(dòng)升力、動(dòng)力學(xué)特性、飛行控制等都密切相關(guān)，因此旋翼變轉(zhuǎn)速會(huì)帶來(lái)相當(dāng)復(fù)雜的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題[8-10]。

長(zhǎng)期以來(lái)，為了規(guī)避旋翼變轉(zhuǎn)速相關(guān)動(dòng)力學(xué)問(wèn)題，直升機(jī)一直都采用固定旋翼轉(zhuǎn)速設(shè)計(jì)，直到近年來(lái)，隨著高速及綠色直升機(jī)的興起，研究人員開(kāi)始關(guān)注變轉(zhuǎn)速旋翼技術(shù)。R.W. Prouty[11]對(duì)變轉(zhuǎn)速旋翼直升機(jī)的總體性能進(jìn)行了研究，表明采用變轉(zhuǎn)速設(shè)計(jì)可明顯提高懸停升限、航時(shí)、航程和速度等性能指標(biāo)。劉仕明等[12]則以某國(guó)產(chǎn)直升機(jī)為分析樣例進(jìn)行了轉(zhuǎn)速優(yōu)化策略研究，結(jié)果顯示最大續(xù)航時(shí)間可以提升20.5%，最大航程可提高8.5%。馬里蘭大學(xué)Chopra教授團(tuán)隊(duì)在UMARC代碼的基礎(chǔ)上進(jìn)行修改，建立了大前進(jìn)比狀態(tài)下的旋翼氣彈分析模型，研究結(jié)果顯示，根據(jù)飛行狀態(tài)降低旋翼轉(zhuǎn)速可大幅降低需用功率，但可能會(huì)導(dǎo)致槳葉載荷增大，指出并分析了大前進(jìn)比旋翼拉力反向現(xiàn)象[13-15]。D.Anubhav 和 Y. Hyeonsoo等[16-17]基于全尺寸UH-60A 旋翼風(fēng)洞試驗(yàn)，研究了大前進(jìn)比狀態(tài)下的動(dòng)力學(xué)問(wèn)題，發(fā)現(xiàn)了后行槳葉逆弦長(zhǎng)方向動(dòng)態(tài)失速現(xiàn)象和后行側(cè)小拉桿存在脈沖載荷等現(xiàn)象。D. Han等[18-20]研究了變轉(zhuǎn)速旋翼擺振動(dòng)力學(xué)問(wèn)題，并設(shè)計(jì)了槳葉嵌入式弦向吸振器，以降低擺振彎矩載荷。余智豪等[21]基于哈密頓（Hamilton）原理以及中等變形梁理論建立旋翼動(dòng)力學(xué)方程，并針對(duì)大反流區(qū)氣動(dòng)力計(jì)算方法和大前進(jìn)旋翼氣彈配平計(jì)算方法進(jìn)行修正，對(duì)大前進(jìn)比狀態(tài)下的槳葉載荷進(jìn)行了研究。Xie Jiayi 等[22]采用自由尾跡模型，開(kāi)展了變轉(zhuǎn)速槳葉氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。文獻(xiàn)[23]為研究艦載直升機(jī)起降過(guò)程槳葉揮舞響應(yīng)問(wèn)題，在中等變形梁模型基礎(chǔ)上，推導(dǎo)了含Ω？相關(guān)慣性力項(xiàng)的顯式槳葉動(dòng)力學(xué)方程，但表達(dá)式相當(dāng)復(fù)雜冗長(zhǎng)?？偟膩?lái)講，變轉(zhuǎn)速旋翼相關(guān)研究尚處于起步階段，目前的研究工作大多集中在旋翼降轉(zhuǎn)速后，穩(wěn)態(tài)大前進(jìn)比條件下引起的氣動(dòng)及動(dòng)力學(xué)現(xiàn)象與特性分析，對(duì)于變轉(zhuǎn)速槳葉應(yīng)該如何設(shè)計(jì)，還未形成統(tǒng)一的設(shè)計(jì)思路或設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，對(duì)旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程的瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)問(wèn)題的研究還較少。

