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申请/专利权人：中国直升机设计研究所

摘要：本发明属于直升机旋翼设计与理论建模技术，涉及一种用于旋翼气动弹性耦合仿真分析的计算方法。针对旋翼气动弹性耦合问题，在含自由尾迹的旋翼载荷计算模型中引入弹性桨叶旋翼动力学模型，替代刚体挥舞动力学模型，更真实地反映桨叶气动弹性耦合的物理现象，具有更高的旋翼振动载荷预估精度。

主权项：1.一种引入全弹性边界条件的旋翼气弹耦合计算方法，其特征在于，所述方法包括：建立旋翼动力学模型：首先，建立含桨叶挥舞、摆振、扭转的非线性弹性变形的运动方程，所述运动方程中包含有非线性弹性变形量、所述非线性弹性变形量之间的非线性耦合关系和剖面运动速度；然后，将所述运动方程和非线性耦合关系引入旋翼动力学模型中；建立旋翼气动模型：首先，采用非定常L-B模型建立桨叶气动力模型；然后，采用涡流理论，通过线涡离散方式对旋翼桨尖涡进行空间离散，并采用粘性涡核经验模型反映桨尖涡的畸变与耗散，建立自由尾迹模型；将所述桨叶气动力模型和自由尾迹模型集成为旋翼气动模型；设定初始的旋翼工作状态，通过自由尾迹模型计算得到旋翼的流场分布，所述流场分布包括桨叶各剖面34弦点位置处的合速度；将所述桨叶各剖面34弦点位置处的合速度作为输入传递给桨叶气动力模型计算得到桨叶各剖面气动力，所述各剖面气动力包括升力、阻力和力矩；将桨叶各剖面气动力作为输入传递给旋翼动力学模型，求解有限元节点处的14弦点位置弹性变形及剖面运动；通过有限元形函数差值和线性差值方法得到整片桨叶任意剖面34弦点位置的弹性变形及剖面运动；将所述整片桨叶任意剖面34弦点位置的弹性变形及剖面运动作为输入传递给自由尾迹模型，并计算得到旋翼气弹耦合之后的桨叶各剖面34弦点位置处的合速度；将旋翼气弹耦合之后的桨叶各剖面34弦点位置处的合速度作为输入传递给桨叶气动力模型计算得到旋翼气弹耦合之后的桨叶各剖面气动力；将旋翼气弹耦合之后的桨叶各剖面气动力作为输入传递给旋翼动力学模型，求解有限元节点处的14弦点位置弹性变形及剖面运动；然后桨叶旋翼气弹耦合之后的各剖面的弹性变形及剖面运动再次输入自由尾迹模型，依次迭代，当整片桨叶各剖面的弹性变形趋于收敛后，得到最终整片桨叶各剖面的弹性变形及剖面运动。

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