《转速过渡过程直升机旋翼瞬态气弹响应及其控制研究》主要开展了旋翼转速变化过程直升机旋翼瞬态气弹响应方面的研究。常规直升机旋翼起动和停转过程会经历转速过渡的瞬态过程，高速、高性能和低噪声等先进直升机已采用或将采用旋翼变转速技术，前飞时旋翼也会经历转速变化瞬态过渡过程。在这些典型的应用场景中，旋翼有可能产生过大的瞬态响应或者载荷，严重威胁直升机的飞行安全。《转速过渡过程直升机旋翼瞬态气弹响应及其控制研究》主要包括旋翼动力学建模、舰面和海上钻井平台旋翼瞬态气弹响应及其控制、前飞状态转速过渡过程旋翼瞬态气弹响应及其控制等方面内容。《转速过渡过程直升机旋翼瞬态气弹响应及其控制研究》理论联系实际、内容丰富、论述严谨，力求探索旋翼转速变化给直升机动力学带来的新问题，从而为旋翼变转速技术发展奠定理论基础。

第1章 绪论
　　1.1 旋翼转速变化过程
　　地面停放的直升机在起动或者停转时，旋翼转速会由零转速过渡到额定转速或相反过程，此时旋翼转速较低、桨叶离心刚度小，在突风作用下会出现旋翼桨叶扬起下坠的现象，桨叶因变形太大有可能与机体或者地面发生相碰，导致直升机桨叶或机体结构受损。为避免事故的发生，地面停放直升机常采用绳索固定旋翼桨叶，如图1.1所示。海上气象条件复杂，海风的影响再加上舰船的摇晃，更容易导致舰载直升机旋翼在起动和停转过程中，桨叶因过大挥舞与机体或者甲板相碰，导致直升机桨叶或者机体结构失效。1964～1989年，CH-46“海上骑士”纵列式直升机就出现过100余次旋翼桨叶与机身相碰的事故（Keller and Smith，1999a），其中大部分发生在20%额定旋翼转速以下；在冬季，直升机平均只有10%的时间可以在北海的护卫舰上起降，以避免类似事故的发生。这类旋翼低转速时直升机桨叶特有的气弹动力学问题，被英国学者称为“桨帆”（blade sailing）现象（Newman，1999），美国学者称纵列式双旋翼直升机这类问题为“机体碰撞”（tunnel strike）现象（Smith et al.，1998），常规单旋翼带尾桨直升机则为“尾梁碰撞”（tailboom strike）现象。
　　图1.1 地面停放的CH-46“海上骑士”直升机
　　资料来源：https://www.defencetalk.com/
　　正常飞行过程中，直升机旋翼转速通常需保持恒定，以避免转速过大幅度的波动。受前行桨叶压缩性和后行桨叶失速限制，飞行过程中的高速直升机不得不降低旋翼转速以提高*大前飞速度，XH-59A高速直升机、X-3复合式高速直升机、V-22倾转旋翼机等高速旋翼飞行器在高速飞行时都会降低旋翼转速（Blackwell and Millott，2008；Maisel et al.，2000；？hrle et al.，2021）。理论分析和试验均已确认，优化旋翼转速可显著降低直升机旋翼功率消耗并大幅提高航时（Prouty，2004），A160无人直升机通过采用*优转速旋翼技术大幅增加了其航时（DiOttavio and Friedmann，2010）。降低旋翼转速是降低旋翼噪声*有效的方法之一（Polyzos et al.，2020），试验确认了麦道直升机公司MD500E直升机旋翼转速由103%额定转速降低至90%后远场噪声可降低6.1dB（Mueller et al.，1987），新型Bell 407直升机可在巡航时降低旋翼转速以缓和旋翼噪声（Chandrasekaran and Hodges，2022）。旋翼转速变化也有可能带来桨叶变形过大和旋翼载荷水平过高等问题。
