柔性梁刚度对无轴承旋翼桨叶动态特性的影响

推导了桨叶的应变-位移关系,应用Hamiton原理建立了多路传力的无轴承旋翼桨叶运动的有限元方程,考虑了桨叶、柔性梁、扭矩套的位移协调条件和非线性变形耦合及摆振销的影响,并构造了一个新的15自由度梁单元,得到了旋翼桨叶固有频率求解的方程,重点研究了柔性梁刚度特性对旋翼桨叶固有频率的影响。数值结果表明:柔性梁剖面的模态刚度发生变化时,模态频率变化较小,高阶模态频率变化比低阶大,其它模态频率变化很小,耦合现象不明显。     

无轴承旋翼／减摆器的气动弹性力学研究

将无轴承旋翼的主桨叶、柔性梁和套管3个部分各自离散成若干梁单元,并将桨叶运动的物理坐标转换为挥舞、摆振、扭转方向的模态坐标,根据Hamilton原理建立旋翼气弹分析的动力学模型．采用Newton-Raphson迭代方法,用时间有限元法进行旋翼稳态响应的数值求解,并根据时域非线性黏弹减摆器模型,在直升机定常前飞条件下配平计算旋翼／黏弹减摆器耦合系统非线性气弹周期响应,然后基于Floquet理论进行稳定性分析,并讨论了桨叶载荷系数对旋翼稳定性的影响．结果表明：该减摆器模型能充分提高摆振阻尼,从而改善无轴承旋翼的稳定性．     

变转速倾转旋翼机多体系统气弹响应分析

基于多体动力学方法建立了考虑机翼/旋翼刚柔耦合的倾转旋翼机过渡状态气弹响应分析模型,通过引入倾转过程旋翼尾迹弯曲影响,修正了直升机旋翼常规动态入流模型.集成非定常动态入流方程与倾转过渡状态的多体动力学方程,建立了倾转旋翼机过渡状态下时域非定常耦合分析模型.以半展长弹性机翼全铰接式倾转旋翼机模型为例,分析了倾转旋翼机倾转过渡状态气弹响应时间历程.数值计算表明:建立的时域模型能够快速有效分析了倾转旋翼机过渡状态的气弹特性,能够捕捉变转速倾转旋翼机的机翼/旋翼间复杂的气弹耦合特性.     

转捩过程对旋翼悬停模拟的影响分析与研究

悬停状态是考察旋翼整体气动性能的重要状态之一。随着计算机技术及CFD技术的发展,基于“第一性原理”的数值模拟方法越来越多地被用于评估旋翼悬停性能。在使用基于RANS方程的数值模拟方法进行固定翼飞行器定常计算时,流动转捩现象对某些特定状态下流场及气动特性会产生巨大影响,因此在进行固定翼设计时要考虑流动转捩现象。然而转捩过程是否同样会影响旋翼非定常气动流场及气动特性,国内研究较少,因此有必要研究转捩过程对旋翼流场数值模拟的影响,为旋翼类飞行器的设计及评估提供参考。采用美国航空航天学会旋翼悬停工作组提出的PSP旋翼标模,利用结构化动态嵌套网格技术,在大拉力悬停和小拉力悬停状态下,分别进行全湍流模拟和转捩模拟计算并与试验结果进行了对比。对比结果显示,文中所采用的数值求解器对旋翼悬停效率的计算误差在5%之内。在考虑流动转捩后,由于桨叶表面存在层流区域,计算所得旋翼悬停效率高于全湍流假设下的预测值,而桨叶表面的层流区域与旋翼拉力大小有关。在流动转捩发生的区域,转捩过程会对桨叶截面压力分布以及桨叶展向扭矩分布产生明显影响,同时桨叶表面出现明显的流动分离现象。对于桨叶展向拉力分布和桨盘下方旋翼尾迹桨尖...     

