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。     

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。     

减振沟在强夯施工时的减振效果研究

为研究减振沟在降低强夯振动效应上的影响因素,首先,用ANSYS/LS-DYNA有限元软件比较了有无减振沟时的地面峰值加速度分布,分析了不同距离、不同深度、不同宽度减振沟的减振效果。结果表明:减振沟可减小60%～80%的振动加速度,减振沟的减振效果随其深度增加而增加,而减振沟的宽度基本不影响减振效果。并通过对理论数据的拟合得出了求解减振沟减振效果的近似公式。然后,结合工程实例进行了现场测试,结果表明:强夯振动持时在0.2s至0.5 s之间,峰值加速度一般出现在前0.1 s内;径向水平加速度的幅值最大,竖向加速度次之,环向水平加速度相对较小;点夯引起的最大振动通常发生在对同一夯击点的第6下夯击时,而满夯引起的最大振动发生在对同一夯击点的第2下夯击时;减振沟的减振效果达50%～90%,与理论分析结果基本一致。     

一种新型的主动后缘附翼智能旋翼驱动器模型设计和试验研究

智能旋翼技术是降低直升机振动和噪声的一种有效手段，驱动方案是智能旋翼技术发展的关键问题所在，本文在已有的智能旋翼研究工作的基础上，在国内率先开展面向真实翼型的智能旋翼驱动器模型的设计、分析与试验研究，使智能旋翼研究进一步面向工程实际。     

基于卡箍优化布局的飞机液压管路减振分析

飞机液压管路振动过大是一个亟待解决的问题,考虑了主动消振方式较为复杂,难以在飞机液压系统实现,提出了基于系统特征阻抗,通过优化卡箍布局的被动消振方式。首先建立系统管道及各元件数学模型,利用传递矩阵法（Transfer Matrix Method, TMM）得到其频域特征阻抗变化规律。以激振源固有频率点的特征阻抗加权和为目标函数,利用粒子群优化算法（Particle Swarm Optimization, PSO）在一定范围内调整卡箍位置,使在激振源频率点的特征阻抗加权和降到最低。通过优化卡箍位置,系统特征阻抗加权和较优化前衰减28.13%,验证了其有效性,为飞机液压管路的优化布局提供了一定的理论依据。     

阻振质量复合托板减振效果试验研究

在双壳舷间结构声传递途径试验分析基础上,提出了阻振质量复合托板结构。通过典型双壳动力舱段振动及声辐射数值试验,分析了阻振质量截面参数、布置位置对刚性复合托板隔振性能的影响规律。通过开展大尺度舱段模型的振动特性试验,验证阻振质量复合托板的有效性。结果表明:阻振质量复合托板显著降低了舱段中高频的振动及声辐射,非耐压壳体20～4 000 Hz频段振动加速度级平均降低3 dB以上。     

基于疲劳寿命的旋翼气动弹性多目标优化研究

基于Hamilton原理基础上推导了旋翼桨叶有限元动力学模型和疲劳寿命计算模型。以动力学特性的固有频率,自转惯量为约束,以剖面特性参数的挥、摆、扭刚度及桨叶线性密度为设计变量,进行最小质量及最大疲劳寿命的多目标优化。采用满足溢出分析的优化算法（Satisficing Trade-off Analysis）。结果在满足各约束条件下,实现旋翼桨叶质量减少7.27％,疲劳寿命循环次数由3.98 108次到4.73 108次,寿命提高了18.7%,优化效果明显。     

具有在线训练功能的智能旋翼频域神经控制

直升机旋翼所处的复杂气动环境使它遭受复杂的振动，引起桨毂交变载荷，进而激起机体振动，智能旋翼是目前国际直升机界的一个研究热点，本文以减小桨毂交变载荷为控制目的，提出了在线训练神经模拟器的智能旋翼频域神经控制，进行了计算机仿真，表明提出的方法具有较好的稳定性和鲁棒性。     

结构减振设计的协同优化分析

建立一种适用于工程结构减振设计的协同优化模型。在学科级优化子模型中,分别使用了不同的目标函数;在系统级优化子模型中,以如何获得尽可能接近于子学科独立优化的最优解为目标函数。系统级目标函数消除了量纲和数量级的影响。该模型采用分布协同的双层结构,允许在每一级优化中使用不同的优化策略。以减速器和板梁柱混合结构为例,对其进行了单学科和多学科优化分析。实例结果表明,在结构减振设计时,采用协同优化模型进行优化设计,不仅可以有效的降低结构动力特性参数,而且优化后结构的综合性能更佳,说明该模型能应用于实际工程结构的减振设计。     