　　由此可见，直升机旋翼转速变化不仅会发生在地面起动和停转过程，在正常飞行过程中，高速、长航时、低噪声等先进直升机的旋翼也会改变旋翼转速。研究转速变化过程旋翼的瞬态气弹动力学，不仅有助于降低平台上停放直升机的损伤概率，也有助于提升空中飞行直升机安全性能。
　　1.2 起动或停转过程舰面旋翼瞬态气弹响应及其控制研究进展
　　直升机起动或者停转过程，旋翼桨叶因过大挥舞与机身或平台相碰更容易发生在舰载直升机，国内外在直升机起动或者停转过程旋翼瞬态气弹响应及其控制方面的研究主要集中于该类直升机。
　　1.2.1 舰面旋翼瞬态气弹响应及其控制国外研究进展
　　早在1963年，英国的Willmer（1963）就开展了低转速旋翼动力学行为研究，构建了低转速时旋翼动力学模型，当时就认识到，稳态时，地面上的直升机旋翼桨叶不大可能出现过大的桨叶挠度，然而，当直升机位于着陆平台上时，舰面“陡壁”效应很有可能导致旋翼桨叶过大挥舞，特别是对旋翼相对于甲板宽度较大的直升机，垂直阵风也会带来类似问题。Leone（1964）开展了桨叶与挥舞限动块接触瞬态响应动力学理论和试验研究，受限于当时的技术条件，对问题的认识和研究水平相对不高，但已认识到起降平台上的低转速旋翼会面临桨叶挥舞过大的问题。随着舰载直升机的应用日益广泛，近些年，国内外学者相继进行了较为深入且细致的研究。
　　英国南安普顿大学的Newman团队较早地开展了舰面旋翼瞬态气弹响应方面的研究。20世纪80年代，Hurst 和Newman（1985）开展了模型和真实舰船舰面流场测试，并将流场实测数据以入流方式引入旋翼桨叶响应预测模型，采用线性叠加的挥舞模态模拟桨叶挥舞运动，气动建模采用Kirchoff模型并考虑了后缘气流分离的影响，理论分析表明，50节阵风耦合舰船7.5°的中等横摇运动会导致旋翼桨叶的疲劳问题，更为严重的60节阵风耦合舰船15°的横摇运动会导致桨叶因过大挥舞与直升机尾梁相碰的问题。
　　在上述研究基础上，Newman（1989）发展了该旋翼桨叶“桨帆”效应预测模型，开展了半刚硬式舰面旋翼气弹响应研究，同样考虑了舰船横摇运动，引入了两种简单的阵风模型以高效地开展参数影响研究。分析表明，桨叶扭转运动影响明显，桨尖挠度*多可增大30%，转速变化时间对桨尖挠度影响有限。随后，Newman（1992）将该半铰接式旋翼模型拓展用于铰接式旋翼“桨帆”效应预测，将挥舞限动块处理成高值线性弹簧，如图1.2所示。分析表明，铰接式旋翼桨叶挠度明显增大，桨叶与尾梁相碰的可能性随之增大，气弹响应计算需考虑桨叶的高阶模态。
　　图1.2 线弹性挥舞限动块模型（Newman，1992）
　　在理论研究基础上，Newman（1995）开展了模型跷跷板旋翼在模型舰船上的风洞试验研究，如图1.3所示，测试模型舰船上方5处（A、B、C、D、E）旋翼瞬态气弹响应，如图1.4所示，试验观测到直升机甲板上方流场显著的梯度变化以及旋翼在该流场中起动和停转时的大范围挥舞运动。试验结果表明，直升机所处甲板位置对旋翼桨叶挥舞挠度影响明显，该试验数据被广泛用于验证舰面旋翼瞬态气弹响应计算模型的正确性。
