刚度可调结构在直升机减振上的应用研究

直升机振动问题一直困扰着直升机的研制与使用。虽然解决直升机振动问题的方法有很多,但对于现役机型,由于结构空间和更改范围的限制,常规吸振器和主动减振技术都难以适用。针对某型现役直升机机体振动问题,提出了刚度可调的设计思想,用以消除制造偏差对局部结构频率、振型的影响,从而达到减振目的。通过仿真分析、地面激振试验和飞行振动测试,验证了刚度可调结构能显著降低机体振动水平,对于直升机振动水平控制研究具有参考价值。     

混凝土泵车臂架振动响应的主动控制实验研究

考虑混凝土泵车臂架结构特点,采用独立模态空间控制方法对泵送混凝土激励下的臂架末臂节振动响应进行了主动控制试验研究。针对泵车臂架系统的动力学模型,采用模态滤波技术和最优控制理论设计主动控制策略,通过优选臂节油缸的作动控制以实现对臂架一阶模态振动响应的实时控制。实验结果表明,采用该主动减振控制后水平工况下臂架末端的减振精度可达80%,取得了显著的减振实验效果     

直升机结构响应主动控制中传感器优选问题研究

针对直升机结构响应主动振动控制问题,本文提出了一种传感器优选方法,该方法能够在不减少待减振点数目的前提下,减少传感器数目并优化其位置,且保证系统全局减振效果基本不变,从而有效降低了整个控制系统的控制规模。优化过程采用遗传算法进行求解。以Z11直升机为例对该方法的有效性进行了验证。结果分析表明,利用该优选方法,能够得到传感器数目最少,且全局减振效果降低有限的传感器最优布置方案     

基于2.5维有限元-边界元分析轨道随机不平顺影响下的铁路地基振动

建立了完善的2.5维有限元-边界元耦合模型分析移动谐荷载作用下钢轨、扣件、轨枕、道砟、路基和地基等各部分的振动响应;利用既有的车辆-轨道-路基-地基耦合系统垂向振动解析模型得到轨道谐波高低不平顺引起的垂向动态轮轨力;在此基础上,结合轨道随机不平顺功率谱密度,提出了列车运行引起的地基振动功率谱计算方法。对比分析了地基表面测点垂向振动加速度级的理论计算与现场实测结果,证明了本文模型的合理性。模型能有效地分析具有复杂横截面形状的轨道-路基-地基系统的振动响应以及多种轨道、地基减振隔振措施的影响,且具有较高的计算效率,适用于铁路线路设计阶段的方案比较研究。     

减振扣件对隧道-地表振动影响实测分析

为研究减振扣件对地铁隧道-地表环境振动的减振效果,对普通扣件和减振扣件下列车运行引起的隧道结构和地表振动响应进行现场实测分析,针对减振扣件和普通扣件得到以下结论:(1)减振扣件能明显降低钢轨的水平向振动,采用浮轨扣件后会使得钢轨的垂向振动明显增大;(2)减振扣件能明显控制隧道内结构的振动。对于隧道内振动控制效果,浮轨扣件效果更好。当采用减振扣件后,会出现道床和轨枕处的固有频率向低频偏移的现象,且会造成低频放大;(3)对于地面测点,由于低频振动在土层中的衰减较弱,会导致对与地面测点,双层非线性扣件加速度有效值和加速度峰值小于浮轨扣件。两种扣件均满足规范限定要求,在2 Hz～50 Hz频段范围内双层非线性扣件的加速度级小于浮轨扣件,双层非线性扣件的固有频率出现在63 Hz,浮轨扣件的固有频率出现在20 Hz说明两种扣件对于地面控制频段范围存在差异。     

直升机结构响应主动控制试验研究

直升机飞机中机体的振动水平是所有飞行器中最为严重的，必须采取振动控制措施，而结构应主动控制是目前被公认为能大幅度降低机体振动水平的，具有实用价值的减振新技术，本文综述在直升机结构响应主动控制实验室内试验研究中的几项主工工作，包括作动器形式的选取与伺服液压式惯性型作动器的研制，多通道控制中收敛因子的确定，以及多通道控制的试验研究，研究结果证实作者研制的作动器与测控系统能实现有效的减振。     

超导电动磁悬浮列车次级悬挂半主动控制研究

为了提高超导电动磁悬浮列车的乘坐舒适性,建立了由三辆车体与四台转向架铰接式组成的14自由度超导电动磁悬浮列车垂向-俯仰动力学模型,以轨道随机不平顺时间序列作为激励,本文通过研究车体垂向速度和垂向加速度的耦合作用规律,提出了改进天棚阻尼半主动控制方法。通过建立仿真模型,对比分析了天棚阻尼和改进天棚阻尼两种半主动控制方法应用于超导电动磁悬浮车辆次级悬挂的减振效果。结果表明,在改进天棚阻尼控制作用下,编组车辆中间车体质心处的垂向加速度和俯仰加速度的均方根值相比被动控制分别降低了19.77%和17.34%;在获得相同减振效果的前提下,相较于天棚阻尼半主动控制方法,改进天棚阻尼控制半主动方法作用下输出控制力的峰值减小了12.8%,因此改进天棚阻尼控制方法控制效果更佳,减振效率更高,更适用于车辆振动的控制。     

