动静轴结构旋翼轴载荷分离仿真分析与试验研究

动静轴结构旋翼轴是一种具有抗弹击能力的新型直升机旋翼轴构型,拟对自主设计的鼓形花键动静轴结构旋翼轴和柔性联轴节动静轴结构旋翼轴进行载荷分离特性研究。利用有限元软件对这2种动静轴结构旋翼轴的载荷分离系数进行仿真分析,并开展多通道加载试验加以验证。结果表明采用7 mm壁厚静轴时动静轴结构旋翼轴的载荷分离系数相比采用4 mm壁厚静轴时明显提高;柔性联轴节动静轴结构旋翼轴的综合载荷分离系数为77.37%,略高于鼓形花键动静轴结构旋翼轴的76.33%。研究结果可为直升机动静轴结构旋翼轴的设计提供指导。     

直升机旋翼轴载荷测量试飞研究

为实测及研究飞行状态下的直升机旋翼轴弯矩、扭矩及拉力,提出一种旋翼轴飞行载荷测量方法。首先对旋翼轴应变电桥的布局进行分析,解决弯矩、扭矩及拉力应变电桥耦合的问题;然后通过载荷地面标定试验及飞行试验,动态同步实测不同飞行状态下的旋翼轴载荷,并对飞行数据的有效性进行验证;最后根据实测的试飞数据,对旋翼轴受载严重的试飞科目平飞、斜坡着陆、俯冲拉起进行分析。结果表明:旋翼轴拉弯扭应变电桥的解耦方案可行,旋翼轴飞行载荷测量方法可靠,实测数据准确,旋翼轴载荷的分析可为旋翼轴载荷谱的编制、结构改型及寿命评估提供依据。     

直升机旋翼锥体和动平衡测量仪校准方法研究

直升机旋翼锥体及动平衡测量系统是直升机专用测试设备。本文介绍了自行研制的这种设备的校准装置原理和校准方法。     

直升机地面开车过程旋翼/机体/起落架耦合气弹动力学分析

基于多体动力学的方法,考虑直升机地面开车过程旋翼转速变化引起的惯性力及气动力变化的影响,建立旋翼起动过程,旋翼/机体/起落架非线性耦合气弹动力学模型,模拟分析直升机地面开车过程的瞬态响应,用于直升机地面开车过程的工程仿真研究。所建立的分析模型可以模拟旋翼起动过程中,由于旋翼气动力增加导致的机体重心提升及起落架的伸长;可以分析直升机机体姿态及桨叶瞬态响应。以旋翼起动过程中可能出现的桨叶摆振铰失效为例,检验模型模拟旋翼起动过程中各种突发情况的能力。数值分析结果表明,所建立模型可对直升机地面开车过程进行贴近真实的各种动态仿真,丰富了设计研究手段。     

直升机主旋翼扭矩测量原理研究

为提高直升机主旋翼轴扭矩的测量精度,首先结合理论分析对现有测量方法得到的旋翼轴扭矩结果进行评价,发现测量结果偏大;其次针对误差偏大的问题,采用有限元仿真,模拟侧向弯矩受力情况下扭矩电桥的输出结果,确定俯仰、滚转侧向力矩是造成旋翼轴扭矩测量结果偏大的主要原因;最后进一步分析仿真结果,提出一种新的主旋翼扭矩测量电桥方法,并通过地面试验验证新方法的正确性。新方法可消除侧向弯矩对电桥的耦合影响,是一种更为精确的主旋翼轴扭矩测量方法,可用于后续型号当中。     

一种直升机驾驶舱振动水平减振实践

某型直升机在试飞过程中,驾驶舱的振动在某一过渡速度区域,存在振动水平过大的问题。为定位并解决该问题,首先对直升机振动传递的一般规律进行分析;其次,对该型直升机驾驶舱、旋翼、主减等振动传递路径上的实测振动及载荷参数进行分析,明确造成驾驶舱振动水平过大的旋翼谐波激振力频率为旋翼转速频率的5倍;针对该谐波频率,提出在旋翼挥舞方向增加吸振摆锤的方案,并在型号试飞中实践,最终实现预期的驾驶舱振动水平减振的目的,主桨叶根部挥舞弯矩振动幅值最大减少65%。该方法解决该型号过渡速度区域驾驶舱振动水平过大的问题,也为后续直升机型号飞行试验阶段的振动排振和减振积累宝贵的经验。     

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...     

含不同桨尖的无轴承旋翼直升机气动机械稳定性

直升机旋翼桨尖形状可以有效提高旋翼气动性能,但可能会降低旋翼气弹稳定性。这方面的研究包括不同桨尖形状的旋翼气动性能、孤立旋翼气弹稳定性、无铰式旋翼直升机气动机械稳定性。不同桨尖形状的无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性研究还未见到报道。研究了含不同桨尖无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性,基于哈密顿原理和中等变形梁理论,并通过桨尖形状引起的非线性位移协调条件,建立了含不同桨尖形状的无轴承旋翼/机体耦合系统的气动机械动力学模型。计算的ITR无轴承旋翼直升机地面共振和空中共振的稳定性与实验结果一致,证明了建立的气动机械动力学模型的准确性。计算了桨尖前掠、后掠、上反、下反、尖削和形状组合对无轴承旋翼直升机地面共振和空中共振稳定性的影响,计算结果表明,桨尖形状能有效改变无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性。     

