基于飞行测量的弹性轴承试验载荷谱修正和寿命评估方法

球柔性旋翼系统在我国自主设计的直升机上获得了广泛的应用，弹性轴承在其中承担着重要角色，它提供了旋翼旋转过程中桨叶的挥舞、摆振和扭转运动，传递了旋转产生的离心力、挥舞方向的升力和摆振方向扭矩产生的切向力。文章讨论了不同设计阶段弹性轴承载荷谱的获得，基于飞行载荷测量的弹性轴承载荷谱修正，不同载荷谱对弹性轴承损伤影响的等效分析方法和弹性轴承寿命评估。     

自动倾斜器摆动液压缸运动解析与验证

航空用自动倾斜器球铰轴承安装于直升机旋翼系统,可实现摆动和滑动.本文根据球铰轴承的特点,对球铰轴承的运动进行了拆分、组合,求取了纯滑动、纯摆动和组合运动下各液压缸运动的解析解,为球铰类轴承的使用维护提供理论支撑.     

球柔性桨毂直升机气动/机械稳定性分析

本文应用有限元法和模态综合技术建立了直升机气动/机械稳定性分析模型,详细讨论了球柔性桨毂旋翼结构和气动耦合对动力系统稳定性特性的影响,分析了导致稳定性特性改变的一些重要参数。     

基于多体动力学的旋翼模型与气弹稳定性

针对无轴承等先进旋翼结构特点,建立了基于柔性多体系统动力学方法的旋翼气弹分析模型.旋翼各构件建模相互独立,便于组成不同构型旋翼,适合于新构型旋翼气弹分析.分析模型集成了适合于旋翼气弹分析的隐式大变形桨叶模型,构件动力学方程增加了铰链动力学方程,统一约束方程形式,改进了角运动约束方程,避免连续旋转引起的奇点问题.应用分析模型计算无铰式旋翼和无轴承旋翼的气弹稳定性,分析结构参数对旋翼气弹稳定性的影响.分析结果表明模型能准确计算结构弹性变形的耦合及非线性,提高旋翼气弹稳定性分析精度.      

直升机旋翼轴弯矩特征及应用

针对球柔性桨毂构型的直升机,分析了各支臂mΩ挥舞力动载、挥舞力静载不平衡量和摆振力动载、离心力动载、离心力静载不平衡量产生的旋翼轴弯矩的幅值、频率、相位和分布规律。对某直升机制定了飞行载荷测量方案,获取了测量数据,分析了旋翼轴弯矩的特征,建立了有效性判据,判别了无效数据,编制了实测载荷谱。某直升机的分析结果表明：在旋翼坐标系下旋翼轴动弯矩远大于静弯矩,旋翼各支臂挥舞力静载不平衡量和和离心力静载不平衡量较小;旋翼轴弯矩以1Ω载荷为主,主要由旋翼各支臂1Ω的挥舞力、摆振力和离心力产生;合成弯矩呈大小相等的旋转弯矩特征,沿旋翼轴不同周向位置的弯矩幅值相近,相位差与周向的夹角相同。     

垂直着陆中直升机旋翼动力学行为研究

提出了直升机垂直着陆撞击激起旋翼扰动的动力学模型,为预估粗暴着陆时起落架载荷和旋翼液压阻尼器轴向速度幅值给出了一种数值模拟方法。以弹性轴承旋翼直升机为例,对垂直着陆时直升机机体、起落架、旋翼桨叶及阻尼器的动力响应进行了数值模拟,分析了着陆撞击引起机体和旋翼扰动的力学机理,可知在起落架触地后的第1个振荡周期中,各片桨叶将经历其不同的摆振幅值,并激起旋翼摆振后退型响应。着陆撞击引起桨叶的大扰动,将冲开阻尼器的定压安全活门,严重降低其等效阻尼。随机着陆时,起落架触地速度及过载系数、旋翼挥舞及摆振幅度和阻尼器速度峰值等动态参数由于着陆时机体的姿态角及角速度不同呈现很大的分散性,其分散性与着陆高度有关。     

橡胶球面弹性轴承的有限元分析

本文根据应变能函数表示的超弹性不可压缩本构方程,及非线性几何关系,给出了柱坐标系下橡胶构件有限元分析的公式。对直升机旋翼桨毂橡胶球面弹性轴承这种橡胶-金属叠层轴对称结构,在对称及非对称载荷作用下的大应变大变形问题进行了分析计算。并通过了试验的验证,计算与试验结果吻合良好。     

预摘轻型双发王冠的EC155

近十年来,欧直公司研究开发了几项重要的直升机技术,加以应用后研制出几种独特的新型直升机。有装球柔性主桨和尾桨桨毂的MK2超“美洲豹”;装无轴承全复合材料主桨的EC135轻型直升机,它研制的涵道式尾桨噪音低,传动系统结构紧凑;最近研制的是由3片桨叶组成的以球柔性主桨系统和低噪音涵道尾桨为特点的EC120直升机。     

球柔性旋翼的动力学特性设计与试验评估

本文介绍了球柔性旋翼的动力学设计思想与设计程序、动力学特性设计要求、设计分析、旋翼塔试验与相关性分析和飞行试验评估和改进设计,通过上述的设计与试验评估,球柔性旋翼的动力学特性满足了技术要求,实现了动力学特性的合理配置。     

