【摘 要】
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直升机振动水平过高一直限制着直升机的发展,而旋翼是引起直升机振动的主要来源和问题所在,近几年来,采用主动控制后缘小翼（ACF）方法来降低旋翼振动水平是目前直升机研究领域的热点。首先建立一套坐标系来描述桨叶和后缘小翼运动,考虑到桨叶的刚体运动和弹性变形,推导了桨叶和后缘小翼动能;基于Green应变,精确地描述桨叶弹性变形和应变间的非线性关系,推导了桨叶应变能表达式;推导了外载荷对桨叶以及小翼的做功表
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直升机振动水平过高一直限制着直升机的发展,而旋翼是引起直升机振动的主要来源和问题所在,近几年来,采用主动控制后缘小翼（ACF）方法来降低旋翼振动水平是目前直升机研究领域的热点。首先建立一套坐标系来描述桨叶和后缘小翼运动,考虑到桨叶的刚体运动和弹性变形,推导了桨叶和后缘小翼动能;基于Green应变,精确地描述桨叶弹性变形和应变间的非线性关系,推导了桨叶应变能表达式;推导了外载荷对桨叶以及小翼的做功表达式;然后基于Hamilton原理建立带后缘小翼的旋翼动力学方程。采用嵌套网格方法进行整个旋翼流场的网格划分;通过UDF控制桨叶做旋转和变距运动。通过松耦合方法对模块之间的计算数据进行传递。为了计算旋翼振动载荷,采用一种力积分法和反力法的混合计算方法。为了验证本文所选气动力模型的准确性,对翼型的静态失速和动态失速进行计算以及Caradonna-Tung旋翼的不同桨叶位置的压力系数分布。根据不同的飞行状态,计算SA349/2直升机桨叶不同剖面位置的的压力系数分布、挥舞以及摆振弯矩,并与飞行实测值进行对比,验证了本文采用的CFD/CSD松耦合方法以及动力学模型的准确性,针对不同的前进比状态和小翼偏转幅值,计算桨叶的挥舞、摆振弯矩以及垂向剪力;分析后缘小翼对旋翼振动载荷的影响,为后续的直升机旋翼减振研究提供理论依据和方法。
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