适用于共轴双旋翼直升机的全机耦合动力学建模方法和装置与流程

本发明属于直升机飞行动力学、结构动力学与空气动力学交叉，具体涉及一种适用于共轴双旋翼直升机的全机耦合动力学建模方法和装置。

背景技术：

1、共轴双旋翼构型被普遍视为突破传统直升机速度瓶颈的关键技术路径之一。在此类构型中，共轴双旋翼主要承担升力提供和悬停低速航向控制的任务，尾部推力桨负责产生前飞主推力，而尾部气动面（平尾，垂尾）分别用于纵向配平和前飞航向控制。

2、然而，这种构型也带来了十分复杂的动力学耦合问题。首先，高速前飞时机身产生的激波会显著改变旋翼和推力桨的入流环境；同时，旋翼的下洗流和推力桨的滑流会强烈冲击平尾和垂尾，导致尾翼气动效率出现非线性变化。其次，气动载荷容易激发机身的弹性模态（如弯曲、扭转），而机身的弹性变形反过来会改变旋翼安装的边界条件，进而影响旋翼对机身的激励响应。此外，推力桨的大功率输出会引起机身俯仰力矩剧烈波动，推力桨本身的振动也会通过尾梁传递至机身主体。

3、现有建模技术大多采用“刚体假设”或“单向耦合”策略，要么忽略机身弹性变形，要么将气动干扰简化为固定因子。这类方法在低速段尚可接受，但在高速机动飞行中难以准确预测机身的振动响应和操纵系统的冗余配平特性，容易造成设计裕度不足或控制发散。因此，有必要发展一种能够综合考虑机体结构弹性、多部件气动干扰及推进系统影响的耦合动力学建模技术。

技术实现思路

1、本发明的目的是提供一种适用于共轴双旋翼直升机的全机耦合动力学建模方法和装置，利用模态综合法处理机体弹性，采用高置信度气动力模型描述部件间干扰，并建立统一的耦合方程，从而实现全机动力学特性的精确描述。

2、本发明第一方面提供一种适用于共轴双旋翼直升机的全机耦合动力学建模方法，包括：

3、s1、采用有限元方法建立包含机身主结构、尾梁、平尾及垂尾的共轴双旋翼直升机全机有限元模型；根据全机有限元模型，通过模态分析提取低频弹性模态，再利用模态综合法缩减物理自由度构建弹性机体的动力学方程；全机有限元模型的边界条件包括：旋翼桨毂处施加6个弹簧单元，推力桨支座处施加3个弹簧单元；

4、s2、构建共轴双旋翼非定常气动模型、推力桨气动模型、平垂尾干扰气动模型以及机身气动模型；

5、s3、建立全机耦合动力学方程组；

6、s4、对全机耦合动力学方程组开展数值求解，通过求解结果提取全机机体振动响应特性，完成完整耦合动力学模型的工程计算。

7、可选的，构建弹性机体的动力学方程，包括：

8、先通过模态分析从全机有限元模型中提取机身的低频弹性模态；再将提取得到的低频弹性模态作为输入，利用模态综合法，将物理坐标系下的自由度缩减为刚体模态坐标与弹性模态坐标的叠加，以此构建弹性机体的动力学方程。