傳統(tǒng)直升機(jī)旋翼其實(shí)也存在變轉(zhuǎn)速過(guò)程，但它基本是在懸停且接近零升力狀態(tài)變轉(zhuǎn)速，因此旋翼載荷很小，對(duì)動(dòng)力學(xué)的影響不顯著。在高速前飛狀態(tài)下，旋翼載荷較大，結(jié)構(gòu)本身又有很大的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，且變轉(zhuǎn)速旋翼必然存在轉(zhuǎn)速切換的過(guò)渡過(guò)程，旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程的瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)及載荷特性，對(duì)直升機(jī)飛行控制和部件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)都至關(guān)重要。因此，本文根據(jù)旋翼系統(tǒng)具有典型樹(shù)狀拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的特點(diǎn)，基于拉格朗日多體動(dòng)力學(xué)框架，建立一套旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析模型，研究和揭示變轉(zhuǎn)速過(guò)渡過(guò)程的旋翼瞬態(tài)動(dòng)響應(yīng)及載荷特性，為變轉(zhuǎn)速直升機(jī)設(shè)計(jì)提供動(dòng)力學(xué)理論基礎(chǔ)。

1 計(jì)算方法與模型驗(yàn)證

1.1 變轉(zhuǎn)速旋翼多體動(dòng)力學(xué)模型

圖1所示是典型旋翼系統(tǒng)示意圖，它具有非常復(fù)雜的運(yùn)動(dòng)形式，首先是槳葉繞旋翼軸做大范圍的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，其次是槳葉通過(guò)鉸鏈與槳轂連接，有剛體揮舞、剛體擺振和剛體變距運(yùn)動(dòng)，最后是細(xì)長(zhǎng)的槳葉，還有復(fù)雜的拉伸、揮舞、擺振和扭轉(zhuǎn)彈性形變耦合運(yùn)動(dòng)。對(duì)于這種樹(shù)狀拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)，基于多體動(dòng)力學(xué)方法，采用拉格朗日相對(duì)坐標(biāo)描述比較直觀和方便，可以獲得最小廣義坐標(biāo)數(shù)目的常微分動(dòng)力學(xué)方程組，為此引入多個(gè)坐標(biāo)系統(tǒng)進(jìn)行旋翼系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)學(xué)描述，各級(jí)坐標(biāo)系之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系詳見(jiàn)參考文獻(xiàn)[24]。

進(jìn)而可以得出由廣義力形式表達(dá)的槳葉運(yùn)動(dòng)非線性微分方程

從式（7）可以看出，為計(jì)算系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)矩陣和矢量，需要計(jì)算槳葉上任意點(diǎn)位置矢量R的導(dǎo)數(shù)及偏導(dǎo)數(shù)相關(guān)項(xiàng)，根據(jù)旋翼系統(tǒng)樹(shù)狀拓?fù)錁?gòu)型特點(diǎn)，位置矢量R的導(dǎo)數(shù)及偏導(dǎo)數(shù)相關(guān)項(xiàng)可通過(guò)遞推計(jì)算方式得到。

1.3 旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程瞬態(tài)氣彈分析流程

旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程，必然會(huì)引起直升機(jī)旋翼槳轂力和力矩的跟隨變化，為了保持直升機(jī)平衡，必須同步進(jìn)行總距和周期變距匹配操縱調(diào)整。因此，首先進(jìn)行各種旋翼轉(zhuǎn)速狀態(tài)下配平計(jì)算分析，獲得各旋翼轉(zhuǎn)速狀態(tài)下的配平操縱量，作為旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)計(jì)算的操縱輸入歷程。接著在給定飛行狀態(tài)下進(jìn)行穩(wěn)態(tài)氣彈響應(yīng)計(jì)算，收斂得到旋翼運(yùn)動(dòng)及變形的平衡位置。最后以此穩(wěn)態(tài)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)為積分處置，基于預(yù)定的旋翼轉(zhuǎn)速和旋轉(zhuǎn)角加速度變化歷程，根據(jù)總距和周期變距操縱輸入歷程，進(jìn)行瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)時(shí)程積分計(jì)算，直到達(dá)到目標(biāo)旋翼轉(zhuǎn)速，獲得旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程的瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)及載荷。旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析流程如圖3所示。

