直升机旋翼桨叶鸟撞动态响应计算
林长亮1，王益锋2，王浩文3，陈仁良1，尚晓冬4
【摘 要】摘 要:基于旋翼综合气弹分析程序，求解出直升机旋翼桨叶在飞行过程中的稳态响应。以此作为鸟体撞击桨叶的初始状态，采用非线性流-固耦合算法，建立了直升机旋翼桨叶鸟撞动力学方程，利用直接数值积分方法求解桨叶的动态响应。并讨论了鸟体速度、质量、撞击位置、桨叶根部约束和离心力等参数对桨叶动态响应的影响，从而为直升机桨叶抗鸟撞设计提供一些理论依据。 【期刊名称】振动与冲击 【年(卷),期】2013(032)010 【总页数】7
【关键词】关键词:直升机;鸟撞;桨叶;动态响应，流-固耦合
鸟撞轻则使机体损伤，重则会造成灾难性后果，直接威胁人员的生命安全。Dolbeer等［1］在第8届鸟撞会议上指出“直升机鸟撞事故主要发生在距地面高度600 m以下，风挡和旋翼是鸟撞事故发生的主要部位”。低空飞行是直升机的显著使用特点，因此直升机发生鸟撞的可能性很大，并且随着飞行速度的提高，鸟撞事故的危害性也在逐步加大。旋翼是直升机的升力面、推力装置和操纵面，是区别于固定翼飞机的主要特征。在直升机飞行过程中旋翼一直处于高速旋转的状态，一旦发生鸟类撞击，就会对飞行安全会造成严重的威胁，是抗鸟撞研究中需要着重解决的关键技术。
对于鸟撞问题的研究，在飞机鸟撞方面，国内外学者作了大量的研究工作。Barber等［2-3］采用10%孔隙率的明胶代替真鸟进行试验研究，发现鸟撞过程可被描述成一个非恒定的流体动力学过程。Meguid等［4］通过计算研究了
鸟体形状对计算结果的影响，发现鸟体和目标的最初接触面积对接触力的峰值有巨大影响。刘军等［5-6］进行了鸟撞平板试验研究，使用神经网络方法对试验中的鸟体参数进行反演计算。陈伟和关玉璞等［7-9］在发动机叶片鸟撞的载荷模型、瞬态响应计算、试验方法等方面开展了大量工作。Zhu等［10］对鸟撞飞机全尺寸风挡进行了试验研究和数值模拟。万小朋、李京菁等［11-12］对飞机机翼前缘的抗鸟撞性能进行了研究。
在直升机鸟撞研究方面，仅有美国西科斯基公司在S-92直升机抗鸟撞设计中，对垂尾前缘、尾桨鸟撞进行了动力学仿真，并开展了鸟撞试验验证研究［13-14］。目前，我国对直升机旋翼鸟撞问题进行的研究很少。王益锋等［15］采用Hertz接触理论处理局部弹性变形，运用Hamilton原理建立了直升机旋翼桨叶的弹性碰撞的动力学模型。温海涛、林长亮等［16-17］使用有限元软件对直升机主桨叶鸟撞的过程进行了数值模拟。
直升机旋翼在旋转过程中，桨叶载荷工况非常复杂，除桨叶自身重力外，不仅受到气动升力作用，还承受离心载荷。同时，由于采用桨毂结构形式的不同，桨叶的挥舞、摆振、扭转运动还存在不同的非线性耦合。采用有限元软件很难模拟出实际的旋翼工作特点。利用旋翼综合气弹分析程序LORA［19-20］，考虑旋翼桨毂结构特点和旋翼旋转过程中桨叶的挥舞、摆振、扭转运动的非线性耦合，求解出直升机旋翼桨叶在飞行过程中的稳态响应，以此作为鸟体撞击的初始状态，然后采用非线性流-固耦合算法，考虑载荷与响应之间耦合对桨叶响应的影响，利用Newmark数值积分的方法求解桨叶的动态响应，并分析了鸟体速度、质量、撞击位置、桨叶根部铰约束、离心力等系统参数对桨叶响应的影响，从而为直升机旋翼的抗鸟撞设计提供一定的理论依据。
1 桨叶鸟撞动力学建模
在桨叶鸟撞过程中，桨叶是可变形柔性靶体，其变形会影响撞击载荷的大小与分布。为准确预估桨叶鸟撞击响应，因此采用流-固耦合算法［8］计算桨叶鸟撞的动态响应。
1.1 流－固耦合鸟撞载荷模型
在鸟撞击载荷作用期间，在ti时刻，假设鸟体以初始速度，入射角θi(θi=90°时为正撞击)撞击桨叶，ti+1=ti+Δt时刻，桨叶发生变形，入射角变为 θi+1，剖面入射角示意图如图1所示。 入射角θi+1可以表示为:
式中为撞击部位处相对于来流的桨叶剖面法向速度、垂直于法向方向的速度，为撞击后鸟体速度在垂直法向方向、法向方向的速度分量。
以Δt时间内消耗的鸟体质量Δmi+1为研究对象，应用动量定理可得:
式中:ρ和Ai+1分别为鸟的密度和横截面积。撞击载荷的作用时间由撞击时鸟体在撞击过程中消耗的长度Si决定:
当Si等于鸟体的长度L时，撞击过程结束。
图2为面积随鸟体消耗长度的示意图，鸟体横截面积呈三角形形式变化，在S/L=0.2处面积为最大，a、b分别为椭圆形撞击区域的短轴与长轴，当正撞击时，a=b=1.5R，R为鸟体的初始半径。 1.2 载荷空间分布
载荷类型采用分布载荷。当斜撞击时，撞击区域为一个椭圆，方程为(Ysinθ)2/R2+Z2/R2=1。式中Y、Z分别沿椭圆的长、短轴方向，碰撞载荷在撞击区域上的平均分布力为:
直升机旋翼桨叶鸟撞动态响应计算