考虑耦合变形的无轴承旋翼气弹稳定性分析

无轴承旋翼存在强烈的非线性扭转-弯曲耦合变形。推导了桨叶的非线性应变-位移关系,应用Hamilton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,气动力模型采用二维准定常片条理论,考虑了耦合变形对桨叶轴向弹性位移的影响,并构造了一个新的15自由度梁单元,分析了悬停状态下的无轴承旋翼气弹稳定性。数值结果表明：考虑耦合变形对轴向弹性位移的影响可以提高悬停状态下的无轴承旋翼气弹稳定性分析的精度。     

直升机旋翼多层层压黏弹阻尼器多参数动力学建模与分析

针对基于柔性多体系统动力学的直升机旋翼系统动力学建模方法的要求,结合嵌入式多层层压黏弹阻尼器结构特点,建立了基于内变量理论的嵌入式多层层压黏弹阻尼器时域模型.通过引入多层内变量场,改善模型在较宽应变幅值范围和激振频率范围内计算阻尼器动特性及双频激振下动特性的能力.在阻尼器建模过程中考虑了嵌入式多层层压黏弹阻尼器中金属隔片的影响,引入温度传递函数考虑了阻尼器在工作过程中温度上升对黏弹材料的影响,提高了阻尼器模型的精度.通过计算分析与实验结果相比较,验证了阻尼器模型在不同应变幅值、激振频率以及双频激振下的有效性,为直升机旋翼气弹分析计算提供了一种嵌入式多层层压黏弹阻尼器模型.      

粘弹减摆器几何耦合模型及对直升机悬停空中共振的影响.

针对具有几何耦合的非线性粘弹减摆器，在旋转坐标系下建立了其在平衡位置附近的小扰动微分方程，然后通过多桨叶坐标转换的方法将方程变换到不转坐标系中，并与直升机悬停时的线化小扰动方程结合起来进行特征值分析；减摆器静态位移和几何耦合对直升机空中共振稳定性的影响进行了分析。结果表明，粘弹减摆器会提高直升机空中共振稳定性；增大减摆器的静态位移会降低其有效阻尼；对于所考虑的旋翼系统来说，几何耦合可能会减小减摆器的静态位移，从而提高摆振后通型模态的阻尼。     

垂直气流对直升机空中共振的影响研究

采用入流模型描述了非均匀定常垂直气流在旋翼上的分布．用改进的非线性VKS模型计算粘弹减摆器的复模量；分析了直升机从悬停到小速度前飞时，定常垂直气流的非均匀分布对直升机平衡操纵以及对系统摆振后退型模态阻尼的影响。分析结果表明：非均匀垂直气流对平衡时的周期变距操纵有较大影响；对减摆器具有非线性特性的直升机来说．非均匀垂直气流对其摆振后退型模态阻尼有显著影响，而减摆器具有线性特性时．则影响很小。     

基于ANSYS的弹性轴承设计方法

以ANSYS为基础,选取合适的橡胶本构模型,通过对材料数据的拟合获得橡胶本构模型参数。建立弹性轴承参数化有限元分析模型,并通过对不同参数的弹性轴承的刚度特性及胶层的应力进行计算分析,完成弹性轴承设计参数优选。     

纵列式双旋翼直升机气动力和流场的数值模拟

纵列式双旋翼直升机的旋翼尾迹受前飞自由流、机身和旋翼之间的干扰影响,旋翼尾迹不仅影响机身的空气动力,也影响旋翼自身的空气动力特性.应用欧拉方程与计算流体力学(CFD)方法,采用自适应非结构直角网格技术生成计算域网格,数值模拟纵列式双旋翼直升机全机流场,给出了考虑旋翼影响的机身表面压力分布以及全机流场特性.     

直升机尾桨/尾梁耦合动稳定性分析

根据激振实验数据,应用加速度响应频响函数方程组求解尾桨毂中心处的各阶模态频率,采用加速度导纳圆方法求得尾梁在尾桨毂中心处各阶模态的质量、阻尼和刚度。利用特征值方法分析了尾桨/尾梁耦合共振动稳定性。结果表明,尾梁纵向和垂向一阶模态是可能与尾桨摆振后退型模态产生耦合共振的危险模态,提高尾桨减摆器储能模量和尾梁一阶固有频率有利于提高系统稳定性。     

直升机低速飞行特性与意外右偏航

根据国外有关参考资料，对直升机丧尾桨推力导致意想不右偏航进行了讨论分析，简单介绍了直升机飞行时的四种飞行特性，（风标稳定性、尾桨涡环状态、主旋翼桨盘旋涡影响，丧失前飞升力）在意外右偏航中的作用和特点，以及改出方法和实施改出的应急措施，为飞行人员保证飞行安全提供了参考依据。     

不同粘弹减摆器连接形式下的旋翼系统气动弹性稳定性分析

建立了粘弹减摆器不同连接形式时的旋翼系统气动弹性稳定性分析模型。旋翼动力学模型考虑了非定常空气动力和桨叶挥舞/摆振运动的耦合。采用基于复模量的非线性VKS改进模型,建立叶间粘弹减摆器和普通连接粘弹减摆器的力矩方程。分别采用特征分析法及时域分析法计算了普通连接形式和叶间连接形式的直升机旋翼系统的动稳定性。通过对工程实例的分析计算,得出了一些有意义的结论。