1.4 模型驗(yàn)證

首先利用XH-59A旋翼參數(shù)進(jìn)行模型驗(yàn)證，XH-59A槳葉詳細(xì)結(jié)構(gòu)特性參數(shù)見(jiàn)參考文獻(xiàn)[27]。表1給出了XH-59A旋轉(zhuǎn)槳葉固有頻率本文計(jì)算值與文獻(xiàn)值的對(duì)比，兩者基本一致，驗(yàn)證了本文槳葉結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型的正確性，由于操縱線系剛度未提供相關(guān)參數(shù)，扭轉(zhuǎn)方向頻率未進(jìn)行對(duì)比。圖4給出了前進(jìn)比為0.25狀態(tài)下上旋翼槳葉0.1R剖面處揮舞彎矩前四階諧波幅值計(jì)算對(duì)比情況，可以看出，本文計(jì)算的1/rev和2/rev槳葉動(dòng)載荷較風(fēng)洞試驗(yàn)值稍偏大，可能的原因是沒(méi)有采用XH-59A旋翼槳葉所用翼型的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，而是采用OA309翼型數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算，但OA309翼型相較更優(yōu)，總體來(lái)說(shuō)，本文計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)試驗(yàn)值吻合程度較好，表明了本文計(jì)算方法的有效性。

進(jìn)一步利用文獻(xiàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行槳葉瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)計(jì)算驗(yàn)證，Keller采用與H-46縱列式直升機(jī)槳葉1/8弗羅德數(shù)相似的模型槳葉進(jìn)行了槳葉揚(yáng)起下墜試驗(yàn)，槳葉長(zhǎng)1.006m，重0.998kg，質(zhì)量和剛度分布見(jiàn)文獻(xiàn)[28]，初始狀態(tài)時(shí)，槳葉根部固支，槳葉揮舞角為9.7°，在自重作用下槳葉有初始位移。突然釋放根部揮舞鉸約束，槳葉下墜，在揮舞限動(dòng)角為0°時(shí)，槳葉與揮舞限動(dòng)塊碰撞，試驗(yàn)測(cè)試了槳尖位移隨時(shí)間變化曲線，圖5給出了槳尖位移計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比，由圖可以看出，計(jì)算與試驗(yàn)值吻合度較好，說(shuō)明該計(jì)算模型可用于槳葉瞬態(tài)動(dòng)響應(yīng)計(jì)算。

2 數(shù)值仿真及分析

本文數(shù)值仿真分析基于一副變轉(zhuǎn)速剛性旋翼，根據(jù)上述的旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程瞬態(tài)氣彈分析流程，首先進(jìn)行配平計(jì)算分析，獲得變轉(zhuǎn)速過(guò)程的操縱輸入時(shí)域歷程，以保證直升機(jī)在變轉(zhuǎn)速過(guò)程中始終保持拉力恒定，表2所示是旋翼拉力T=2.5kN、變轉(zhuǎn)速臨界點(diǎn)前飛速度V=300km/h狀態(tài)下的準(zhǔn)靜態(tài)配平操縱量。

2.1 變轉(zhuǎn)速過(guò)程基本特性

圖8～圖10依次給出了槳根揮舞彎矩、槳根擺振彎矩和槳根扭矩載荷變化情況，可以看出，變轉(zhuǎn)速過(guò)程對(duì)揮舞和扭轉(zhuǎn)方向動(dòng)力學(xué)影響較小，主要是從一個(gè)狀態(tài)相對(duì)平穩(wěn)地轉(zhuǎn)移到另一個(gè)狀態(tài)，瞬態(tài)效應(yīng)不顯著。對(duì)槳根擺振彎矩影響明顯一些，一是隨著旋翼轉(zhuǎn)速降低，前進(jìn)比增大，槳盤(pán)左右不對(duì)稱性增大，導(dǎo)致槳葉動(dòng)載荷變大。另外，變轉(zhuǎn)速過(guò)程槳根擺振彎矩出現(xiàn)較多毛刺，經(jīng)傅里葉變換（FFT）頻譜分析，主要是一階擺振模態(tài)頻率成分，由于擺振模態(tài)的模態(tài)阻尼很小，旋轉(zhuǎn)角加速度階躍變化，很容易激勵(lì)起擺振固有模態(tài)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。