复杂三维外形旋翼气弹稳定性分析

针对带有后掠、下反构型的复杂三维外形旋翼气弹稳定性问题进行分析。基于中等变形梁理论以及Hamilton原理，在桨叶运动学描述中引入节点转换矩阵在有限元总体阵组集中引入变形相容原则，建立面向复杂三维外形旋翼的结构动力学模型，并在算例验证的基础上针对复杂三维外形旋翼气弹稳定性问题展开参数影响分析。研究表明：桨尖后掠引起挥舞-扭转结构负耦合效应，造成一阶扭转模态频率和模态阻尼比降低，一阶扭转模态阻尼最大降低90%;桨尖下反引起摆振-扭转结构正耦合效应，造成二阶摆振模态频率降低，一阶扭转模态阻尼比最大降低62%,采用后掠带下反设计会大大降低扭转稳定性。     

共轴双旋翼悬停地面效应分析

共轴双旋翼直升机在近地悬停时存在复杂的旋翼/旋翼/地面干扰效应.为分析近地悬停时共轴双旋翼流场及拉力变化,发展一种共轴双旋翼悬停地面效应计算方法.首先,分别采用升力面法和面元法模拟桨叶和地面对流场的作用,使用三阶精度时间步进格式进行桨叶尾迹计算,并在尾迹迭代过程中引入"等体积"法修正尾迹.然后,运用模型得到共轴双旋翼无地效的诱导速度分布和单旋翼地面效应下的拉力增益并与试验结果对比,验证方法的合理性.最后,基于算例,分析了共轴双旋翼在地面效应悬停状态下的特性,包括尾迹及流场特点、诱导速度与拉力分布、旋翼间干扰和拉力增益.结果表明:悬停地面效应下共轴双旋翼的尾迹发生卷起并径向扩展,其桨盘平面的诱导速度由上旋翼、下旋翼和地面共同引起;分析也表明了悬停地面效应下共轴双旋翼桨盘平面诱导速度及桨叶拉力分布更均匀,在相同功率下,共轴双旋翼的地面效应拉力增益大于同实度单旋翼的拉力增益.     

直升机悬停状态下的振动计算

为降低直升机的共振危害,需要一种对直升机在空中悬停时振动特性快速计算方法.旋翼在离心力作用下,固有频率受应力刚化效应影响发生变化,同时存在旋翼桨叶/桨叶和旋翼/机身的耦合影响,动力学分析十分复杂,另一方面为提高计算效率,运动方程的低阶次、程式化成为迫切的需求.多体系统传递矩阵法(Transfer matrix method for multibody systems, MSTMM)同时解决了这两个问题.为准确快速计算悬停直升机固有频率,本研究基于MSTMM建立一种柔性四片旋翼与直升机机身耦合的动力学模型,推导出系统的动力学拓扑模型、总传递方程和特征方程.重点推导了空间旋转梁和旋转轴的传递矩阵,最终快速计算得出悬停直升机系统固有频率.研究表明:空间旋转梁MSTMM计算结果和ANSYS Workbench仿真结果对比,误差不超过2%,旋转轴MSTMM计算结果与参考文献结果基本一致;机尾固定的约束条件下,计算出36.651 9 rad/s转速下旋翼/机身耦合系统的前13阶固有频率,与ANSYS Workbench仿真结果一致,改为悬停无约束条件,计算得出悬停直升机系统前8阶固有频率,计算速度相较仿真速度提升了7.1倍,为直升机动力学分析提供一种新思路.     

非惯性系下旋转柔性叶片的动力学分析

旋转柔性叶片是汽轮机关键零部件,针对叶片振动损伤问题,考虑经历大范围运动的柔性叶片刚性运动与弹性变形运动之间的相互耦合,应用哈密顿原理建立了旋转柔性叶片非线性动力学控制方程.考虑旋转离心惯性力的影响以及轴向变形与横向变形之间的耦合,基于假设模态法对方程进行离散,研究了不同转速下梁端部位移的响应.研究结果表明,刚性旋转运动对柔性叶片端部位移的响应具有明显的影响,并且由于离心力的存在,出现了动力刚化现象,文中所用方法及数值仿真结果可用于研究旋转柔性叶片的振动失效问题.     

考虑弹流润滑效应的高速角接触球轴承刚度特性研究

高速角接触球轴承的刚度特性对航空发动机转子系统的动态特性有着重要影响。为获得油润滑条件下角接触球轴承刚度特性,需要考虑弹流润滑效应对轴承刚度的影响。基于Jones拟静力学模型,建立了考虑弹流润滑影响的耦合滚动体/套圈接触刚度和油膜刚度的滚动轴承刚度计算模型。应用滚动轴承刚度计算模型分析了弹流润滑效应对角接触球轴承刚度的影响规律。研究结果表明:与不考虑弹流润滑效应的情况相比,考虑弹流润滑效应的角接触球轴承刚度有较明显的降低;较之轴承轴向刚度,轴承径向刚度对弹流润滑效应更为敏感;在考虑弹流润滑效应的情况下,润滑油动力黏度和黏压系数的增大均使得轴承刚度减小,黏温系数的增大仅使得轴承径向刚度增大,但对轴向刚度几乎没有影响;随着转子转速的升高,弹流润滑效应对轴承径向刚度的影响愈加明显,但对轴向刚度的影响逐渐弱化;随着轴向载荷的增加,弹流润滑效应对轴承刚度的影响缓慢增大;随着径向载荷的增加,弹流润滑效应对轴向刚度的影响缓慢减小,而对径向刚度的影响则几乎保持不变。     

