利用桨叶后缘小翼运动的旋翼桨毂振动载荷优化控制

利用桨叶后缘小翼运动是控制旋翼桨毂振动载荷的一种有效方法。采用非定常气动力和弹性力耦合的气弹分析方法,对附加了桨叶后缘小翼的直升机旋翼系统的振动载荷进行了研究。采用弹性桨叶和后缘刚性小翼的结构动力学模型、翼型剖面气动力采用Leishman-Beddoes二维非定常动态失速模型、后缘小翼剖面气动力采用Hariharan-Leishman非定常气动力模型,建立了带后缘小翼的旋翼桨毂振动载荷分析模型。采用伽辽金和数值积分相结合的方法,求解旋翼系统在前飞状态下的气弹响应。分析了后缘小翼各运动参数对桨毂振动载荷的影响。针对桨毂4阶振动载荷,采用改进的主动控制方法,优化了小翼的运动,使桨毂振动载荷得到显著降低。     

旋翼/机身耦合问题的CFD/CSD分析方法

提出了一种高精度的直升机旋翼/机身耦合系统振动响应分析方法。通过非定常Euler/N-S方程与准定常气动力相结合的方法来进行弹性旋翼流场分析,利用CSD软件建立精细的机身三维结构有限元模型,用15自由度非线性中等变形梁单元来建立旋翼动力学模型,最后采用带配平的松耦合迭代方法求解系统响应。以某小型直升机为例,分析了悬停状态下机身典型位置的振动响应,计算结果与实验值吻合良好。研究了前飞速度和机身弹性运动对机身振动水平的影响,结果表明,在小速度和大速度前飞时,机身振动响应随前飞速度的增加而增大;在中等速度段,机体振动水平则基本保持不变。     

直升机旋翼桨叶鸟撞动态响应计算

基于旋翼综合气弹分析程序,求解出直升机旋翼桨叶在飞行过程中的稳态响应。以此作为鸟体撞击桨叶的初始状态,采用非线性流-固耦合算法,建立了直升机旋翼桨叶鸟撞动力学方程,利用直接数值积分方法求解桨叶的动态响应。并讨论了鸟体速度、质量、撞击位置、桨叶根部约束和离心力等参数对桨叶动态响应的影响,从而为直升机桨叶抗鸟撞设计提供一些理论依据。     

大前进比变转速旋翼气弹动力学建模与载荷特性分析

针对大前进比变转速旋翼气弹动力学问题开展分析研究。基于Hamilton原理以及中等变形梁理论建立旋翼动力学方程,并针对大反流区气动力计算方法和大前进旋翼气弹配平计算方法进行修正,集成考虑大前进比的旋翼气弹计算模型。在旋翼动力学模型的验证基础上,开展大前进比下变转速旋翼气弹动力学计算分析。通过计算桨叶剖面气动和结构载荷表明:随着前进比增加,反流区内桨叶剖面出现周期交变的脉冲式法向力和气动力矩;桨叶挥舞、摆振弯矩随转速降低而增加,且在接近共振转速频率时挥舞和摆振弯矩明显增加。提取桨叶结构载荷中的气动部分,表明脉冲气动力会带来显著的气动部分变化。     

不同粘弹减摆器连接的直升机地面共振分析

建立了粘弹减摆器不同连接形式时的旋翼／机体耦合动稳定性分析模型。旋翼／机体耦合动力学模型考虑了非定常空气动力和桨叶挥舞／摆振运动耦合。通过机体当量模型向机体瞬时转心的转换来计入地面运转时机体的滚转和俯仰运动。采用基于复模量的非线性VKS改进模型，建立叶间粘弹减摆器和普通连接粘弹减摆器的小扰动力矩方程。采用特征分析法计算了两种减摆器连接形式的直升机地面共振稳定性。工程实例分析结果表明，本文方法具有物理概念清晰、运用方便的特点。     