高耸构筑物爆破拆除触地振动试验研究

高耸构筑物爆破拆除触地振动对周围的影响不容忽视,其塌落体触地与小重锤夯击地面具有一定的相似性,详细介绍了采用小重锤试验进行模拟研究的基本原理、操作方法,利用试验结果对质点峰值振速衰减规律和缓冲垫层减振效果进行了分析。结果表明:当落锤高度和缓冲垫层厚度不变时,随着测点距离的增加,各测点的峰值振速衰减明显;当落锤高度和测点距离不变时,随着缓冲垫层厚度的增加,测点峰值振速也衰减明显。触地振动速度衰减系数Kt随着缓冲垫层厚度的增大而减小,而触地振动速度衰减指数β刚好相反,垂直向地震波衰减比水平向快。缓冲垫层厚度存在一个临界值,一定范围内减振效果明显,大于临界值效果减弱,减振效果呈"小→大→小"的趋势。减振率是一个变数,可以通过改变缓冲垫层厚度进行控制,缓冲垫层厚度与落锤高度之比h/H=0.02~0.04时可以达到80%~93%。试验结论用于实际工程效果良好,对类似工程具有一定的参考价值。     

高耸构筑物爆破拆除触地振动试验研究

高耸构筑物爆破拆除触地振动对周围的影响不容忽视,其塌落体触地与小重锤夯击地面具有一定的相似性,详细介绍了采用小重锤试验进行模拟研究的基本原理、操作方法,利用试验结果对质点峰值振速衰减规律和缓冲垫层减振效果进行了分析。结果表明:当落锤高度和缓冲垫层厚度不变时,随着测点距离的增加,各测点的峰值振速衰减明显;当落锤高度和测点距离不变时,随着缓冲垫层厚度的增加,测点峰值振速也衰减明显。触地振动速度衰减系数Kt随着缓冲垫层厚度的增大而减小,而触地振动速度衰减指数β刚好相反,垂直向地震波衰减比水平向快。缓冲垫层厚度存在一个临界值,一定范围内减振效果明显,大于临界值效果减弱,减振效果呈"小→大→小"的趋势。减振率是一个变数,可以通过改变缓冲垫层厚度进行控制,缓冲垫层厚度与落锤高度之比h/H=0.02⁰.04时可以达到80%0.04时可以达到80%⁹3%。试验结论用于实际工程效果良好,对类似工程具有一定的参考价值。     

直升机多频振动并联结构自适应控制方法研究

现有直升机主动振动控制技术主要对机体主通过频率振动成分进行控制,但更严格的振动控制需要考虑机体的高阶谐波振动成分。为实现直升机多频振动主动控制,以多频窄带噪声主动控制算法为基础,发展了一种运用无延迟带通滤波器的并联结构滤波最小均方算法。无延迟带通滤波器的引入削弱了参考信号和误差信号中谐波分量之间的调频问题,同时避免了在次级通道中引入额外的延迟,加快了收敛速度,且提高了控制效果。通过基于简化直升机有限元模型的仿真,验证了该算法具有良好的收敛特性和较小的计算量。综合考虑直升机实际减振需求,以自由-自由梁为对象,以NΩ和2 NΩ振动成分为控制目标,进行了双频单入单出和四入两出振动控制试验,包括外扰及通道变化等多种复杂情况下的试验,以考验算法的自适应能力。试验结果表明:基于所提出算法的主动振动控制系统能有效控制多个目标频谱,单入单出系统被控点振动水平至少降低84%,四入两出情况下总体振动水平降低66%,且收敛速度较快,自适应能力较强。     

基于振动预测的直升机监控方案设计

为对直升机关键部位的振动水平进行预测,提高对飞行过程中振动情况的预知能力,降低直升机试飞风险,该文通过对试飞数据进行分析,统计归纳得到直升机振动变化规律,并以发动机功率作为输入参数建立振动预测模型,进一步基于振动预测模型对直升机监控方案进行优化设计。通过直升机试飞对预测模型及监控方案进行验证,结果表明:所建立的预测模型可以对直升机振动水平进行有效预测,并且优化后的监控方案可以更好地对直升机振动水平进行监控与振动故障预警,有效保障直升机的试飞安全。     

基于并联空气弹簧结构的卫星运输减振系统设计及振动特性分析

随着航天科技的发展以及日益增长的性能需求,对卫星的可靠性要求越来越高,对运输过程中的振动也提出了更严格的要求,导致目前的减振系统难以满足未来的运输需求。针对这种情况,设计了基于空气弹簧并联结构的卫星包装运输减振系统,并对其振动特性进行了分析。结合卫星运输箱的结构和减振需求提出了并联空气弹簧减振系统方案。基于实测参数建立了并联空气弹簧减振系统的多体动力学仿真模型,并验证了方案的可行性,并进一步研究了不同运输工况下系统的减振效率及安全性。构建了减振系统进行不同工况下的实车运输测试。研究结果证明基于空气弹簧并联结构的运输减振系统在实车运输中具有较好的减振效率,并可以保证设备在运输过程安全。该研究结果可为大型精密设备运输减振系统的设计提供参考。     

