大型水平轴风力发电机桨叶稳定性研究

大型水平轴风力发电机桨叶为流-刚-柔耦合的周期时变多体系统。本文暂未考虑风载荷,分析了重力载荷和桨叶预锥角、转速等因素的变化对稳定性的影响。力学建模中,考虑了桨叶挥舞、摆振、扭转和轴向运动以及根部铰的挥舞、摆振和变矩等刚体运动。利用有限元法形成5节点18自由度的刚-柔混合梁单元模型,应用Hamilton原理建立桨叶动力学方程,求得对应的摄动方程,采用Newmark隐式积分方法求解。根据Floquet理论判断运动稳定性,计算了相关转换矩阵的特征值。结果表明预锥角对桨叶运动稳定性影响不容忽视。在通常的工况下,桨叶能够稳定地运转。     

弹性耦合对直升机复合材料桨叶稳定性的影响

研究了弹性耦合对复合材料桨叶动特性和气弹稳定性的影响, 所采用的结构模型考虑了剪切变形、剖面面外翘曲变形和复合材料弹性耦合。推导出同时考虑剪切和翘曲影响的小应变、中等变形梁的应变2位移关系,并构造出21 个自由度梁单元, 应用Hamilton 原理推导出桨叶运动的有限元方程。在此基础上, 对三种不同构型的复合材料桨叶进行固有频率计算和气弹稳定性分析。计算结果表明: 尽管复合材料弹性耦合对桨叶固有频率的影响非常小, 但却改变了固有振型分布, 使桨叶挥舞-摆振-扭转运动之间存在耦合; 弹性耦合对桨叶气弹稳定性有很大的影响; 正的挥舞2扭转耦合使得摆振一阶稳定性增加, 负的挥舞2扭转耦合却使摆振一阶稳定性下降。      

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。     

桨叶重力作用下的旋翼载荷标定测试技术

旋翼系统是直升机的重要组成部分,直升机旋翼系统工作时,旋翼会受到挥舞、摆振、扭转等多个运动自由度耦合,工作环境十分复杂,同时旋翼系统会受周期载荷的作用,从而引起桨叶的疲劳,甚至会影响着直升机的飞行安全.旋翼载荷一直是飞行试验密切关注的数据,旋翼载荷测量的准确与否跟旋翼载荷标定曲线密切相关.在以往的标定实验中并未考虑桨叶...     

风力机叶片挥舞—摆振气弹稳定性分析

根据Euler-Bernoulli梁理论和粘弹性材料的Kelvin-Voigt理论建立风力机叶片挥舞—摆振耦合非线性动力学方程。将位移视为静态位移和动态位移的叠加,进而将非线性动力学方程线性化为动态位移的线性方程,得到叶片耦合振动特征方程。使用基于加权残值的Galerkin方法求解特征方程,分析叶片气弹稳定性,讨论风速、安装角、耦合效应和材料阻尼对叶片颤振稳定性和非线性自激振动行为的影响。结果表明:摆振方向易出现不稳定振动,通过设置安装角,利用挥舞—摆振耦合可以控制不稳定振动,但当安装角太大时,挥舞—摆振耦合会引起不稳定振动。     

风力机叶片挥舞/摆振的动力失速非线性气弹稳定性研究

研究动力失速风力机叶片的非线性气弹系统的稳定性。叶片结构采用具有挥舞/摆振耦合的典型截面模型,动力失速非线性气动载荷的计算采用基于半经验的ONERA非定常、非线性气动模型。为了减少由于线性化气弹稳定性分析模型带来的误差,直接采用时间域数值积分法,对叶片挥舞/摆振耦合非线性气弹方程组进行数值积分,研究叶片动力失速诱发颤振的稳定性,分析了缩减速度、预尖锥角的影响,并且针对目前文献很少报道的结构阻尼参数的影响问题进行了研究。     

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。     

水平轴风力机叶片的弯扭耦合气弹稳定性研究

研究水平轴风力机叶片的经典颤振稳定性特性。在导出质量刚度均匀分布的旋转挥舞/摆振/扭转叶片的耦合振动偏微分方程组基础上,引入扩展的Theodorsen模型描述非定常气动力的作用。联合采用Galerkin法、特征值法和时间域积分法对所建立的叶片气弹模型进行求解。通过数值分析获得叶片的挥舞弯曲模态、摆振弯曲模态和扭转模态的根轨迹曲线,分析了叶片面内刚度、扭转刚度和预锥角对叶片气弹稳定性的影响。特征值法稳定性的计算结果的精确度和可靠性通过分析模态展开式中模态截断个数N对颤振边界收敛性的影响,得到验证。稳定性分析的时间域数值积分结果的一致性进一步说明特征值法稳定性计算结果正确性。     

前飞状态下直升机旋翼系统气弹响应及稳定性分析

将铰接式直升机桨叶挥舞、摆振及变矩铰的刚性转角作为广义坐标,采用中等变形梁理论,结合有限元法,在旋转坐标系下,根据Ham ilton 原理推导出桨叶前飞状态下的非线性周期时变动力学方程。使用拟线性化方法及New m ark 数值积分技术求解桨叶的气弹响应。对稳态解进行摄动,应用Floquet理论分析桨叶的气弹稳定性。     

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.     