ABC 共轴直升机旋翼/机身耦合振动响应分析

前行桨叶概念（Advanced Blade Concept, ABC）共轴直升机具有较大的振动问题,为研究振动机理,建立了ABC 共轴旋翼/机身耦合气动弹性模型,其中桨叶采用有限元梁模型,机身采用精细有限元模型。为提高耦合模型的气动弹性响应分析精度,结合传统 CFD/CSD 耦合分析方法与自由尾迹,提出了 CFD/CSD/自由尾迹耦合计算方法,解决了传统方法的尾迹耗散问题,并保证了计算效率。基于此方法建立了 ABC 共轴直升机旋翼/机身耦合气弹响应分析方法。以样例 ABC 共轴直升机为研究对象,总结了重点位置振动响应随前进比和旋翼交叉角的变化规律,并得出了一些有意义的结论。     

悬停状态带磁流变减摆器直升机的动稳定性分析

建立了适用于直升机悬停状态动稳定性的磁流变减摆器模型,悬停状态下动力入流模型采用动量理论模型,与直升机旋翼/机体耦合动力学方程组联立,采用Simulink时域仿真的方法计算得到磁流变减摆器对悬停状态下直升机动稳定的影响,对比了不同电压下磁流变减摆器对桨叶挥舞摆振运动的影响.结果表明:对于磁流变减摆器,施加不同电压可得到不同的阻尼力,该性质可以抑制直升机悬停状态动不稳定性.     

旋翼桨叶结构载荷计算方法比较研究

基于有限转角假设,建立了刚柔耦合旋翼动力学模型。该模型考虑了刚体转动与弹性变形之间的耦合效应,相较于基于小转角假设的传统有限元模型具有明显的优势。气动力以广义力形式与桨叶刚体转动及弹性变形耦合组建方程。在方程求解的单步上,分别采用力积分法、反力法以及曲率法计算桨叶剖面结构振动载荷。以BO105模型桨叶及SA349/2小铃羊直升机为仿真对象,比较研究了这三种载荷计算方法的预测精度与适用范围。对于不考虑气动力的纯结构振动载荷,三种计算方法具有相同的精度。在气弹瞬态计算中,力积分法对桨根载荷的预测精度不足。曲率法与反力法在桨叶有限元节点处得到了相近的结果。反力法预测精度取决于有限元建模精度,且只对节点处载荷有效。由于曲率法只计入弹性桨叶的弯曲曲率,该方法需要更高阶次的形函数以满足自由度二阶导数的连续性。此外,为加速收敛及减少累积误差,本文开发了基于外推法的数值积分算法。     

无人直升机跷跷板式旋翼结构的动力学分析

跷跷板式旋翼结构由于其结构简单,在小型无人直升机的主旋翼以及中大型直升机的尾桨上得到广泛使用。相较于全铰接式旋翼,跷跷板式旋翼呈现半刚性的特点,其对称桨叶的挥舞运动是联动的,该特点尤其表现在桨叶所受哥氏力的变化上。该文将旋翼桨毂和桨叶等效为刚体,重点关注挥舞和摆振橡胶的物理参数和相对位置对旋翼振动特性的影响,建立了旋翼的动力学简化模型,并对其运动方程进行了求解分析。最后以特定的工程实际参数对计算与结果进行了分析,得到各参数对旋翼动力学特性的影响曲线,得到了贴合工程实际的若干结论。     

结构参数对无轴承旋翼悬停气弹稳定性的影响

为了准确分析结构参数在悬停状态下对无轴承旋翼气动弹性稳定性的影响,建立一种基于有限状态入流的直升机气弹稳定性分析的新模型。采用Green-Lagrange应变张量推导无轴承旋翼桨叶的非线性应变-位移关系,把桨叶作为多路传力系统进行处理并根据Hamilton原理建立桨叶运动的有限元方程,非定常气动力采用有限状态状态入流模型,旋翼的气弹稳定性根据桨叶摄动方程的特征值进行判断,研究结构参数对无轴承旋翼在悬停状态下气弹稳定性的影响。结果表明：（1）无轴承旋翼气弹稳定性分析采用模型比以往的动力入流模型或均匀入流模型与实验结果吻合更好;（2）桨毂预锥角、桨叶的摆振刚度及挥舞刚度对无轴承旋翼气弹稳定性的影响很大。     

