题目：无轴承直升机旋翼减摆器对直升机旋翼/机体耦合动稳定性的影响研究

直升机的动力学主要有三个研究方向：动力稳定性、振动和振动载荷。直升机的动力稳定性问题较为严重，主要是由于直升机自身的复杂的耦合关系所引起的。直升机动不稳定的振动来源于直升机内部能源，即所谓自激振动。旋翼的结构设计在直升机设计中是非常重要的设计环节。直升机无轴承式旋翼设计的主要方式是在桨毂和桨叶连接处设置套管结构和柔性梁，它们取代了挥舞铰，摆振铰和变距轴承的作用，是非常典型的多传力路径结构，并且其根部结构耦合具有非线性特点。通常采用在桨叶根部安装减摆器来达到提高直升机旋翼/机体耦合系统动稳定性的目的。磁流变减摆器、粘弹减摆器以及液压减摆器是三种非常常用的直升机减摆器。磁流变阻尼器在磁场干扰作用下，就可以在毫秒级的时间内，由液体状态迅速转变为半固体或者固体，呈现出来的粘性力是可控制的，在这一过程中所需要的外界能量是非常少的。这种特殊的性能在抑制直升机的动不稳定性方面具有非常明显的优越性和可操作性。当减摆器和直升机桨叶之间采用的连接方式是叶间连接时，其非线性力学特性和几何耦合关系是非常复杂的。在这一背景下，本文着眼于直升机动稳定性以及旋翼结构的整体要求，对带减摆器的无轴承式旋翼直升机对于旋翼/机体耦合动稳定性的影响进行研究，主要工作如下：1) 首先需要建立无轴承旋翼的简化梁模型。本文采用Hamilton原理进行建构，并且利用三次样条插值函数得到形函数矩阵，从而得出旋翼的运动方程，对于孤立旋翼的情况，可以用二维翼型理论来计算得到桨叶的气动载荷。旋翼系统的线化小扰动振动方程则可以通过小扰动假设来进行分析求出。通过多桨叶坐标变换和模态转换两种转换方法，将用节点自由度表示的方程转换成模态坐标下的方程，最后用特征值分析法得到系统的稳定性结果。2) 在已经建立的无轴承式旋翼模型的基础上，建立旋翼/机体耦合系统非线性动力学模型。结合动力入流方程以及机体运动方程求出直升机的旋翼/机体耦合系统动稳定性方程。在机体锁住的情况下也可以分析孤立旋翼的动稳定性。对于地面共振和空中共振不同的情况，分别采用特征值分析法和Simulink时域仿真的方法进行分析。在旋翼/机体耦合系统中需要结合直升机飞行力学的相关理论和知识来对机体运动可能会给旋翼气动环境带来的影响进行分析和考虑。同时，计入桨叶线性几何扭转率和旋翼轴前倾角，使得所建模型更接近直升机实际飞行状态。3) 建立了一种特殊的磁流变减摆器模型，可以用于直升机空中共振稳定性分析。一般情况下动量理论模型是在悬停状态下动力入流分析时采用的，Pitt/Peters理论模型则是在直升机前飞状态下采用的理论模型，通过与直升机旋翼/机体耦合动力学方程组联立，并且结合Simulink时域仿真的方法来对摆振后退型模态振幅及其阻尼、各阶模态随时间的变化曲线以及各自由度进行计算分析，从而对磁流变减摆器对直升机悬停和空中共振动稳定的影响进行研究分析，并且对比了在不同电压下磁流变减摆器对桨叶挥舞摆振运动的影响。4) 建立了适用于叶间粘弹减摆器的基于复模量的改进模型，采用矢量法建立了计入全部几何耦合的叶间减摆器非线性动力学模型。与系统运动方程结合，采用多桨叶坐标变换等效阻尼识别法研究了叶间减摆器不同的结构参数对孤立旋翼系统稳定性以及对直升机空中共振稳定性的影响。本文通过采用如上所述的4种研究方法，收获的主要研究成果是如下三个方面：1)根据直升机无轴承式旋翼根部具有多传力路径结构的这一特殊情况，本文采用了有限元与传递矩阵法相结合的特征值分析法。用三次样条插值函数表示节点之间的振动位移，研究了无轴承式孤立旋翼以及旋翼/机体耦合系统的动稳定性，并且算出了相应的关系函数。而且正是因为采用这种研究方法，研究的计算精度得以提高。2)建立了一套带磁流变减摆器的直升机空中共振时域分析方法，此方法与已有飞行力学平衡计算结合，可以应用于真实飞行状态的带磁流变减摆器的直升机动稳定性分析。通过参数分析，可以改进减摆器/旋翼系统的设计。3)研究了叶间减摆器不同的连接参数对孤立旋翼系统稳定性以及对直升机空中共振稳定性的影响，分析了这种影响所产生的内在机理。