　　为抑制过大的舰面旋翼瞬态气弹响应，Jones和Newman（2007）采用了桨叶加装后缘襟翼的方法。分析表明，后缘襟翼与桨尖挥舞速度相反时可明显减小桨
　　图1.3 “桨帆”现象试验装置（Newman，1995）
　　图1.4 “桨帆”现象试验测试位置（Newman，1995）
　　尖挥舞挠度和结构弯矩，*大化襟翼尺寸、襟翼位于桨叶外侧、*大化襟翼偏转角度有利于提高响应抑制效果，后缘襟翼仅有必要工作于50%额定转速以下。
　　Newman（1999）总结了舰面旋翼瞬态气动弹性动力学问题的研究进展，主要阐述了问题产生的原因、建模方法，并进行了起动和停转过程旋翼动力学分析等，指出舰载直升机的设计必须考虑起降过程中的舰面旋翼瞬态气动弹性动力学问题。Newman（2004）还指出，需特别注意舰载直升机起降过程中的旋翼瞬态气弹响应问题。
　　20世纪90年代，美国宾夕法尼亚州立大学的Smith教授团队在舰面旋翼瞬态气弹动力学方面开展了一系列的深入研究。
　　Geyer等（1996）构建了较为精细的舰面旋翼瞬态气弹响应预测模型，*早考虑了桨叶挥舞和扭转自由度之间的耦合以及旋翼非定常气动力，挥舞限动块按条件弹簧进行模拟，如图1.5所示，考虑了舰体横摇运动对旋翼气动方面的影响，采用有限元方法求解桨叶挥舞/扭转耦合动力学方程。采用 Newman开发的模型旋翼试验对理论模型进行验证，迎风侧旋翼响应计算结果与试验数据一致性较好，背风侧较差。研究表明：旋翼处于迎风方位时，准定常和非定常气动力模型预测的桨叶响应存在差异；上挥舞限动角较小时，桨叶挥舞阻尼器对响应影响的效果不明显；桨叶初始方位角对响应影响明显；旋翼操控有可能带来相反的效果；快速提油门可减小桨叶负向挠度；旋翼停转过程，何时开启旋翼刹车对桨叶*大负向挠度影响不敏感。在此基础上，Geyer等（1998）开展了进一步的深入研究，研究确认低转速时旋翼起动和停转过程桨叶响应特征相同，气动力功和动能到势能的转换导致了桨叶变形。分析表明：挥舞/变距耦合较小时，没必要考虑桨叶扭转运动；准定常气动模型可用于预测较低风速时桨叶气弹响应，较高风速时有必要采用非定常气动模型；均匀来流时，旋翼总距和横向周期变距对起动安全包线有一定影响；提高上挥舞限动角有助于提升挥舞阻尼、减少桨尖位移的效果；旋翼起动过程，舰船横摇运动的幅值和相位对桨尖*大挠度影响明显，而横摇周期对桨尖*大负向位移的影响相对不明显。
　　图1.5 条件弹簧挥舞限动块模型（Geyer et al.，1996）
　　为深入探讨桨叶与挥舞限动块间接触碰撞动力学问题，Keller和Smith等开展了1/8弗劳德数相似的模型桨叶扬起下坠碰撞动响应试验及其理论研究（Keller et al.，1997；Keller，1997；Keller and Smith，1999b），试验原理如图1.6所示，测试了桨叶不同下坠角度时桨尖挥舞位移、挥舞铰角度和桨叶表面动态应变随时间变化的历程，该试验数据后被广泛用于验证桨叶与挥舞限动装置碰撞动力学模型的正确性。所建立的桨叶扬起下坠动力学模型的预测结果与试验数据吻合较好，线性梁与非线性梁模型的预测结果较为一致，考虑桨叶的结构阻尼有利于提高预测精度，在模态空间中考虑铰支和固支边界条件的变化，比仅考虑铰支边界条件和在物理空间直接积分求解，计算效率显著提高。