磁流变阻尼器用于直升机“地面共振”半主动抑制

磁流变阻尼器是一种半主动的阻尼装置,将其用作桨叶减摆器和起落架阻尼器是直升机“地面共振” 抑制的一项新措施。针对磁流变阻尼器的非线性特性,采用能量法得到了磁流变阻尼器的等效线性阻尼。建立了含磁流变阻尼器的机体平面二自由度和刚性桨叶的“地面共振”分析模型,得出了直升机“地面共振”的稳定性区域。分析计算表明,磁流变阻尼器能在不同情况下提供抑制“地面共振”所需要的阻尼,达到半主动抑制“地面共振”的目的。     

基于重构相空间短时状态预测残差的直升机旋翼损伤跟踪方法

运用相空间重构技术与Volterra泛函级数提出基于短时状态预测残差的旋翼损伤跟踪方法。应用相空间重构方法将旋翼状态监测信号变换到不同维数的相空间内以不同时间尺度观测系统的动态行为特性,从新视角研究旋翼损伤的演化过程,据旋翼实测相轨迹与Volterra基准状态模型预测结果之间的残差生成新的损伤观测信号,采用Unscent-ed滤波器对Volterra基准模型预测残差进行滤波,可进一步优化估计旋翼的损伤状态。该方法可利用单个状态监测信号的非线性特性在相空间中重建旋翼系统动力学本质,可更有效地开展旋翼的损伤跟踪与使用监测。     

直升机桅杆式稳瞄具振动环境测试分析

对某直升机桅杆式稳瞄具振动环境进行实际测试,设计体积重量与真实稳瞄具完全相同的模拟件和测试设备（IMU）。分别进行25 m悬停和160 km/h前飞条件下的测试飞行,测试结果表明25 m悬停状态下,振动最小;随着前飞速度增加,振动加剧;测试结果还表明振动环境中不但存在线振动,而且也存在角扰动。测试结果对稳瞄具的前期设计和地面试验提供准确的原始输入数据。     

机动飞行时直升机尾传动轴的横向振动建模与特性

提出了直升机空间机动飞行及尾传动轴运动位姿的一种描述方法,建立了相关坐标系。基于扩展哈密顿原理,建立了直升机空间机动飞行下尾斜轴横向弯曲振动的动力学模型,并利用伽辽金法将偏微分方程转化为常微分方程。水平传动轴可以当作尾斜轴的一种特例,通过一坐标变换矩阵即可将尾斜轴的动力学方程变换为水平传动轴的动力学方程。分析了直升机空间机动飞行对尾传动轴横向弯曲振动特性的影响。结果表明：直升机的机动飞行会对尾传动轴的横向弯曲振动产生附加的刚度效应、阻尼效应和激励效应,使得传动轴轨迹中心的位置和运动轨道的大小发生改变。     

基于RTW和嵌入式操作系统VxWorks的飞控系统半物理仿真实现

提出一个飞控系统半物理仿真方案。仿真系统基于嵌入式实时操作系统VxWorks,使用RTW工具箱将飞机的Simulink仿真模型下载到PCI04计算机平台,提高了半物理仿真的效率和可靠性。设计开发支持PC104嵌入式计算机的VxWorks板载支持包,研究RTW的代码生成过程,解决了实现该方案的关键技术。     

A Comparative Study of Various Methods of Gear Faults Diagnosis

Investigating gear damages using vibration signal is a subject of a high interest, because gears vibration signals are complex and difficult to understand. A failure diagnosis of gearbox based on Fourier analysis of the vibration produced by speed reducers has shown its limits in terms of spectral resolution. In the present paper, a comparative study of the performances of various different methods of fault diagnosis of helicopter gearbox gear is carried out. The results are highlighted on the basis of real data recorded during a helicopter flight and have showed that cepstral analysis is most effective technique in detecting gearbox gear faults.     

A feasibility study of a post-buckled beam for actuating helicopter trailing edge flap

Active trailing edge flaps (TEFs) are one of the most promising devices for helicopter vibration reduction. Smart actuators such as the piezoelectric stack actuators (PEAs) are used for TEF actuation. PEAs possess high energy density and have large force in dynamic condition but are limited to small displacements. In this investigation, we study a linear to rotary motion amplification mechanism (AM-2) based on a pinned–pinned post-buckled beam to actuate trailing edge flaps. A linear motion amplification mechanism is developed and coupled with AM-2 to amplify angular flap deflections. Experiments are conducted on bench top-test setup, and maximum flap angle deflections of the order of 12° are achieved in the static case. An aeroelastic analysis is performed and 91 % reduction in helicopter vibration is obtained with multiharmonic control inputs.