圖11和圖12所示分別是旋翼軸扭矩載荷變化示意圖和扭矩載荷頻譜圖，可以看出，變轉(zhuǎn)速過(guò)程對(duì)旋翼軸扭矩的影響非常顯著，在變轉(zhuǎn)速開(kāi)始和結(jié)束的瞬間，出現(xiàn)非常顯著的瞬態(tài)旋翼軸扭矩載荷，對(duì)10～15s數(shù)據(jù)段進(jìn)行FFT頻譜分析，其主要頻率為7.397Hz，對(duì)應(yīng)的即是一階擺振固有頻率，根據(jù)旋翼動(dòng)力學(xué)基本理論，旋翼槳轂具有濾波器特性，在穩(wěn)態(tài)情況下，槳根擺振彎矩僅有靜態(tài)成分和Nb /rev成分會(huì)傳遞給旋翼軸扭矩，其中Nb是旋翼槳葉片數(shù)，在變轉(zhuǎn)速瞬態(tài)情況下，一階擺振固有頻率的非轉(zhuǎn)速諧波成分也會(huì)傳遞給旋翼軸扭矩，即使單片槳葉的擺振彎矩變化不是很顯著，但“集合”起來(lái)傳遞給旋翼軸后影響就會(huì)非常突出。

2.2 變轉(zhuǎn)速策略分析

旋翼變轉(zhuǎn)速是一個(gè)動(dòng)態(tài)過(guò)程，旋翼從一個(gè)轉(zhuǎn)速變化到另一個(gè)轉(zhuǎn)速，總是需要經(jīng)歷一個(gè)加速和減速過(guò)程，圖13和圖14所示給出了兩種變轉(zhuǎn)速策略下的旋翼轉(zhuǎn)速和旋轉(zhuǎn)角加速度變化歷程示意圖，式（18）所示的是線性過(guò)渡策略，式（19）所示的是平滑過(guò)渡策略，可以看出，當(dāng)采用旋翼轉(zhuǎn)速線性過(guò)渡策略時(shí)，在轉(zhuǎn)速變化臨界時(shí)刻點(diǎn)，旋轉(zhuǎn)角加速度會(huì)出現(xiàn)一個(gè)階躍突變，采用平滑過(guò)渡策略時(shí)，旋轉(zhuǎn)角加速度則變化平緩得多。

圖15所示是線性變轉(zhuǎn)速和平滑變轉(zhuǎn)速兩種策略下的旋翼軸扭矩載荷對(duì)比圖，可以看出，線性變轉(zhuǎn)速策略產(chǎn)生顯著的瞬態(tài)動(dòng)載荷，旋轉(zhuǎn)角加速度的階躍變化，相當(dāng)于給動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)寬頻激勵(lì)，會(huì)激勵(lì)起槳葉擺振固有頻率動(dòng)力學(xué)響應(yīng)，進(jìn)而將動(dòng)載荷傳遞給旋翼軸扭矩，過(guò)大的瞬態(tài)扭矩可能對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)產(chǎn)生嚴(yán)重影響，過(guò)大的交變瞬態(tài)彎矩有可能造成動(dòng)力和傳動(dòng)系統(tǒng)的損傷，平滑變轉(zhuǎn)速策略更多地是出現(xiàn)旋翼軸靜態(tài)扭矩載荷的變化。

2.3 變轉(zhuǎn)速過(guò)渡時(shí)間分析

從上面分析可以看出，旋轉(zhuǎn)角加速度對(duì)變轉(zhuǎn)速過(guò)程的瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)行為有著極為重要的影響，變轉(zhuǎn)速過(guò)渡時(shí)間的長(zhǎng)短，直接決定了旋轉(zhuǎn)角加速度的大小。采用式（19）所示的平滑進(jìn)入和平滑改成的變轉(zhuǎn)速策略，如圖16所示，旋翼從100%轉(zhuǎn)速降到85%轉(zhuǎn)速，用時(shí)分別為3s、5s、10s、15s和20s共5種情況下的旋轉(zhuǎn)角加速度變化歷程，圖17是5種過(guò)渡時(shí)間的旋翼軸扭矩載荷變化情況，可以看到，旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程會(huì)出現(xiàn)旋翼軸扭矩瞬態(tài)過(guò)沖的現(xiàn)象，隨著過(guò)渡時(shí)間變短，旋轉(zhuǎn)角加速度增大，從而帶來(lái)瞬態(tài)過(guò)程慣性力增加，旋翼軸扭矩載荷過(guò)沖急劇增大，扭矩最大值出現(xiàn)在旋轉(zhuǎn)角加速度最大的地方。旋翼降轉(zhuǎn)速前穩(wěn)定狀態(tài)，旋翼軸扭矩值約為-2800N·m，當(dāng)過(guò)渡時(shí)間小于5s時(shí)，旋翼軸扭矩變?yōu)檎?，也就是出現(xiàn)旋翼軸扭矩值反向的現(xiàn)象，這本身在物理上是不可實(shí)現(xiàn)的。

