无减摆器旋翼桨叶气弹稳定性分析

无减摆器旋翼具有桨毂结构简单、桨毂气动阻力小、桨毂维护简便等优点,但取消了桨毂减摆器后必须确保桨叶在摆振方向有足够的阻尼以保证桨叶的摆振稳定性。基于气弹耦合的方法是实现无减摆器旋翼桨叶摆振稳定性的一个有效方法。建立了无减摆器无铰式旋翼桨叶带有预锥角、下垂角、后掠角和预扭角等结构参数的非线性气弹动力学模型,利用伽辽金方法把桨叶偏微分运动方程简化为非线性常微分平衡方程和关于平衡位置的小扰动运动方程,分析了桨叶的气弹稳定性并进行了参数影响分析。数值结果表明,合理的桨叶结构参数和气弹耦合可确保无减摆器旋翼桨叶在摆振方向的气弹稳定性。     

直升机双线摆式吸振器的动特性研究

双线摆式吸振器是位于直升机旋翼旋转平面内用来吸收该平面内桨毂纵、横向激振力的动力吸振器，能随旋翼转速而调谐。本文以桨毂安装多个相同的双线摆构成双线摆式吸振器为研究对象，从阻抗角度导出了机身／旋翼／双线摆式吸振器耦合系统的时域与频域运动方程，可求得在旋翼旋转平面内桨毂中心与双线摆质量块对桨毂中心外激振力的响应，并在其基础上重点研究了旋翼旋转平面内桨毂中心纵、横向所受激振力及加速度阻抗、吸振器结构设计参数和调谐等对吸振器减振性能影响的规律。本文结论对这类吸振器的设计具有指导意义。     

旋翼结构参数及动力学参数对直升机操纵稳定性的影响研究

分析了直升机旋翼的预锥角，预掠角，桨叶根部的约束刚度和阻尼对直升机操纵性和稳定性的影响。旋翼的动力学模型采用有挥舞铰和摆振铰外伸量，桨叶根部在挥舞和摆振两个方向上都带有不弹性约束的形式；旋翼桨盘处的诱导速度分布采用自前向后直线增大的形式。分析结果表明：旋翼的预锥角和预掠角对直升机全朵的稳定性和操纵性的影响可以略去不计，而桨叶银部挥舞方向上的弹性约束刚度对直升机全机的操纵稳定性有较大影响，摆振方向上     

旋翼／机体耦合动稳定性计算与试验的对比

采用带外伸量及弹性约束的当量铰桨叶模型，考虑了旋翼挥／摆结构耦合及动力入流非定常气动力，建立了悬停状态旋翼／机体耦合动稳定性分析方法，适用于星形柔性及无铰式等旋翼系统。分析时挥舞、摆振、机体运动及动力以均以复数变量表示。通过各自由度之间相互作用分析，揭示了动不稳定的机理及动力入流均以复数变量表示。     

直升机旋翼/机身耦合系统气动/机械稳定性分析新方法(英文)

研究了前飞状态下直升机旋翼 /机身耦合系统的气动 /机械稳定性问题。根据柔性多体系统动力学理论 ,通过构造一种 2 4自由度的刚柔混合单元得到旋翼 /机身耦合系统的周期时变运动方程 ,建模中考虑了桨叶预锥、后掠、中等弹性变形以及直升机机身和传动轴的弹性影响 ,体现出铰接式桨叶绕挥舞、摆振和变距铰的整体刚性运动与桨叶中等弹性变形之间的动力学耦合作用 ,推导中对桨叶挥舞、摆振和变距转角幅值未加任何限制。根据 Floquet理论对稳态周期解的稳定性进行研究 ,采用 Newmark直接数值积分方法得到转移矩阵。对某新型直升机的气动 /机械稳定性进行了分析 ,结果发现对于给定的前飞状态是稳定的 ,但是随着传动轴弯曲和扭转刚度的降低出现不稳定现象。     

旋翼复合材料桨叶弹性剪裁减振研究

通过调整桨叶复合材料大梁的铺层角及其展向分布,提出了SA349直升机马赫数相似模型旋翼桨叶的3种挥舞弯曲-扭转弹性耦合方案并进行了弹性剪裁分析。在分析中采用19自由度弹性耦合中等变形梁单元模型,以SA349直升机飞行状态2的气动力作为桨叶预定气动载荷,计算并比较了不同耦合方案的桨根与桨毂振动载荷,验证了弹性剪裁在直升机减振设计中的有效性。     