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。     

直升机桨叶蒙皮大梁粘结面分层裂纹端部场分析

针对直升机桨叶受离心力、挥舞和摆振弯曲、扭矩等载荷特性, 采用非线性桨叶结构模型, 推导了复合材料桨叶蒙皮的广义二维位移方程。在此基础上, 基于Stroh 理论, 应用各向异性界面断裂力学给出桨叶蒙皮大梁粘结面分层裂纹端部的应力与位移通解的渐近表达式。联合其特解, 采用边界配置法计算了离心力作用下桨叶蒙皮与大梁之间存在分层裂纹时裂尖的奇异应力及应力强度因子, 与采用界面元法计算的结果接近, 表明本文方法可有效地分析复合材料桨叶蒙皮大梁间的分层破坏, 为研究桨叶分层失效提供依据。      

具有复合材料柔性梁的无轴承旋翼气动弹性稳定性

建立了一种悬停状态下无轴承复合材料旋翼气动弹性稳定性分析的新模型。修正了Bauchau的大变形梁理论建立了无轴承复合材料旋翼桨叶的非线性应变-位移关系,根据复合材料的特点推导了桨叶的本构关系并构造了一个新的24自由度梁单元,桨叶视为多路传力系统,应用Hamilton原理建立了桨叶运动的有限元方程,分析了悬停状态下具有复合材料柔性梁无轴承旋翼气动弹性的稳定性。数值计算结果表明：（1）采用本文模型的无轴承旋翼气动弹性稳定性的计算结果与试验数据的吻合程度比传统的中等变形梁理论更好。（2）具有负变距-摆振耦合的复合材料柔性梁结构提高无轴承旋翼气动弹性的稳定性,正变距-摆振耦合的结构降低旋翼气动弹性的稳定性;负的铺层角比相同大小正的铺层角旋翼的气动弹性稳定性更好;铺层厚度减少有利于增加旋翼气动弹性的稳定性。     

大型风机柔性叶片摆振运动冲击对层间断裂韧性的影响

冲击对材料表面的层间断裂产生重要影响,但对层间断裂韧性影响的趋势尚不明确。尤其是风机叶片在摆振运动时,叶片所受冲击对叶片表面层间断裂的影响及趋势未见公开研究。本文首先对风机叶片摆振运动冲击载荷的动力学响应进行研究,确定振型-位移-速度的对应关系,然后对叶片摆振运动过程中的应力-应变-速度进行有限元数值分析,再依据连续介质力学原理建立摆振冲击载荷控制方程,明确摆振运动冲击导致裂缝的应变能释放率（G）和应力强度因子（K）的关系。最后通过对摆振和冲击实验中断裂参数（振型、位移、速度、载荷、起裂方式以及裂纹长度）的测量,验证了本文中摆振运动冲击对Ⅱ型裂缝层间断裂韧性的影响的研究结果,探讨了摆振运动冲击载荷对叶片表面层间断裂韧性影响的趋势。     

风力机翼型在复合运动下的动态失速数值分析

现代大型风力机在工作时叶片经历大变形与振动,将会对其周围的动态流场产生影响,从而导致气动力的改变。因此有必要深入研究风力机翼型在复合运动情况下的动态失速气动特性,以正确预测大型风力机运行时的载荷。该文应用计算流体力学方法,对S809翼型在不同运动形式下的动态失速特性进行了二维数值分析。首先对翼型在作俯仰运动下的轻失速和深失速情况分别结合S-A、SST k-ω和RSM三种湍流模型进行了动态失速数值模拟,结果表明S-A、SST k-ω和RSM三种湍流模型都能有效地计算出翼型的气动力。然后采用SST k-ω模型仿真了翼型在挥舞运动、俯仰摆振耦合运动下的动态失速气动特性,并与相同工况条件下翼型作俯仰运动时的气动特性进行了对比分析。发现翼型在挥舞运动下的动态失速虽然弱于俯仰运动,但其强度不容忽视;而翼型在作俯仰与摆振耦合运动时比单纯作俯仰运动时的失速程度更深。因此在风力机设计阶段为获得保守的气动载荷预测,有必要将叶片截面在挥舞与摆振方向的运动转换成等效攻角,叠加在主攻角上进行动态失速气动力计算。     