2.4 降轉(zhuǎn)速與升轉(zhuǎn)速過(guò)程對(duì)比分析

圖18所示是旋翼降轉(zhuǎn)速過(guò)程和升轉(zhuǎn)速過(guò)程的旋轉(zhuǎn)角加速度變化情況，以及對(duì)應(yīng)的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)減速和加速過(guò)程，可以看到，降轉(zhuǎn)速和升轉(zhuǎn)速過(guò)程的旋轉(zhuǎn)角加速度符號(hào)是相反的，對(duì)應(yīng)的旋翼軸扭矩如圖19所示。旋翼降轉(zhuǎn)速過(guò)程類(lèi)似于汽車(chē)減速過(guò)程，只要松油門(mén)，降低旋翼軸扭矩輸出即可，但從圖19的旋翼軸扭矩變化圖可以看到，旋翼軸扭轉(zhuǎn)從穩(wěn)態(tài)時(shí)的負(fù)扭矩值，逐漸減至零，進(jìn)一步過(guò)沖到一個(gè)正扭矩值，出現(xiàn)旋翼軸扭矩反向的情況，這種情況說(shuō)明旋翼系統(tǒng)無(wú)法在這么短的時(shí)間內(nèi)自己實(shí)現(xiàn)這一減速過(guò)程，必須使用旋翼剎車(chē)才可能降下來(lái)。旋翼升轉(zhuǎn)速過(guò)程，旋翼軸扭矩值的符號(hào)始終與穩(wěn)態(tài)時(shí)保持一致，最大的瞬態(tài)載荷過(guò)沖幅值達(dá)到穩(wěn)態(tài)扭矩值的三倍，這個(gè)類(lèi)似于汽車(chē)加速過(guò)程，需要發(fā)動(dòng)機(jī)提供足夠大的扭矩才能實(shí)現(xiàn)如此快的旋翼升轉(zhuǎn)速過(guò)程。因此，旋翼降轉(zhuǎn)速過(guò)程和升轉(zhuǎn)速過(guò)程，基本是鏡像對(duì)稱的，但由于它的基準(zhǔn)線不是零，故最終對(duì)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)產(chǎn)生的影響和后果是截然不同的。

2.5 飛行狀態(tài)的影響分析

圖20給出了旋翼變轉(zhuǎn)速臨界點(diǎn)前飛速度對(duì)瞬態(tài)旋翼軸扭矩載荷的影響，計(jì)算分析了250km/h和300km/h兩種前飛速度情況，可以看出，飛行速度越高，穩(wěn)態(tài)時(shí)的旋翼軸扭矩動(dòng)態(tài)值越大，相應(yīng)的變轉(zhuǎn)速過(guò)程的瞬態(tài)過(guò)沖也越大，250km/h對(duì)應(yīng)的扭矩值約為-1475N·m，300km/h對(duì)應(yīng)的扭矩值約為-1069N·m，說(shuō)明在更小的前飛速度下進(jìn)行旋翼變轉(zhuǎn)速，有利于減小瞬態(tài)載荷沖擊。圖21給出了旋翼拉力狀態(tài)對(duì)瞬態(tài)載荷的影響，計(jì)算分析旋翼拉力為2kN和2.5kN兩種情況，可以看出，小的旋翼拉力狀態(tài)，意味著更小的穩(wěn)態(tài)扭矩載荷，同時(shí)瞬態(tài)過(guò)沖載荷也更小?？偟膩?lái)說(shuō)，旋翼前飛速度及拉力水平等飛行狀態(tài)，主要影響穩(wěn)定狀態(tài)下的載荷基準(zhǔn)值，對(duì)瞬態(tài)過(guò)沖載荷具有一定的影響，但總體的影響不是很突出。

3 結(jié)論

本文基于相對(duì)坐標(biāo)描述的拉格朗日多體動(dòng)力學(xué)遞推算法，建立了旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析模型，開(kāi)展了數(shù)值仿真分析研究，研究結(jié)論主要包括：

