直升机驾驶舱异常振动分析

对某型直升机振动过大的原因进行了分析,通过频谱分析法找到引起直升机振动过大的特征频率,对特征频率进行分析和判断,通过试验验证最终确定引起直升机振动过大的原因:是由飞行控制系统介入引起的直升机强迫振荡问题。并进一步提出改进措施,最终使得直升机振动水平大大降低。     

直升机振动响应计算方法研究

在直升机研制阶段,预测全机振动响应是控制直升机振动水平的关键技术。本文建立了利用频响传递函数实测数据,对全机振动分析有限元模型进行修正的方法,机体的振动响应预测结果与实测结果具有很好的一致性,达到了较高的精度。通过研究,探索出了一套直升机结构振动响应模型修改和分析技术,为直升机振动响应预测提供了一种有效的分析手段,也为深入开展直升机振动响应预测研究奠定了基础。     

直升机结构响应主动控制技术工程化应用研究

在高速直升机上振动主动控制系统已经成为不可缺少的标准配置。对目前常见的几种直升机振动主动控制技术进行了介绍,并详细分析了基于结构响应主动控制技术的直升机振动主动控制系统工程化方案、关键部件及地面验证技术,为推进国内直升机振动主动控制技术的成熟应用提供了思路。     

直升机振动响应与重心的关系研究

阐述了重心不同对直升机的影响,通过对某型直升机的飞行试验数据进行分析研究,得出直升机在稳定平飞时旋翼基频的振动特性,进而研究直升机的振动响应随重心的变化规律。研究表明,直升机不同方向的振动响应受重心位置变化的影响不同,侧向振动响应随重心的变化主要受旋翼拉力变化的影响,垂向振动响应随重心的变化受旋翼桨叶在旋转过程中产生的升力不平衡影响较大。研究结果对直升机的重心包线设计具有参考价值,同时对后续直升机的振动试飞中振动测量位置的选择和试飞构型、状态的安排均有重要的指导意义。     

“黑鹰“直升机振动水平测试分析

本文介绍了"黑鹰"直升机飞行振动水平测试的目的、直升机状态和飞行状态,给出了"黑鹰"直升机振动水平测试的部分实测结果,对"黑鹰"直升机的振动水平进行了分析;对照ADS-27的要求,计算了振动影响指数、1次/转的振动、操纵机构(驾驶员和武器系统操纵员)的振动水平和仪表板的振动水平.进行了"黑鹰"直升机振动水平的ADS-27符合性分析,得出了分析结论.测试和分析的结果为先进振动规范的研究和编写提供了参考数据.     

机载旋翼振动诊断系统

所谓旋翼振动诊断就是通过机体振动和旋翼运动轨迹的分析,诊断引起直升机过度振动的原因,并提出调整或更换措施,以保证直升机正常飞行。旋翼振动诊断系统是直升机及其各系统完好性和状态监测的主要系统之一。 目前,旋翼振动诊断系统主要测量直升机机体的振动响应,完成响应的时、频域分析,对于由旋翼引起的1Ω振动,如超出要求,结合旋翼轨迹测量由计算机专家系统诊断引起振动的起因,提出调整和更换措施。对于其他频率的振动,如超出要求,记录响应测量及分析结果,为地面维护人员     

军用直升机振动与噪声控制技术

介绍了军用直升机振动与噪声的来源、传播途径及危害，重点论述了当前国内外军用直升机振动与噪声控制技术的原理及应用情况，对未来军用直升机振动与噪声控制技术的发展前景进行了展望。     

直升机振动水平控制技术途径探讨

直升机的振动水平,是衡量当代直升机先进程度最主要的因素之一。直升机振动水平控制是非常复杂的系统工程,需要系统的控制方法、流程和技术。本文将面向工程实际,结合直升机的研制流程,从技术途径方面进行探讨。     

超黄蜂直升机换装国产桨叶的动力学分析

本文介绍了超黄蜂直升机换装国产桨叶的动力学分析,给出了超黄蜂直升机装原型机桨叶和换装国产直8A 型机桨叶的飞行振动水平的实测结果,对超黄蜂直升机换装国产桨叶前、后的振动水平进行了对比分析;对照 ADS-27的要求,计算了振动影响指数、1次/转的振动水平和仪表板的振动水平,并进行了超黄蜂直升机换装国产桨叶前、后振动水平的 ADS-27符合性对比分析;本文还介绍了超黄蜂直升机装原型机桨叶和换装国产直8A 型机桨叶的“地面共振”计算结果,进行了“地面共振”对比分析。通过振动水平对比测量、分析和“地面共振”对比计算分析,对超黄蜂直升机换装国产直8A 型机主、尾桨叶的方案是否可行,得出了明确的动力学分析结论,为保证超黄蜂直升机换装国产桨叶的飞行安全提供了依据。     