基于自由涡尾迹方法的大型风力机动态响应和尾迹研究

针对大型风力机,在当作柔性和刚性风力机时,可以通过气动和结构耦合动力学用来研究两者尾迹和载荷的区别。在设计和校核阶段,需要考虑风力机结构载荷影响的动态特性和气动性能变化。采用非定常自由涡尾迹方法计算尾迹形状和气动载荷。在考虑气动载荷、惯性载荷和重力载荷影响下,分析了叶片挥舞和摆振动态响应。采用模态法建立起风力机解耦动力学方程,并且进行数值求解该方程。结果表明:风力机考虑柔性变形后,对尾迹形状、动态响应和气动性能产生一定影响。这种柔性和刚体风力机的差异表明气动结构耦合效应对风力机的设计和性能计算具有重要意义。     

风力机叶片挥舞摆振气弹失稳分析

为避免风机叶片在强风作用下发生破坏,需对其采取停机保护措施。该文研究叶片处于非旋转状态时的挥舞摆振气弹失稳现象发生的条件。基于风力机叶片简化模型,采用迭代法求解叶片的自振频率及振型,建立了非旋转叶片挥舞摆振气弹效应响应的振型叠加法,该方法可以便捷地进行叶片多工况气动弹性响应分析。计算了在不同风速不同攻角条件下叶片的挥舞摆振气弹效应响应,得到了叶片挥舞摆振响应随风速和风攻角的变化规律以及不稳定风攻角的分布特征。结果表明:在某些风攻角下,风机叶片挥舞摆振失稳现象在风速较低的情况就有可能发生,其响应幅值与结构阻尼联系紧密。另外,挥舞摆振失稳会大大增加作用于叶片上的风荷载,并进一步造成叶片结构的损伤破坏。     

基于偏移量控制的MPC算法在预扭叶片振动控制中的应用

针对风力机叶片的不稳定振动,阐述基于偏移量控制的模型预测控制(MPC)算法在预扭叶片振动控制中的应用。结构模型是基于结构阻尼计算的2D预扭典型截面,基于通用2D挥舞/摆振模型进行挥舞角/摆振角的变换,纳入了不同预扭角度下的结构阻尼。气动力是基于拟合气动系数的"六级正弦和"模型。基于偏移量控制和给定目标值的MPC算法,研究基于时域响应的稳定性分析和振动控制方法。MPC控制算法基于状态空间描述,实现位移响应分析及控制信号展示,利用罚权值实现设定点跟踪和控制信号变换,并制约输出信号幅度,迫使其急速衰减。通过变化的结构阻尼、预测水平系数和不同的目标参数下的响应分析,并对比线性二次型控制结果,验证了MPC算法的鲁棒性。     

无轴承旋翼摆振模态阻尼识别技术研究及其应用

旋翼桨叶的一阶摆振后退型模态是影响直升机地面共振稳定性的主要模态。为了识别装机状态下桨叶一阶摆振模态阻尼,该研究发展了基于FFT分析的移动矩形窗法、基于Fourier级数的移动矩形窗法、基于希尔伯特变换法和基于Wavelet小波变换等四种方法的无轴承旋翼一阶摆振模态阻尼识别技术,针对试验中测得的信号出现的频率成分密集和信噪比差等情况在阻尼识别过程中增加了数字滤波器,数值仿真和基于装机试验数据的识别均表明,基于Fourier级数的移动矩形窗和基于Wavelet小波变换两种阻尼识别技术可有效分离无轴承旋翼摆振模态,数字滤波器可有效提高桨叶摆振阻尼识别精度。     

带轴向运动柔性梁附件航天器的刚-柔耦合动力学分析

针对当前航天器面向大型化、复杂化和精密化方向发展,为了提高航天器的使用寿命、运行精度和工作效率,考虑航天器主体和轴向运动柔性梁的刚-柔耦合作用是十分有必要的。基于Euler-Bernoulli梁理论以及刚-柔耦合建模方法,建立了航天器主体-轴向运动柔性梁刚-柔耦合系统的动力学模型。根据Hamilton原理推导出刚-柔耦合系统的动力学方程,采用分离变量法和振型叠加法求解耦合系统的动力学方程。利用四阶Runge-Kutta法进行数值计算。通过数值算例分析航天器主体半径、航天器主体面密度和柔性梁轴向速度对柔性梁横向振动以及对航天器姿态角的影响。