（1）旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)渡過(guò)程主要影響旋翼擺振動(dòng)力學(xué)，對(duì)揮舞和扭轉(zhuǎn)影響較??；旋轉(zhuǎn)槳葉擺振靜態(tài)、N/rev諧波成分以及非諧波頻率成分結(jié)構(gòu)固有頻率載荷，會(huì)傳遞到旋翼軸，形成旋翼軸扭矩瞬態(tài)載荷過(guò)沖現(xiàn)象，進(jìn)而可能影響到傳動(dòng)系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)等傳動(dòng)鏈部件。

（2）采用平滑進(jìn)入和平滑改出的旋翼變轉(zhuǎn)速策略，可以減小旋翼變轉(zhuǎn)速對(duì)槳葉結(jié)構(gòu)固有模態(tài)的階躍激勵(lì)響應(yīng)，進(jìn)而有利于減小瞬態(tài)載荷。

（3）變轉(zhuǎn)速過(guò)渡時(shí)間即是旋翼旋轉(zhuǎn)角加速度，是影響變轉(zhuǎn)速過(guò)程瞬態(tài)載荷最重要和最敏感的因素，過(guò)渡時(shí)間減少，旋翼軸扭矩載荷過(guò)沖會(huì)急劇增大。

（4）旋翼降轉(zhuǎn)速過(guò)程和升轉(zhuǎn)速過(guò)程產(chǎn)生的動(dòng)力學(xué)影響是截然不同的。降轉(zhuǎn)速過(guò)程，旋翼軸扭矩產(chǎn)生反向的瞬態(tài)過(guò)沖載荷；升轉(zhuǎn)速過(guò)程，旋翼軸扭矩產(chǎn)生同向的瞬態(tài)過(guò)沖載荷，此時(shí)需要發(fā)動(dòng)機(jī)提供足夠大的扭矩載荷。

（5）對(duì)于變轉(zhuǎn)速臨界點(diǎn)的前飛速度、旋翼拉力水平等飛行狀態(tài)，主要影響穩(wěn)定狀態(tài)下的載荷基準(zhǔn)值，對(duì)瞬態(tài)過(guò)沖載荷具有一定的影響，在較低的前飛速度和較小的旋翼拉力水平狀態(tài)下進(jìn)行變轉(zhuǎn)速，有利于減小瞬態(tài)載荷。

本文從孤立旋翼的角度，基于預(yù)定的旋翼轉(zhuǎn)速及旋轉(zhuǎn)角加速度變化歷程，對(duì)旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)程的瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)響應(yīng)及載荷進(jìn)行了計(jì)算分析研究，綜上所述，旋翼變轉(zhuǎn)速過(guò)渡過(guò)程會(huì)對(duì)槳葉擺振、旋翼軸扭矩，進(jìn)而對(duì)傳動(dòng)系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)等傳動(dòng)鏈部件產(chǎn)生重要的動(dòng)力學(xué)影響，下一步將建立變轉(zhuǎn)速旋翼/傳動(dòng)/發(fā)動(dòng)機(jī)耦合動(dòng)力學(xué)模型，開(kāi)展進(jìn)一步研究。

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Transient Load Overshoot of Rotor During Varying Speed Process in Forward Flight

Song Bin， Zhou Yun

China Helicopter Research and Development Institute， Jingdezhen 333001， China

Abstract： Variable speed rotor has great application prospects in the fields of high-speed helicopter and long endurance helicopter. The transient dynamic response and load characteristics of rotor during varying speed process are very important for helicopter flight control and component structure design. In this paper， a lagrangian recursive multibody dynamics method based on relative coordinate description is presented， and constructs a set of transient dynamics model of rotor during varying speed process， which can reflect the influence of time-varying rotor speed and rotational angular acceleration on rotor dynamics. Based on this， the transient dynamic behavior of rotor is numerically simulated and analyzed. The results show that the transient process of rotor varying speed has significant impact on the rotor lag dynamics， which will cause rotor shaft torque overshoot. The variable speed strategy of smooth start and end is helpful to reduce transient loads. Rotor acceleration and deceleration process will cause different dynamic effects. The transition time is the most important factor affecting the transient dynamic characteristics. With the increase of angular acceleration， the over-shoot of rotor shaft torque will increase sharply. The flight conditions such as rotor thrust and forward flight speed mainly affect the load reference value in the steady state and have a certain influence on the overshoot amplitude of the transient load.

Key Words： variable speed rotor； varying speed transition process； transient dynamics； multibody dynamics； recursive algorithm