　　Smith等（1998）详细和深入地总结了1995年以来美国宾夕法尼亚州立大学开展的舰面直升机起动和停转过程旋翼瞬态气弹响应方面研究，对该方向未来的发展趋势也进行了相应探讨。
　　图1.6 桨叶扬起下坠动力学试验原理图（Keller，1997）
　　前述研究主要是基于半刚硬旋翼和铰接式旋翼，Kang和Smith（1998，1999）则开展了舰面万向铰倾转旋翼瞬态气弹响应研究，构建了基于刚体桨叶和弹性桨叶动力学模型，弹性桨叶模型考虑了挥舞/摆振/扭转/拉伸运动之间的耦合，基于1/5气弹相似倾转模型旋翼的分析表明，两模型均预测到大风速会增加桨叶与万向铰约束之间的碰撞次数，桨叶弯矩极值也随之增大，两者间的碰撞会诱发过高的桨叶和桨毂瞬态载荷。
　　为了探讨舰面流场对旋翼瞬态气弹响应的影响，Keller和Smith（1999a）将CFD方法预测的舰面流场引入旋翼动力学模型，结果对比表明，采用CFD方法预测的流场计算的桨叶挠度明显高于确定阵风模型所得的结果。为抑制过大的舰面旋翼挥舞，提出了增大旋翼总距的方法，将摆振刚度引入挥舞刚度，通过挥舞刚度的增大降低桨叶挠度。分析表明，桨尖负向*大挠度的减少高达一半，源于过度的旋翼桨叶上挥，桨叶弯矩反而不会减小。
　　在此之前的研究主要以舰面旋翼瞬态气弹动力学建模和响应计算为主，也有学者提出通过增加挥舞阻尼以及旋翼总距操纵降低桨尖负向*大挠度的方法，鲜见专门针对该问题进行响应控制方面研究。Keller和Smith（2000）提出了在桨叶前缘加装可收放扰流片的方法控制旋翼瞬态气弹响应，扰流片可减小旋翼桨叶升力、增大桨叶阻尼，进而抑制过大的旋翼瞬态气弹响应，如图1.7所示。分析表明，扰流片布置于桨叶外侧15%处且在25%额定旋翼转速以上时收回，可显著减小桨叶挥舞响应。
　　Keller（2001）对在宾夕法尼亚州立大学开展的直升机起降过程旋翼瞬态气弹响应及其控制问题进行了深入和系统的研究和总结。采用中等变形梁模型处理桨叶弹性，用根部位移对轴向坐标的一阶导数来处理挥舞铰和摆振铰的刚性运动，采用非线性准定常和Leishman-Beddoes非定常气动模型处理气动力，舰船尾流采用

目录
序
前言
符号表
第1章 绪论 1
1.1 旋翼转速变化过程 1
1.2 起动或停转过程舰面旋翼瞬态气弹响应及其控制研究进展 2
1.2.1 舰面旋翼瞬态气弹响应及其控制国外研究进展 2
1.2.2 舰面旋翼瞬态气弹响应及其控制国内研究进展 11
1.2.3 舰面流场流动控制国外研究进展 12
1.2.4 舰面流场流动控制国内研究进展 18
1.3 转速过渡过程旋翼瞬态气弹响应及其控制研究进展 19
1.3.1 转速过渡过程旋翼瞬态气弹响应及其控制国外研究进展 19
1.3.2 转速过渡过程旋翼瞬态气弹响应及其控制国内研究进展 20
1.4 本书主要内容 20
第2章 旋翼动力学综合建模 22
2.1 中等变形梁模型 22
2.2 桨叶动能 24
2.2.1 平动 27
2.2.2 转动 28
2.3 气动力模型 30
2.4 旋翼入流模型 32
2.5 重力 34
2.6 系统动力学方程 34
2.7 风洞配平 35
2.8 稳态载荷计算 36
2.9 15自由度梁单元 36
2.10 响应求解 38
2.11 模型验证 39
2.11.1 矩形剖面铝梁固有频率计算 39