板簧式弹性金属车轮胎面弹片结构优化

针对现有板簧式弹性金属车轮容易产生应力集中或塑性变形现象,对胎面出现应力集中和大变形原因进行了分析。建立了常规拱形胎面、双边弧形胎面结构三维模型,运用有限元分析方法,对2种胎面在平压、胎面中部承压、胎面单侧承压3种工况下的变形和受力状态模拟,分析表明,胎面两端固定的连接方式会对胎面的受力情况产生影响,造成胎面局部刚度过大或承载能力不足的缺陷。根据仿真结果进一步优化,提出耦合弹性胎面结构,改变胎面两端固定约束,将胎面径向位移转移到轮毂轴向外扩,通过轴向位移实现径向位移的拓展。有限元模拟表明,在3种相同工况下,耦合弹性胎面结构可获得更大的径向变形,且胎面具备均匀刚度,变形连续,不产生应力集中区域。试制了耦合弹性金属车轮,并进行车轮承压试验,结果表明耦合弹性胎面结构可有效扩大车轮的径向位移能力,且胎面具备足够的刚度,验证了设计耦合弹性胎面结构的优势。     

高速高比压织构滑动轴承热弹流润滑分析

齿轮传动涡扇发动机(geared turbo fan engine,GTF)的星型齿轮传动系统使用滑动轴承作为支承。GTF滑动轴承在高速高比压工况下工作,油膜压力较大,导致轴承会发生弹性变形。考虑滑动轴承的弹性变形以及润滑油温黏效应等的影响,基于计算流体动力学方法建立了高速高比压织构滑动轴承的三维热弹流润滑分析模型,研究了考虑弹性变形影响的织构滑动轴承热流体润滑性能,并对比了织构滑动轴承和无织构滑动轴承的热弹流润滑性能。结果表明:考虑弹性变形的影响后,在相同大偏心率工况下织构滑动轴承的最大油膜压力、承载力和最大油膜温度均会明显降低,周向承载区域明显扩大,且温度和油膜压力在圆周方向上的变化也更加平缓;对比织构滑动轴承和无织构滑动轴承,两者的最大油膜压力、承载力、最大油膜温升和摩擦系数无明显差异,但油膜承载区的弹性变形有明显减小。     

直升机旋翼桨叶绕流的欧拉方程计算

描述了求解直升机旋翼悬停流场的数值方法。利用悬停流场的准定常特性,采用有限体积空间离散和龙格库塔时间步进格式,在桨叶固连旋转坐标系下直接求解以相对物理参数为变量的三维无粘可压欧拉方程,没有附加任何尾迹模型,其中,应用了多项加快收敛技术。计算了二叶模型旋翼在亚、超音速的流动,并与相应的国外实验数据作了对比,吻合良好。表明应用欧拉方程能够模拟多叶旋翼的悬停流场。     

衬层弹性变形对水润滑结构润滑性能的影响分析

以水润滑轴承为例,利用有限元耦合算法数值计算了水润滑结构的弹流润滑模型,从理论上分析了具有不同弹性模量值和厚度值的橡胶衬层弹性变形对水润滑结构水膜压力、水膜厚度和摩擦磨损特性的影响规律。研究表明:衬层弹性变形对水润滑结构的弹流润滑性能有着非常大的影响,其影响效果在弹性模量值和厚度值较大时更为明显;相同的工况下,随着衬层弹性模量值的减小,水润滑结构的轴向和周向水膜厚度皆升高,水膜压力降低,压力作用区域扩大,弹流润滑效果更好,从而减轻了结构的摩擦磨损;一定程度上,衬层弹性模量的降低和衬层厚度的增加在增强水润滑结构的弹流润滑效果上是等效的。     