9、可选的，低频弹性模态的提取阶数为10~20阶，包括机身的一阶垂直/侧向弯曲、一阶扭转、垂尾的一阶弯曲以及平尾的对称/反对称模态。

10、可选的，模态综合法中，界面保留点包括旋翼桨毂中心点和推力桨支座中心点；约束模态矩阵通过静力分析获得，截断正则模态保留至30hz以内。

11、可选的，共轴双旋翼非定常气动模型是基于有限状态入流理论，并引入上下旋翼压力势叠加方法，考虑尾迹倾斜和上下旋翼干扰建立的；

12、共轴双旋翼系统的诱导速度场由上下旋翼各自贡献叠加而成；

13、共轴双旋翼系统的旋翼气动载荷由叶素理论沿径向和方位角积分获得。

14、可选的，推力桨气动模型中推力桨的拉力和功率由叶素动量理论沿桨叶积分得到。

15、可选的，平垂尾气动模型用于，根据修正后的平垂尾当地局部迎角代入气动力系数数据库求解得到平垂尾实时气动载荷；

16、其中，平垂尾当地局部迎角根据平尾垂向诱导速度、垂尾侧向诱导速度修正。

17、可选的，建立全机耦合动力学方程组，包括：

18、建立旋翼与弹性机体，以及，推力桨与弹性机体之间的界面力传递矩阵；

19、通过界面力传递矩阵将旋翼、推力桨周期性气动载荷映射为机体模态方程的广义激励力，广义激励力激发机体产生弹性变形；依托界面力传递矩阵由模态坐标还原耦合界面弹性位移、速度，将弹性位移、速度作为时变运动边界条件反馈至旋翼、推力桨气动方程，完成双向耦合迭代，得到迭代后的界面力传递矩阵；

20、根据迭代后的界面力传递矩阵，组装全机耦合动力学方程。

21、可选的，组装全机耦合动力学方程，包括：

22、基于拉格朗日方程，将弹性机体的动能、势能、旋翼/推力桨的动能以及气动虚功在统一的模态空间中进行组装，并基于迭代后的界面力传递矩阵推导得到包含刚体运动、机体弹性振动、旋翼挥舞/摆振及推力桨转动的非线性耦合微分方程组。

23、可选的，机身主结构采用壳单元，尾梁采用梁单元，平尾及垂尾采用壳单元。

24、本发明第二方面提供一种适用于共轴双旋翼直升机的全机耦合动力学建模装置，包括：

25、全机有限元模型建立模块，用于采用有限元方法建立包含机身主结构、尾梁、平尾及垂尾的共轴双旋翼直升机全机有限元模型；根据全机有限元模型，通过模态分析提取低频弹性模态，再利用模态综合法缩减物理自由度构建弹性机体的动力学方程；全机有限元模型的边界条件包括：旋翼桨毂处施加6个弹簧单元，推力桨支座处施加3个弹簧单元；

26、气动模型建立模块，用于构建共轴双旋翼非定常气动模型、推力桨气动模型、平垂尾干扰气动模型以及机身气动模型；

27、方程组建立模块，用于建立全机耦合动力学方程组；

28、求解模块，用于对全机耦合动力学方程组开展数值求解，通过求解结果提取全机机体振动响应特性，完成完整耦合动力学模型的工程计算。

29、可选的，全机有限元模型建立模块具体用于：先通过模态分析从全机有限元模型中提取机身的低频弹性模态；再将提取得到的低频弹性模态作为输入，利用模态综合法，将物理坐标系下的自由度缩减为刚体模态坐标与弹性模态坐标的叠加，以此构建弹性机体的动力学方程。

30、可选的，低频弹性模态的提取阶数为10~20阶，包括机身的一阶垂直/侧向弯曲、一阶扭转、垂尾的一阶弯曲以及平尾的对称/反对称模态。

31、可选的，模态综合法中，界面保留点包括旋翼桨毂中心点和推力桨支座中心点；约束模态矩阵通过静力分析获得，截断正则模态保留至30hz以内。

32、本发明的目的是提供一种适用于共轴双旋翼直升机的全机耦合动力学建模方法和装置，本发明的有益效果体现在以下几个方面：

33、1.全要素耦合：首次在同一模型框架下实现共轴双旋翼、推力桨、机身结构及平垂尾气动的完全耦合，能够精确捕捉高速飞行中“推力-气动-结构”的复杂相互作用。

34、2.计算效率较高：采用模态综合法大幅度降低机体结构的自由度，使全机耦合方程的规模控制在工程可接受范围内，适用于长时间瞬态响应分析。

35、3.工程适用性强：模型能够准确预测推力桨滑流对平尾效率的影响以及机身弹性变形对旋翼的反馈，为高速直升机的振动响应预测提供可靠依据。