直升机旋翼噪声研究概述

直升机旋翼噪声是直升机工业发展面l临的重大问题之一，因其问题复杂，涉及的学科多，一直吸引众多研究者的注意。本文对直升机旋翼噪声的研究进行概述，介绍了旋翼空气动力学的发展，旋翼噪声的理论与试验研究，降低旋翼噪声的方法和智能旋翼研究。最后对未来旋翼噪声研究做出了展望。     

基于拓扑优化的直升机旋翼桨叶剖面设计

提出了一种基于拓扑优化的直升机旋翼桨叶剖面设计方法。采用了有限元方法计算直升机旋翼桨叶剖面刚度特性, 截面考虑了剪切和翘曲变形, 并消除了翘曲位移和刚体位移之间的耦合作用。基于SIMP拓扑优化算法, 以旋翼桨叶平均柔度或者剖面刚度为设计目标, 桨叶重量为约束函数, 建立了旋翼桨叶拓扑优化模型。提出的敏度求解算法具有较高的计算精度, 采用序列线性规划算法对旋翼桨叶剖面进行优化设计。结果表明在展长较小并且承受均布升力载荷情况下, Ⅱ型截面梁的柔度最小, 而当展长增大时, 工字梁截面具有最小的柔度。此外, 旋翼桨叶外载荷等对优化结果也有较大的影响。提出的拓扑优化方法适合于概念设计阶段的直升机旋翼桨叶剖面设计。     

Terminal ballistic effect on the crack growth assessment of a helicopter rotor drive

An experimental impact test of a 7.62 NATO projectile perforating a helicopter tail rotor shaft is briefly presented. With the aim to reproduce the operational worst case, the damage occurs during the flight, the impacted specimen is subsequently tested with a multiaxial testing machine. This procedure allows the evaluation of the capability of the shaft to withstand a recovery mission, which is simulated by applying a torsional fatigue spectrum to the shaft. The nucleation and propagation of fatigue cracks have been monitored during the test.Finite element analyses have been carried out to simulate both impact and crack propagation. The state of stress is multiaxial: it is induced by torque, residual stress field and shape of the damage. Mixed mode propagation has hence been considered by means of an equivalent SIF. Numerical results are in agreement with experimental data.     

Determination of the fatigue life of a helicopter tail rotor transmission subjected to ballistic damage

The aim of this work is to develop a methodology for the evaluation of the ballistic requirements of a helicopter component. The situation studied in the work refers to the possibility of a damaged helicopter performing an emergency manoeuvre and a 30-min return flight after the impact of a 7.62 NATO projectile on a shaft of the tail rotor transmission. The paper describes the finite element methodology adopted to simulate the impact of the projectile on the shaft, and outlines the hypotheses on which this methodology is based. The numerical simulation of the propagation of the crack originating from the damage caused by the impact is also described. It is thus possible to determine the time required to reach failure of the shaft. The effect of the residual stresses on the residual life of the shaft is studied in detail.     

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。     

直升机传动系统扭转振动的分析

为了获得直升机传动系统扭转振动的特性,对直升机传动系统的扭转振动进行了计算和分析.在简化传动系统结构的基础上,将直升机传动系统划分为若干个轴段和圆盘的子系统,根据振型叠加原理,得到了直升机传动系统扭转振动的解,分析了传动系统的扭转频响函数.结果表明:传动系统扭转频响函数幅值的峰值出现在低阶固有频率附近;不同频率激振源的部件引起传动系统同阶扭转共振时,发动机的转速不等,发动机到激振源部件的传动比大,发动机的转速高;在同阶扭转共振中,桨叶引起传动系统扭转共振时,发动机的转速最高.     

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。     

Optimisation of hybrid high-modulus/high-strength carbon fibre reinforced plastic composite drive shafts

This study deals with the optimisation of hybrid composite drive shafts operating at subcritical or supercritical speeds, using a genetic algorithm. A formulation for the flexural vibrations of a composite drive shaft mounted on viscoelastic supports including shear effects is developed. In particular, an analytic stability criterion is developed to ensure the integrity of the system in the supercritical regime. Then it is shown that the torsional strength can be computed with the maximum stress criterion. A shell method is developed for computing drive shaft torsional buckling. The optimisation of a helicopter tail rotor driveline is then performed. In particular, original hybrid shafts consisting of high-modulus and high-strength carbon fibre reinforced epoxy plies were studied. The solutions obtained using the method presented here made it possible to greatly decrease the number of shafts and the weight of the driveline under subcritical conditions, and even more under supercritical conditions. This study yielded some general rules for designing an optimum composite shaft without any need for optimisation algorithms.     

不平衡转子涡动对鼓筒振动特性影响

针对叶轮机械中鼓盘式转子,考虑转子涡动与鼓筒振动间耦合作用,建立轮盘-鼓筒-转轴系统动力学模型,分析不平衡转子涡动对鼓筒振动特性影响。结果表明,不平衡转子涡动仅与环向波数为1的鼓筒弹性振动模态耦合;转轴支撑刚度为线性时,转子稳态运动轴心轨迹为圆形,不平衡转子涡动不直接引发鼓筒稳态弹性振动;转轴为非线性支撑时,转子稳态运动轴心轨迹变复杂,不平衡转子涡动会引起鼓筒小幅稳态振动。     

遥控平衡头的单盘转子自动平衡实验研究

介绍了一种新型电动平衡头。所设计的平衡头是一个独立部件，采用滚动式小车配重和红外线遥控工作方式。给出了等效平衡矢量与配重小车相位角的关系式。在试验台上作了单盘转子振动控制和自动平衡实验，振动幅值降到了初始值８％以下，证明了平衡头的工程实用性。