大型刚-柔耦合动力学系统建模中柔性梁的非线性变形研究

在一次耦合模型变形模式的基础上,根据大型刚-柔耦合动力学系统中柔性梁的结构特点,从连续介质力学原理出发,在柔性梁的纵向变形中计及了变形的二次耦合项;在空间柔性梁的3个方向变形中均考虑了变形的相互耦合作用及轴向扭转效应,得出了描述柔性体变形的较为精确的几何非线性变形模式。从变形位移-应变关系出发,对一次耦合模型和文中模型的剪应变进行了分析,在相同的简化下,对平面柔性梁,采用文中模型得出的剪应变为零;对空间柔性梁,采用文中模型得出的剪应变值小于一次耦合模型,从而说明采用文中模型更有理由忽略剪切效应,符合细长梁的建模理论。     

弹性曲梁静态大变形数学模型及其数值解

基于Kirchhoff直法线假设，采用考虑轴线可伸长的几何非线性理论，建立了弹性曲梁在任意荷载（保守和非保守）作用大变形问题的控制方程，其中包含轴线弧长，位移，转角，内力等7个独立未知函数，通过引进变形后的孤长为未知函数后，问题的求解区间则固定不变，该模型不仅考虑了轴线可伸长，同时精确地考虑了轴线的初始曲率对变形的影响，反映了轴向变形与弯曲变形的相互耦合效应，作为应用，用打靶法具体计算了一端固定另一端自由，沿轴线作用均布切向随动载荷的半圆形曲梁的非线性平面弯曲问题，给出了随载荷参数大范围变化的平衡路径曲线及平衡构形。     

双稳态屈曲梁的非线性跳跃特性研究

基于广义变分原理,借助半纯函数公式解析地给出了预压屈曲梁双稳态跳跃过程中横向力与位移之间的非线性关系式．考虑轴向弹性伸缩对梁长约束的影响,利用假设屈曲模态法分析了跳跃临界力、轴向压力及屈曲模态之间的非线性耦合关系,并给出了双稳态梁发生二次分叉屈曲跳跃临界力与拱高的关系曲线,仿真计算与试验结果一致．     

液压旋翼飞行机械臂系统建模与控制方法

在旋翼飞行机器人上加装机械臂而得到一种新的飞行机器人系统,扩展了旋翼飞行机器人的应用范围。本研究将小型液压机械臂系统应用到已有的旋翼飞行机器人上,通过分析无人机与机械臂的运动耦合,得到悬停模式下液压旋翼飞行机械臂系统的整体动力学模型;用LQR控制器控制机械臂完成平面内摆动动作;将机械臂运动对机器人本体的影响作为扰动进行考虑,并采用鲁棒控制器来稳定旋翼飞行机器人悬停时的位姿。通过仿真验证了本文所述模型结构与控制策略的有效性。     

几何大变形三维梁单元的U．L列式

推出了几何大变形三维梁元的坐标转换矩阵,并且给出了大转角位移的计算公式。考虑空间梁的双向弯曲,同时考虑弯曲与轴向作用的相互耦合,在平截面和小应变的假定下,采用U．L描述,基于非线性增量有限元理论,导出了考虑位移高阶项影响的三维梁单元的切线刚度矩阵,给出了相应的有限元表达式和对应的计算方式,对空间梁元的非线性有限元程序的编制有十分重要的意义。     

空间钢框架修正精细塑性铰法理论研究

建立了考虑剪切变形及二阶效应影响的空间梁柱单元,可考虑截面的逐渐屈服,以及残余应力引起的分布塑性对单元刚度的影响.单元刚度矩阵包含了轴向、弯曲和扭转位移之间的耦合效应、弯扭屈曲以及结构变形过程中由于力矩空间转动引起的连带弯矩影响.采用C++编制了高等分析程序,通过几何、材料非线性算例证明了本文研究方法的精确度和有效性.     

基于悬停四旋翼位置姿态信息的风场估计方法研究

基于四旋翼飞行器悬停状态下的位置及姿态信息,提出了一种离线的风场估计方法。首先根据Dryden大气紊流模型建立了四旋翼飞行器所处的风场环境,并通过分析有风情况下旋翼升力的变化,得到旋翼升力与风场信息(风速、风向)的函数关系式;接着利用牛顿-欧拉方法推导出有风扰动下的四旋翼动力学方程,并进一步设计了用于保持飞行器悬停状态的PID控制器;最后,基于悬停状态下四旋翼飞行器的位置姿态信息,计算得到飞行器所处的风场环境信息。MATLAB仿真结果表明所提方法在有紊流干扰的情况下,能够有效地提取出风场环境里的主风信息。