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。     

某无人直升机机身框架动力学计算与试验研究

建立某无人直升机机身框架的动力学有限元模型,计算得到前六阶固有频率和振型,与模态试验结果相比较,误差小于3 %,验证了有限元模型的正确性,表明该有限元模型能准确地反映该无人直升机框架的结构动力学特性。有限元计算的机身框架固有频率值避开了旋翼、尾桨、发动机主通过频率值,满足动力学设计要求。这种有限元计算、试验验证以及模型修改相结合的动力学分析方法,能保证框架固有特性计算的精确,也为无人直升机其它结构的动力学建模提供借鉴。     

转子系统瞬态不平衡响应的有限元分析

推导了简单Jeffcott转子几何中心运动的解析表达式及转子系统瞬态振动的幅值，详细讨论了转子系统通过临界转速时初始条件引起的瞬态振动、同频振动和伴随自由振动的特性以及阻尼和启动加速度对系统瞬态响应的影响。此外建立了弹性转子系统的有限元模型，通过直接积分法求得系统的瞬态响应．得到系统通过临界转速时的共振幅值，并与试验取得一致的结果。本文的分析对工程中合理地进行转子系统参数设计，考虑共振区的迟滞现象。尽可能错开转子系统固有频率和工作转速频率提供一定的理论参考。     

旋翼液弹阻尼器的设计分析与试验

基于直升机旋翼液弹阻尼器的工作原理的分析,推导弹性刚度和损耗系数的表达式。根据旋翼模型参数设计满足指标要求的液弹阻尼器结构,并用液弹阻尼器动力学试验进行验证。试验结果表明液弹阻尼器具有较粘弹阻尼器更稳定的动力学性能和更强的减振能力;试验结果与设计计算结果的比较验证理论推导和设计方法的合理性。从而为直升机旋翼液弹阻尼器的研制提供理论依据。     

直升机结构响应频域自适应控制的试验研究

降低直升机的振动水平一直是直升机研制过程中最为关键的技术问题之一。基于直升机全局模型的结构响应频域主动控制方法,采用自行研制的数字信号处理(DSP)测控软件进行了多输入多输出的试验研究。在对控制通道频响矩阵的在线识别上分别采用了卡尔曼(Kalman)滤波法和最小均方法(LMS),重点探讨了权矩阵、识别量初始值等对控制效果的影响,并对两种识别方法进行了对比,得出了有价值的结论,为真实工程应用中方法以及对应参数的选择提供参考和依据。     

直升机旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术综述

旋翼桨涡干扰噪声是典型的直升机噪声类型之一,会显著增大直升机总体噪声水平,带来严重的环境噪声污染。主动控制技术是降低桨涡干扰噪声的有效手段之一。针对旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术的研究情况进行概述。首先介绍高阶谐波控制(HHC)、独立桨距控制(IBC)、主动后缘襟翼控制(ACF)等桨涡干扰噪声主动控制技术的概念及产生过程;然后针对每种技术的发展历程及研究现状进行归纳总结;之后重点讨论桨涡干扰噪声主动控制所采用控制算法的发展趋势;最后对旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术的发展趋势进行展望,并结合国内研究情况指出开展桨涡干扰噪声主动控制研究的关键技术及途径。     

用于直升机旋翼试验的多功能测试系统及应用

研制了一套用于直升机旋翼模型试验的多功能动态采集分析系统。该系统的硬件采用较先进的采保和重复外触发技术，软件采用模块化结构。简要地介绍了该动态系统的设计思想和技术关键，较详细地描述了系统的结构和特点，并给出了该系统在两个不同旋翼模型试验中的应用实例。结果表明，该动态采集分析系统具有采样速率快、精度高、运行方便等特点，可较好地满足旋翼模型试验的动态数据采集与分析的要求。     

完整约束下齿轮啮合转子系统的弯扭耦合振动稳态响应

在不脱齿等基本假设下，根据齿轮啮合原理和轮齿的齿面方程，推导了齿轮形心的横向位移和齿轮扭转角之间的约束关系式，从Lagrange方程出发，同时考虑齿轮啮合和不平衡效应，建立了直齿齿轮啮合转子-轴承系统的弯扭耦合动力学模型。分别在质量偏心和扭转激励作用下，分析了系统的弯扭耦合振动稳态响应。结果表明：两者均会引起弯曲振动和扭转振动，并且响应的幅值与系统的参数有关。