直升機(jī)旋翼槳葉模型分布動(dòng)載荷時(shí)域識(shí)別研究.pdf

1、旋翼的振動(dòng)載荷是直升機(jī)振動(dòng)的最主要來(lái)源，已成為嚴(yán)重影響直升機(jī)性能發(fā)揮和研制計(jì)劃的核心問(wèn)題之一。獲取旋翼振動(dòng)載荷是制定和實(shí)施直升機(jī)振動(dòng)控制技術(shù)方案的前提和基礎(chǔ)。本文基于正交多項(xiàng)式理論，對(duì)直升機(jī)旋翼槳葉模型的分布動(dòng)載荷進(jìn)行時(shí)域識(shí)別研究。
　　分布動(dòng)載荷識(shí)別屬于結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)的第二類(lèi)反問(wèn)題，具有一定的技術(shù)難度。本文引入二維廣義正交多項(xiàng)式理論，將分布動(dòng)載荷向廣義正交基函數(shù)上投影，求解正交基函數(shù)系數(shù)以識(shí)別分布動(dòng)載荷?；谥鄙龣C(jī)旋翼模型的結(jié)構(gòu)特征

2、，建立直升機(jī)旋翼的等效模型。將作用在槳葉上的分布動(dòng)載荷模型假設(shè)為連續(xù)分布周期載荷，采用廣義正交基函數(shù)進(jìn)行擬合，以有限元分析軟件為平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)槳葉模型在正交基函數(shù)激勵(lì)下的動(dòng)響應(yīng)計(jì)算，完成分布動(dòng)載荷識(shí)別的動(dòng)態(tài)標(biāo)定，從而建立基于有限部位動(dòng)響應(yīng)測(cè)量分布動(dòng)載荷的時(shí)域識(shí)別模型。
　　本文以直升機(jī)旋翼等效模型為對(duì)象，對(duì)測(cè)量響應(yīng)含不同噪聲情況下的動(dòng)載荷識(shí)別進(jìn)行仿真分析驗(yàn)證。仿真結(jié)果表明，直升機(jī)旋翼槳葉分布動(dòng)載荷的識(shí)別方法理論上是可行的，并具有良