耗能减振层对某超高层结构的减振控制研究

本文以某288m超高层框架－核心筒结构的减振控制为研究对象,针对该工程的自身特点提出了设置非线性粘滞阻尼器、铅粘弹性阻尼器耗能减振层的六种控制方案。在10年一遇风振作用下,利用改进的自回归AR模型模拟了结构Y方向的脉动风荷载时程,并对该结构进行了不同控制方案下的风振控制研究,同时针对该结构进行了7度小震和中震作用下的阻尼减震控制研究。对比分析了不同控制方案下耗能减振层对结构地震与风振作用的减振效果,结果表明本文提出的六种控制方案不仅能有效抑制结构的风致振动,显著改善结构的风振舒适度,对结构顶层峰值加速度响应的最大降幅达40％,而且还能提高结构在地震作用下的可靠性,进一步证明了耗能减振层对于超高层结构抗风与抗震的有效性和可行性,提出了风振与地震作用下设置耗能减振层超高层结构的分析与设计建议。     

Robust design of multiple trailing edge flaps for helicopter vibration reduction: A multi-objective bat algorithm approach

The objective of this study is to determine an optimal trailing edge flap configuration and flap location to achieve minimum hub vibration levels and flap actuation power simultaneously. An aeroelastic analysis of a soft in-plane four-bladed rotor is performed in conjunction with optimal control. A second-order polynomial response surface based on an orthogonal array (OA) with 3-level design describes both the objectives adequately. Two new orthogonal arrays called MGB2P-OA and MGB4P-OA are proposed to generate nonlinear response surfaces with all interaction terms for two and four parameters, respectively. A multi-objective bat algorithm (MOBA) approach is used to obtain the optimal design point for the mutually conflicting objectives. MOBA is a recently developed nature-inspired metaheuristic optimization algorithm that is based on the echolocation behaviour of bats. It is found that MOBA inspired Pareto optimal trailing edge flap design reduces vibration levels by 73% and flap actuation power by 27% in comparison with the baseline design.     

智能弹簧装置减振性能的影响因素分析

建立了基于智能弹簧的某旋转机械主动减振力学模型和振动控制状态方程。利用数值仿真的方法,分析了压电陶瓷器作动器的作动力、智能弹簧结构参数和滑动摩擦力速度影响系数对智能弹簧装置减振性能的影响。结果表明,随着作动力的增大,系统振幅减小,减振性能增强。智能弹簧有阻尼控制和刚度控制两种控制方式。刚度控制对旋转机械恒转速运行和过临界转速时均有很好的减振效果,阻尼控制仅在过临界时才表现出其优良性能,然而对控制电压的要求更低;智能弹簧结构参数对减振性能影响明显,应根据具体的应用场合,合理选用智能弹簧结构参数;系统的相对速度越大,滑动摩擦力速度影响系数的取值越大,对减振性能的影响越明显。     

基于翼尖支撑和螺旋桨独立支撑的螺旋桨滑流影响实验研究

针对倾转旋翼机,开展了悬停状态气动干扰风洞试验和数值模拟研究。试验中,测量了悬停状态下的旋翼升力、扭矩以及半模机翼的气动力。同时,采用运动嵌套网格方法,通过求解N-S方程对机翼倾角0°和90°两种状态进行数值模拟,开展了数值模拟与风洞试验的相关性分析研究,验证了该数值模拟方法的有效性。结果表明：不考虑机身气动力时,孤立旋翼、机翼攻角0°和机翼攻角90°三种状态下旋翼气动特性差异不明显;考虑机身气动力时,机翼攻角0°时,机身产生约18.2%向下载荷,单片桨叶和机身出现强烈非定常气动特性,其中桨叶升力系数动态值与平均值比为9.8%,机身升力系数动态值与平均值比为18.38%。

     

Integration of active vibration control methods with finite element models of smart laminated composite structures

Vibration control problems can be directly and systematically solved in a single analysis stage using commercial finite element programs. Integration of control methods into the finite element solutions (ICFES) can be achieved in ANSYS. In this work, first, the direct velocity feedback (DVF) control is tested on a 3-DOF mechanical system under a step input. The simulation results obtained by the ICFES are compared with the analytical results obtained by the Laplace transform method. Then, active control of free and forced vibrations in a smart laminated composite structure (SLCS) with two different lay-ups is studied numerically and experimentally. The SLCS consists of a symmetric laminated glass–epoxy composite beam with [0/90]_s and [45/−45]_s lay-ups and a piezoelectric actuator. For the vibration suppression, the DVF control tested on a mechanical system is applied to the SLCS. In addition, displacement feedback (DF) control is studied. Experiments are conducted to verify the natural frequencies and the closed loop time responses. Analytical results for the mechanical system and experimental results for the SLCS match well to the corresponding results obtained using the ICFES technique.     

