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非线性叶间黏弹减摆器对直升机空中共振的影响分析 总被引:3,自引:2,他引:3
建立带非线性叶间黏弹减摆器的直升机旋翼/机体耦合动稳定性分析模型。与全机飞行力学平衡计算相结合,旋翼/机体耦合动稳定性分析模型考虑前飞状态桨叶变距操纵、机体姿态角和桨毂纵向安装角。针对具有非线性特性的叶间黏弹减摆器,采用基于复模量的非线性VKS改进模型、Simulink时域仿真和多桨叶坐标变换等效阻尼识别法分析直升机悬停、前飞状态下旋翼/机体耦合动稳定性及减摆器双频动幅值,并就减摆器布局、全机总重以及前飞速度对桨叶摆振后退型模态阻尼的影响进行分析。结果表明:由悬停到前飞直升机动稳定性一般均下降,一定速度后又上升;加上减摆器能消除前飞不稳定区;叶间黏弹减摆器抬头连接能提高模态阻尼。 相似文献
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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. 总被引:5,自引:0,他引:5
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。 相似文献
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直升机旋翼叶间减摆器的参数影响分析 总被引:4,自引:2,他引:2
建立了带叶间减摆器的直升机旋翼/机体耦合非线性动力学分析模型,针对具有线性特性的叶间减摆器,采用数值模拟及时域方法分析了直升机前飞状态下旋翼/机体耦合动稳定性及减摆器载荷,并就减摆器布局、几何参数对系统动稳定性及减摆器载荷的影响进行了分析。研究发现,"叶间"布局引起的几何耦合对减摆器载荷及系统的动稳定性有很大的影响,合理选择减摆器安装支臂的长度及其与桨毂平面之间的夹角,可以有效地利用几何耦合的因素。与基本模型相比,它能使系统的模态阻尼提高50%以上,而同时使减摆器的定常循环载荷的幅值下降60%左右。 相似文献
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失衡旋翼的直升机自激振动分析模型 总被引:2,自引:1,他引:1
直升机使用中很可能出现旋翼各片桨叶特性不一致的情况,为了研究失衡旋翼对直升机自激振动的影响,建立了适用于地面、悬停及前飞状态的旋翼/机体耦合动稳定性分析模型。采用当量铰旋翼模型,计入动力入流的影响,分别在旋转坐标系和固定坐标系中建立了桨叶及机体的动力学方程。以减摆器失效对直升机地面共振的影响为例,对桨叶及机体的时域响应进行了非线性数值仿真,用Floquet传递矩阵法计算了摆振后退型模态频率及阻尼,并用时域分析进行了检验。结果表明,其中一个减摆器失效后,各片桨叶摆振运动特性相差很大,系统的摆振后退型模态阻尼下降幅度高达60%以上。 相似文献
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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。 相似文献
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从能量变分原理出发建立了旋翼的瞬态气弹有限元模型,模型考虑了旋翼转速加速度对桨叶动能变分的影响。采用叶素理论建立了桨叶在复杂流场中的气动载荷模型,模型计入了旋翼主轴纵倾和横滚角的影响,研究了流场风速分量的计算。运用所建模型仿真分析了直升机在护卫舰尾流场内起动时桨叶的挥舞、摆振、扭转(变距)等瞬态运动过程。模型可用于旋翼的振动仿真分析、噪声估计和故障诊断方法的验证。 相似文献
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共轴式直升机地面共振的旋翼参数影响分析 总被引:1,自引:0,他引:1
建立了共轴式直升机地面共振分析模型,采用特征值分析法计算得到了直升机地面共振模态特性,分析了上下旋翼间距、旋翼摆振铰外伸量、摆振刚度及摆振阻尼比等旋翼设计参数对共轴式直升机动稳定性的影响。研究发现,减小上下旋翼间距可提高系统动稳定性,且不稳定中心远离工作转速;增大摆振刚度及旋翼摆振铰外伸量可提高系统动稳定性,且不稳定中心远离工作转速;增大摆振阻尼比可提高系统动稳定性,但不稳定中心稍接近工作转速。 相似文献
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《Aerospace Science and Technology》2000,4(3):173-188
A method of modeling the effect of inter-blade connections and variable rotor speed on the aeromechanical stability of helicopters is presented. The model incorporates twelve degrees of freedom. The new effects that are investigated in the present study result in a system of equations of motion that the usual Multiblade Coordinate Transformation (MCT) cannot deal with. Therefore, suitable coordinate transformations are defined: The Modified Multiblade Coordinate Transformation (MMCT) and the Extended Multiblade Coordinate Transformation (EMCT). These transformations are derived and their implementation is presented. A large part of the derivation is carried out using a symbolic algebra software. An eigenvalue analysis of the final linearized transformed equations defines the aeromechanical stability. Finally some preliminary results are presented that help in validating the model and pointing out the importance inter-blade connections and variable rotor speed can have on the dynamics of the system. 相似文献
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直升机地面共振的非线性稳定性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了计及起落架缓冲器和桨叶减摆器非线性阻尼时的直升机极限环的简化分析方法,讨论了由桨叶摆振运动的几何非线性和阻尼非线性引起的“混沌”(chaos)现象,以及初始扰动对不稳定响应的影响。试验结果与理论分析相一致。 相似文献
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直升机旋翼/机体耦合非线性系统的动稳定性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了准确反映直升机旋翼/机体耦合系统的动稳定性,建立了旋翼/机体耦合非线性动力学微分方程,在时域内求解微分方程得到各片桨叶的挥舞、摆振及机体的响应用以对系统进行数值模拟;为了获得系统稳定性的定量值,用快速傅立叶变换(FFT)确定模态频率,用基于傅立叶级数的移动矩形窗方法得到模态阻尼。地面共振分析表明,时域分析与特征值分析结果具有良好的相关性,并与试验值吻合,从而验证了该方法的有效性。大总距时,用时域分析得到的模态阻尼与试验值吻合得更好,该方法可用于具有非线性减摆器的直升机旋翼/机体耦合系统的动稳定性分析。 相似文献
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倾转旋翼机前飞动力学稳定性分析 总被引:4,自引:1,他引:3
倾转旋翼机的机翼端部装有一个可倾转的旋翼.所建立的倾转旋翼机前飞动力学稳定性分析简化模型由一个机翼和一个螺旋桨旋翼组成.机翼承受垂向弯曲、弦向弯曲和扭转变形,螺旋桨旋翼的桨叶认为是刚性的并承受一阶挥舞和摆振.机翼和螺旋桨旋翼的空气动力学载荷由准定常片条理论得到.利用此模型在高入流状态下建立运动微分方程,对倾转旋翼机在前飞状态下的动力学稳定性进行计算,计算结果与Bell公司试验结果基本一致,表明该模型可用于倾转旋翼机的前飞动力学稳定性分析. 相似文献