直升机振动和噪声联合环境对人体的影响

在现有的国军标中,对乘员处有单独的振动和噪声标准。本文提出了振动和噪声联合环境对人体不适度的影响,并通过美国宇航局(NASA)不舒适指数进行衡量,可用这一标准作为新研制直升机振动和噪声环境评估的依据。在此基础上初步计算了某型直升机驾驶舱振动和噪声联合环境下的NASA不舒适性指数,计算结果表明,该型直升机的乘员不舒适百分比达到90%以上,说明了我国直升机在降振、减噪方面的设计有待提高。     

直升机动力传动系统扭转振动整体传递矩阵分析

研究了复杂多轴齿轮传动系统整体传递矩阵方法及在直升机动力传动系统扭转振动分析中的应用.首先说明了直升机传动系统传递矩阵方法力学模型,推导了传动系统中典型齿轮副啮合传递矩阵、并车级和行星级齿轮啮合传递矩阵,说明了这种具有多种齿轮副啮合的复杂多轴系统整体传递矩阵模型组集方法,最后用这种方法进行了典型直升机动力传动系统扭转振动特性分析,讨论了这种直升机动力系统振动特性的特点.      

直升机振动环境与机载设备振动环境试验若干问题的探讨

简要介绍了直升机振动环境的特点,结合国军标和国外有关标准,对标准执行过程中的一些问题和直升机机载设备振动环境试验的有关技术问题进行了分析讨论,并提出了一些建议。     

直升机着陆过程中动不稳定现象分析

通过分析某型直升机在尾起落架着地时出现的机体异常振动,建立了一种以直升机状态及操纵参数为基础,以时频分析为手段的地面动不稳定性方法。首先分析异常振动与正常振动的异同点,通过时频分析获得引起异常振动的现象特征。通过频率根源查找,最终找出引起异常振动的原因为机体的俯仰模态与旋翼摆振后退型耦合引起的一种动不稳定现象,并对引起该种现象的原因加以分析,给出改进措施,为今后的直升机动不稳定试飞技术提供参考。     

直升机波节梁结构特点与受力分析

本文对美国贝尔直升机公司在主减速器与机身的独特连接形式——波节梁(或叫节点梁)进行结构和受力分析,并通过两种同一型号直升机(贝尔212和贝尔214ST)振动对比试飞所获得的曲线,说明波节梁是一种降低直升机振动的有效措施。     

基于Model 2020的直升机旋翼锥体及动平衡技术研究

长期以来,对于直升机减振方面的研究一直是热点和难点.直升机的振源主要有旋翼系统、发动机和传动系统等,旋翼是影响直升机振动的主要因素之一.     

多片后缘小翼对直升机旋翼桨叶动态失速及桨毂振动载荷的控制

 减缓直升机后行桨叶动态失速发生、降低直升机桨毂振动载荷是提高直升机飞行速度、改进直升机飞行性能的重要途径。本文研究了直升机在高速高载情况下利用多片受控的桨叶后缘小翼对直升机的后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷同时进行控制的有效方法。建立了弹性桨叶和后缘刚性小翼的结构动力学模型。桨叶剖面气动载荷采用Leishman-Beddoes 二维非定常动态失速模型计算,后缘小翼剖面气动载荷采用Hariharan-Leishman二维亚声速非定常气动模型计算。采用伽辽金和数值积分相结合的方法求解旋翼系统的气弹响应。建立了有效的多片后缘小翼控制策略和控制方法,分析了3片后缘小翼的运动规律及对后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷的控制效果,结果表明利用多片小翼的运动是控制桨叶动态失速和桨毂振动载荷的有效方法。     

浅析直升机振动故障的排查

由于技术限制,振动至今仍是直升机的固有特征,因对飞行安全和乘员舒适度都有较大影响,必须时时关注。本文主要介绍了已定型并投入使用的直升机在修理、维护和使用过程中如何科学地检测振动,并在此基础上给出了振动故障的排查思路和改进建议。     

RAH-66环境振动合格性要求

电子、液压等部品的环境振动合格性试验是直升机研制中的一项重要要求。RAR-66是第一个按ADS-27标准研制的武装直升机,本文概要地介绍了RAH-66振动合格性方面的考虑。     

直升机不可逾越速度下降转弯试飞研究

从试飞安全的角度出发,对直升机不可逾越速度下降转弯试飞动作进行研究。首先,理论分析了直升机不可逾越速度下降转弯试飞过程中可能存在的风险点;其次,针对可能存在的风险点,以某型直升机试飞为例,在该机上完成相关飞行状态参数、振动参数,以及载荷参数传感器的加装和校准工作;同时在该科目试飞过程中,对直升机上关键的飞行状态参数、关键振动参数和关键载荷参数进行实时监控,保证了该型直升机不可逾越速度下降转弯试飞的安全,为后续直升机试飞安全进行技术积累。     

降低直升机振动水平的桨叶襟翼主动控制技术综述

本文首先回顾了降低直升机振动水平的几类方法。之后主要介绍了目前国际上正在进行的基于桨叶后缘襟翼主动控制技术降低直升机振动水平的研究情况,包括基本原理、理论建模的基本特点、试验结果以及对理论方法的验证情况。最后阐述了该振动控制方法的技术潜力。