采用综合气弹分析方法的旋翼非定常气动载荷计算

提出一种桨叶结构、气动和惯性耦合的旋翼系统综合分析方法，将桨叶绕挥舞、摆振及变距铰的刚性转角作为广义坐标，计入了桨叶整体运动和自身中等弹性变形之间的动力学耦合效应，桨叶弹性变量通过有限元法进行离散，翼型剖面气动力采用Leishman—Beddoes二维非定常和动态失速模型，由自由尾迹模型得出桨盘的非均匀入流，依据柔性多体系统动力学方法推早出桨叶前飞状态下的非线性周期时变动力学方程。对Newmark隐式数值积分方法进行改进，用于求解旋翼桨叶的响应。以法国SA349／2小羚羊直升机的试飞测试数据为依据，验证了方法的有效性。     

诱导速度分布和挥舞摆振耦合对旋翼力气动导数和直升机动稳定性的影响

本文研究了旋翼诱导速度的一阶谐波分布和挥舞摆振弹性耦合因素对旋翼力气动导数和动稳定性的影响。描述了根据王适存涡流理论诱导速度和环量封闭形式的特点所导出的诱导速度场,在无铰旋翼直升机稳定性中的应用。 本文以某典型直升机为例,说明了诱速分布和挥摆耦合对旋翼力气动导数和动稳定性的影响程度,绘制了旋翼力气动导数随μ的变化曲线。     

悬停气弹稳定的盒型梁桨叶动力学多目标优化

基于有限元法建立了盒型梁桨叶的挥舞/摆振气弹稳定性分析模型,提出了多目标、多约束条件下的灵敏度分析方法,采用Satisficing Trade-off Analysis算法,实现了盒型梁桨叶气弹稳定性条件下多约束、多目标优化.最后完成了模型旋翼桨叶的优化与对比验证.结果表明:在气弹稳定条件下,在自转惯量、振动固有频率等多约束条件下,实现桨叶质量减少11.3%,应力减少3.7%的多目标优化,优化性能良好.     

直升机模式下倾转旋翼机多体气弹动力稳定性分析

通过多体动力学方法建立了倾转旋翼机动力学分析模型。结合动力入流，研究了直升机模式下倾转旋翼机非线性非定常气弹耦合动力学特性。集成了非定常动态入流方程与倾转过渡状态的多体动力学方程，建立了倾转旋翼机时域非定常气弹耦合分析模型。以半展长弹性机翼全铰接式倾转旋翼机模型为例，在直升机模式下分析了桨叶摆振刚度及飞行速度对倾转旋翼机气弹稳定性的影响。数值计算表明：建立的多体动力学模型能够快速分析直升机模式下倾转旋翼机复杂的旋翼／机翼气弹耦合动力学特性。     

悬挂式跷跷板旋翼桨叶拉力载荷的一种工程算法

在一阶诱导速度分布,一阶周期变距,三阶挥舞运动的基本假定下,提出了一种悬挂式跷跷板旋翼桨叶挥舞面内拉力载荷的工程算法。为此,首先推导了含有悬挂高度和桨叶预锥角影响的这类桨叶的挥舞运动方程。并用“法方程法”及“共轭斜量法”求解了一种属于矛盾方程的挥舞运动系数方程组,取得一致结果。随后,导出了气动拉力载荷表达式。最后,以××无人驾驶直升机悬挂式跷跷板旋翼桨叶为算例,计算了拉力载荷并分析了悬挂高度和预锥角对挥舞运动系数的影响关系。     

基于弹簧系统网格变形方法的旋翼气弹耦合分析

在旋翼气动弹性耦合（CFD/CSD）分析中引入弹簧系统网格变形方法,建立了一套适合于旋翼气动载荷分析的CFD/CSD耦合方法。为了解决CFD/CSD耦合中关键的网格变形问题,旋翼桨叶贴体网格变形采用基于“ball-vertex” 弹簧系统的动态网格方法,通过添加冗余约束,避免了畸形网格单元的产生。旋翼流场计算采用基于Navier-Stokes(N-S)方程的CFD模块,对基于运动嵌套网格 的空间流场进行求解,湍流模型采用B-L模型。结构分析采用基于中等变形梁理论的CSD模块,基于Hamilton变分原理建立旋翼桨叶动力学方程。首先对振荡NACA0012翼型的流场进行了求解,验证了网格变形模块和CFD模块的有效性,然后采用UH-60A直升机旋翼作为算例对结构动力学模块进行数值验证。在此基础上,计算了UH-60A直升机旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动载荷,并与飞行测试数据进行了对比。计算结果表明,文中的弹簧系统网格变形方 法可以有效地用于旋翼CFD/CSD耦合计算分析,提高了旋翼气弹载荷的预测精度。     

后掠桨尖旋翼气弹响应及载荷分析

以动力学模型和气动模型相匹配为原则,建立了后掠桨尖旋翼的细致气弹模型。结构模型考虑了旋翼桨叶的偏置、预锥、预掠、预扭以及桨尖的后掠、下反等多种旋翼参数。气动模型计入了旋翼尾迹诱导的不均匀入流,分析了不同桨尖后掠角对旋翼气弹响应及桨毂载荷的影响。数值结果表明,桨尖后掠对扭转响应影响较大,对挥舞响应影响较小。适当的桨尖后掠有助于降低桨毂垂直振动载荷。配置例题的气弹模型有助于提高载荷预估精度。     