基于欧拉—拉格朗日方法的复合材料机翼前缘鸟撞模拟

复合材料大面积用于飞机结构后,其鸟撞问题变得更加突出。利用大型通用有限元程序ABAQUS,采用耦合欧拉—拉格朗日方法（CEL）对某型无人机复合材料机翼前缘的鸟撞问题进行模拟,研究了鸟体速度、密度和蒙皮铺层形式等对鸟撞动响应的影响,计算了机翼前缘填充泡沫后的鸟撞损伤,对复合材料蒙皮的鸟撞破坏机理进行了分析,所得结果对工程设计具有参考意义。     

大展弦比机翼气动颤振的有限元分析

摘要：在Theodorsen二元气动力的基础上,建立非定常气动力时域内积分形式的表达式或者等价的频域表达式,利用粘弹性结构振动分析中对积分方程的等价变换将其写成与结构动力学方程一致的二阶常微分方程,将气动力的影响作为对结构有限元模型质量阵、刚度阵和阻尼阵的补充,保留了结构原有的所有动力学特性,并且能够直接用计算结构动力学的通用有限元软件进行空气-结构耦合的整体动力学分析,适合应用于具有复杂结构的气弹问题。气动力模型的建立可以利用各种试验及数值方法得到的气动力数据,适用性强。算例给出了大展弦比机翼的颤振边界计算结果。     

多跨转子系统流体引发自激振动稳定性分析

以实际压缩机组多跨转子系统为研究对象,针对由间隙气流激振力引起的失稳问题,进行Alford力作用下多跨转子系统的动力学及稳定性分析。针对该类模型自由度多的特点,采用固定界面模态综合法降维措施与Newmark-β法相结合,提高了求解效率。研究交叉刚度、工作转速等对转子涡动的影响,以及多跨转子系统中Alford力的传递作用;通过以时间历程曲线为稳定性判据,进行不同交叉刚度、阻尼、刚度系数下的稳定性分析。结果表明,交叉刚度的增大会加重转子涡动,降低系统的稳定性;系统阻尼和刚度的增大可提高稳定性;失稳交叉刚度与支承的交叉刚度存在一定关系,当其大于支承最小交叉刚度且接近支承最大交叉刚度时,系统容易失稳。     

盘式分布拉杆转子系统扭转振动非线性动力学特性分析

随着燃气轮机技术的发展,盘式分布拉杆转子系统在燃气轮机等动力机械中得到广泛应用。主要研究盘式分布拉杆转子扭转振动的非线性动力学特性,通过考虑叶盘接触效应和拉杆等效简化,建立一个新的系统扭转振动方程。利用多尺度方法求解动力学方程解析解,并获得拉杆转子系统扭转振动幅频方程和解析曲线,根据奇异性理论获得系统转迁集,并利用动力学系统的扰动方程零解稳定性研究原系统的周期解的稳定特性,并发现系统动力学参数对其影响规律,并根据新模型建立实际结构参数与非线性动力学参数的联系,给出系统稳定性边界条件。分析结果对燃气轮机转子系统动力学设计具有一定的指导意义。     

多自由度裂纹转子系统非线性动力学特性分析

大型旋转机械转轴裂纹具有复杂的高维非线性特征, 由此产生的机械故障时有发生。本文根据某航空发动机低压转子系统,利用拉格朗日原理建立了具有26个自由度的含有裂纹故障的高维非线性动力学模型。引进改进的POD方法成功将该系统降为具有两个自由度含有特征的低维非线性系统。数值模拟结果显示降维系统具有与原系统一致的非线性动力学特征,表明本方法对解决高维非线性问题具有较好的有效性。此外,本文还利用C-L方法对其进行分岔分析,讨论了系统参数与系统动态行为之间的关系,得到了裂纹转子各种不同分岔模式,得到了裂纹二分之一亚谐共振条件下的非线性动力学特性, 准确反映了裂纹转子的动力学特征。     

Fundamental solutions for half plane with an oblique edge crack

An elastic half plane with an oblique edge crack is considered in this paper. A pair of concentrated forces or point dislocations is assumed to act at an arbitrary point in the half plane. The half plane with an edge crack is first mapped into a unit circle by a rational mapping function so that the following analysis can be carried out on the mapped plane analytically. Then the complex stress functions are derived by separating the whole problem into two parts; one is the principal part corresponding to the infinite plane acted on by concentrated forces or dislocations, the other is the holomorphic part, which can be determined by making use of the property of regularity of complex stress functions. The stress intensity factors of the crack can be calculated with different inclined angles of the crack, and the displacement and stress components at an arbitrary position in the half plane can be expressed explicitly.