题目：舰载直升机旋翼瞬态气弹响应与舰面共振研究

随着舰载直升机的广泛使用，直升机在舰面状态的动力学问题越来越突出。复杂恶劣的甲板起降环境，使得舰载直升机的动力学响应和稳定性的研究变得更重要。本文结合国内外相关学科研究的最新研究进展，给出了舰载直升机的动力学建模方法，探索和解决了舰载直升机旋翼气弹响应问题和“舰面共振”问题。工作主要包括以下5个方面：

1，舰载直升机动力学建模

针对舰载直升机旋翼起动-停车时低刚度、大扰动的特点，采用中等变形梁理论建立了旋翼动力学模型，并考虑了桨叶与挥舞或摆振限动装置碰撞的模型。桨叶气动模型采用准定常片条理论，旋翼入流模型采用线性入流模型和动态入流模型，舰船尾流模型采用线性分布模型。利用有限元方法将桨叶离散为若干个5节点15自由度梁单元，通过Newmark数值积分方法计算桨叶的瞬态气弹响应。最后通过桨叶扬起下坠算例和旋翼在舰面的瞬态气弹响应算例，验证了该模型的准确性。说明了该模型可以用来分析旋翼起动-停车阶段桨叶瞬态气弹响应。

2，旋翼起动-停车阶段瞬态气弹响应问题研究

针对旋翼起动-停车阶段动力学特点，研究了舰船横摇运动对旋翼瞬态气弹响应的影响。舰船的横摇运动不仅会增加桨叶上的惯性力，还会改变旋翼流场方向。首先，针对不同的舰船来流方向计算了旋翼起动的瞬态气弹响应，结果指出在横向来流下，舰船的横摇运动旋翼瞬态气弹响应影响较大。其次，针对不同的舰船横摇运动参数研究了旋翼起动瞬态气弹响应，结果指出舰船横摇振动的幅值和初始相位对旋翼起动瞬态气弹响应影响较大。最后针对舰船具有正、负横摇角度的情况，绘制了舰载直升机旋翼起动-停车阶段的安全风限图，进一步证明了舰船的横摇运动会增加旋翼起动时的瞬态气弹响应。

3，旋翼起动-停车阶段瞬态气弹响应控制方法研究

针对旋翼起动-停车时，桨叶易发生大气弹响应的问题，提出了总距控制法、后缘襟翼控制法和后缘襟翼-总距控制法来抑制桨叶的气弹响应。总距控制法是通过提高桨叶的挥舞弯曲刚度的方法来减小旋翼瞬态气弹响应，该方法优点是应用方便，旋翼结构简单，缺点是增加了桨叶上的气动载荷且增加了桨叶上扬气弹响应。后缘襟翼控制法通过襟翼的偏转来减小桨叶上气动力，该方法可以较好的抑制旋翼起动瞬态气弹响应。分别针对不同的后缘襟翼运动和几何参数，讨论了后缘襟翼的控制效果，指出后缘襟翼的控制起始时刻对控制效果影响较大，并且襟翼在桨叶外端的控制效果较好。后缘襟翼-总距控制方法为在采用总距控制法的同时输入襟翼偏，该方法不仅提高了桨叶的挥舞弯曲刚度并且减少桨叶上的气动力，采用该方法后桨叶的上扬最大气弹响应减小27%，桨叶的下坠最大气弹响应减小83%。

4，后缘襟翼抑制桨叶的动态失速方法研究

针对带后缘襟翼的智能旋翼直升机典型襟翼参数对翼型动态失速特性的影响进行了研究。建立了带后缘襟翼的桨叶动态失速模型，考虑了襟翼与桨叶之间的缝隙和襟翼在运动过程中相对桨叶的凸起，采用计算流体力学(CFD)方法，研究了不同襟翼转轴位置和襟翼与桨叶的缝隙情况下的翼型动态失速特性，探讨了后缘襟翼激励幅值、时长和起始时刻对升力和俯仰力矩系数的影响。研究结果表明，后缘襟翼能够较好地改善翼型动态失速时的气流环境，减缓动态失速发生。

5，直升机的舰面共振问题研究

建立了舰载直升机和舰船运动耦合动力学模型，考虑了舰载直升机起落架非线性和非对称的特点，并结合舰船的运动分析了旋翼/机体系统动力学稳定性。舰载直升机采用无轴承旋翼，用中等变形梁理论建立桨叶、柔性梁和扭矩套的有限元模型，并考虑桨叶多路传力特点和桨叶根部的摆振销与变距拉杆的约束。起落架包括液压作动器和橡胶轮胎，起落架系统具有非线性刚度和阻尼。首先通过计算无轴承旋翼直升机“地面共振”频率与阻尼随转速变化曲线验证了模型的正确性；其次研究舰船分别具有横摇和纵摇运动时，旋翼/机体系统的旋翼稳定性；最后分析了鱼叉系留装置对系统稳定性的影响。