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Aeroelastic Modeling of Trailing-Edge-Flap Helicopter Rotors Including Actuator Dynamics

机译：后缘襟翼直升机旋翼的气动弹性建模，包括执行器动力学

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摘要

The effect of actuator dynamics on a helicopter rotor with trailing-edge flaps for vibration control is investigated. Trailing-edge flap, actuator, and elastic rotor blade equations of motion are formulated using Hamilton's variational principle. The coupled nonlinear, periodic equations are solved using finite elements in space and time. The baseline correlation study is based on wind-tunnel test data for a typical five-bladed bearingless rotor system. Good agreement is seen for the blade flap bending, chord bending, and torsion moments. It is shown that actuator dynamics cannot be neglected for a trailing-edge flap system with torsionaily soft actuators. The parametric study performed using both coupled flap/actuator model and prescribed flap motion model indicated that the placement of trailing-edge flaps at 78% radius resulted in minimum flap input for this rotor. The vibration reduction level and trend are close between the predictions of both models at different forward speeds. Control inputs predicted by the coupled model show less sensitivity to the forward speed than that of prescribed model.
机译：研究了执行器动力学对带有后缘襟翼的直升机旋翼进行振动控制的影响。后缘襟翼，执行器和弹性转子叶片的运动方程式是根据汉密尔顿的变分原理制定的。耦合的非线性周期方程是使用时空有限元求解的。基线相关性研究基于典型的五叶片无轴承转子系统的风洞测试数据。叶片襟翼弯曲，弦弯曲和扭转力矩可以很好地吻合。结果表明，对于带有扭转软执行器的后缘襟翼系统，不能忽略执行器动力学。使用襟翼/执行器耦合模型和规定的襟翼运动模型进行的参数研究表明，后缘襟翼在78％半径处的放置导致该转子的襟翼输入最少。两个模型在不同的前进速度下的减振水平和趋势接近。耦合模型预测的控制输入对前进速度的灵敏度比指定模型低。

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  • 来源
    《Journal of Aircraft》 |2004年第6期|p.1465-1472|共8页
  • 作者

    Jinwei Shen; Inderjit Chopra;

  • 作者单位

    University of Maryland, College Park, Maryland 20742;

  • 收录信息 美国《科学引文索引》(SCI);美国《工程索引》(EI);
  • 原文格式 PDF
  • 正文语种 eng
  • 中图分类 航空;
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