2.11.2 桨叶扬起下坠碰撞响应计算 42
2.12 本章小结 45
第3章 舰面旋翼瞬态气弹响应研究 46
3.1 舰面跷跷板旋翼瞬态气弹响应分析 46
3.1.1 跷跷板旋翼动力学建模 46
3.1.2 跷跷板旋翼瞬态气弹响应计算模型验证 47
3.2 舰面铰接式旋翼瞬态气弹响应及参数研究 50
3.3 舰船运动对舰面旋翼瞬态气弹响应影响研究 53
3.3.1 舰船横摇运动的影响 53
3.3.2 舰船纵摇运动的影响 54
3.3.3 舰船升沉运动的影响 56
3.4 模拟流场对舰面旋翼瞬态气弹响应影响研究 56
3.4.1 计算流体力学方法建模 56
3.4.2 舰船模型 58
3.4.3 舰面流场模型验证 59
3.4.4 流场模拟的必要性 62
3.5 起动位置对舰面旋翼瞬态气弹响应影响研究 62
3.5.1 考虑舰面流场旋翼瞬态气弹响应 62
3.5.2 旋翼起动位置影响 64
3.6 来流方向对舰面旋翼瞬态气弹响应影响研究 67
3.7 本章小结 72
第4章 舰面旋翼瞬态气弹响应控制研究 74
4.1 引言 74
4.2 基于主动格尼襟翼的舰面旋翼瞬态气弹响应控制研究 74
4.2.1 瞬态气弹响应 75
4.2.2 瞬态气弹响应控制 76
4.3 基于流场被动控制的旋翼瞬态气弹响应控制方法 80
4.3.1 扰流板布置 80
4.3.2 流动控制效果研究 82
4.3.3 旋翼瞬态气弹响应控制效果 87
4.3.4 旋翼瞬态气弹响应控制原理分析 89
4.3.5 来流方向对控制效果影响 91
4.3.6 扰流板方法的优劣分析 92
4.4 基于流场主动控制的旋翼瞬态气弹响应控制方法 93
4.4.1 射流系统布置方案 93
4.4.2 射流系统流场控制效果研究 94
4.4.3 射流对旋翼瞬态气弹响应影响 100
4.4.4 不同来流时射流对瞬态气弹响应影响 116
4.5 本章小结 120
第5章 直升机海上平台起动过程旋翼瞬态气弹响应 122
5.1 引言 122
5.2 海上钻井平台建模 122
5.3 上层建筑对停机坪流场影响 123
5.3.1 上层建筑对流场影响分析 123
5.3.2 上层建筑改变对流场的影响 126
5.4 起动位置对钻井平台旋翼瞬态气弹响应影响 128
5.5 来流方向对钻井平台旋翼瞬态气弹响应影响 132
5.6 改变上层建筑对钻井平台旋翼瞬态气弹响应影响 133
5.7 本章小结 156
第6章 前飞状态转速过渡过程旋翼瞬态气弹响应 158
6.1 引言 158
6.2 总体思路 159
6.3 XH-59A高速旋翼 159
6.4 过渡过程分析 162
6.5 线性转速过渡策略 163
6.6 中间平稳过渡策略 172
6.7 平稳进出过渡策略 176
6.8 摆振阻尼 181
6.9 本章小结 182
第7章 变速旋翼通过摆振共振区时瞬态载荷抑制研究 183
7.1 研究背景 183
7.2 嵌入式液弹阻尼器 184
7.2.1 带液弹阻尼器的刚性桨叶建模 184
7.2.2 加装液弹阻尼器的旋翼动力学建模 187
7.3 基准旋翼 187
7.4 嵌入式弦向阻尼器 192
7.5 基于嵌入式阻尼器的瞬态载荷控制 194
7.6 参数研究 196
7.7 本章小结 203
参考文献 204