共轴高速直升机振动载荷计算分析模型

共轴高速直升机上下旋翼之间存在强烈的气动干扰现象,这对旋翼的气动特性影响较大。本文根据这一特点并考虑气弹耦合计算效率,利用单旋翼自由尾迹模型的尾迹几何和固定尾迹计算的初始诱导速度分布作为共轴双旋翼预定尾迹模型的初始迭代值。与Leishman-Beddoes非定常动态失速模型、Pitt-Peters动态入流模型、共轴直升机上下旋翼桨叶全本征动力学方程及弹性桨叶与变距轴承边界约束条件等计算模块相结合,建立了一种考虑上下旋翼之间气动干扰及耦合迭代的共轴双旋翼振动载荷计算模型。为验证本分析模型的计算精度,以西科斯基公司的验证机XH-59A为研究对象,与国外风洞试验结果进行了对比,两者吻合较好。     

悬停状态下旋翼模型桨叶气弹稳定性试验研究

详细介绍了旋翼桨叶气弹稳定性试验采用的试验模型，试验设备，试验状态和试验方法。重点论述了先进旋翼的结构形式，以及简单可靠的周期变矩激振方法。试验用液压作动简对自动倾斜器的不动环激振，共进行４６种状态结果，其结果符合要求，与理论分析结果有较好的一致性。该项试验的激振方法和数据采集处理技术可直接用于直升机型号研制中的旋翼气弹稳定性试验，为进一步发展我国旋翼气弹稳定性试验技术打下了良好的基础。     

旋翼挥舞运动特性和挥舞规律

旋翼挥舞运动对直升机飞行起着重要作用,是直升机稳定性和操纵性分析的难点,也是区别于固定翼飞机的关键点。由于直升机飞行中旋翼姿态是各种挥舞运动的综合体现,因此本文重点分析旋翼自然挥舞运动特性及其规律。     

独立桨叶变距对旋翼振动载荷影响规律分析

独立桨叶控制技术(Individual blade control,IBC)能够改善旋翼气动环境,降低桨毂振动载荷。本文采用Leishman-Beddoes动态失速模型和动态入流模型计算旋翼非定常气流下的气动响应;通过动力学软件ADAMS建立旋翼气弹动力学模型计算桨毂载荷;在周期变距基础上施加二阶和三阶谐波变距进行控制仿真,研究独立桨叶高阶谐波变距对桨毂载荷减振作用的规律。仿真结果表明,通过改变相应变距谐波的幅值和相位,能够使得振动水平大幅降低并达到最优。     

共轴式直升机地面共振非线性仿真

建立了共轴式直升机旋翼/机体耦合的非线性动力学模型。在不考虑桨叶减摆器和起落架非线性因素的前提下,通过求解某模型直升机不同转速时桨叶摆振和机体运动的时域响应,确定了该直升机发生地面共振的转速范围,并与特征值分析确定的共振转速范围进行了对比验证。最后,分别采用非线性动力学模型和线性化模型对不同转速时的上、下旋翼桨叶摆振和机体运动响应进行了动态仿真计算,发现：在稳定区内,系统 非线性因素的影响不大;在不稳定区,非线性系统与线性化系统的响应特性呈现显著差异,且非线性系统将出现极限环现象。     

直升机双叶旋翼／旋翼轴系统耦合动稳定性分析和试验

研究了直升机双叶旋翼桨叶摆振与旋翼轴弯曲的耦合振动，分析了系统三个模态固有频率随转速增长的变化趋势。着重研究了耦合各模态中存在着不稳定区的模态，并讨论了桨右质量、旋摆振方向刚度、旋翼轴弯曲刚度对此模态不稳定区的影响。利用实物在组合台架上进行了试验，测量了旋翼，旋翼轴及其支持系统的动应变，找出了旋翼谐波激振力作用下的共振点，从而验证了上述分析结果。本文还通过改变系统参数，检验了系统固有频率的变化情况     

直升机后掠桨尖旋翼气弹稳定性研究

通过建立具有后掠桨尖旋翼气弹稳定性的分析模型，研究后掠桨尖旋翼气弹的稳定性。结构模型考虑了旋翼桨叶的偏置、预锥、预掠、预扭以及桨尖的后掠等多种旋翼参数及非线性影响，分析了不同桨尖后掠角几何参数对旋翼气弹稳定性的影响。数值结果表明，桨尖后掠对旋转旋翼桨叶气弹稳定性影响较大，桨尖后掠使一阶扭转频率增加，同时使一阶摆振阻尼降低，后掠桨尖单元的非线性转换关系对气弹分析结果有影响，桨尖后掠角越大这种影响越显著。