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。     

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。     

嵌入式挥舞吸振器对旋翼桨叶挥舞载荷的抑制研究

为了抑制刚性旋翼桨叶的二阶挥舞交变载荷,在桨叶内部挥舞方向嵌入动力吸振器。为探究动力吸振器抑制旋翼桨根处二阶挥舞载荷的效果,通过建立旋翼桨叶与挥舞动力吸振器二自由度耦合系统模型,推导出嵌有挥舞吸振器的耦合系统的运动微分方程,比较液弹吸振器与弹性吸振器抑制挥舞方向载荷的效果,并对影响吸振器吸振性能和挥舞吸振器的动态特性的结构参数进行分析。研究表明,挥舞吸振器在旋转和不旋转时,其固有频率并未发生改变;液弹吸振器和弹性吸振器都能达到良好的降低桨叶挥舞方向低阶载荷的效果,但液弹吸振器所需行程明显小于弹性吸振器。     

主动式惯性作动器特性研究

研究一种在主动式动力吸振器的基础上发展起来的主动式惯性作动器，它具有简化设计的优点，文中将自适应优化设计方法用于主动式惯性作动器，克服传统设计方法的若干缺陷，研究结果表明，采用本文方法设计的这种这动器在许多方面有其特点与优点，尤其是对各种类型的外扰，外扰的频带以及作动器内不同的对中弹簧刚度等都有较强的适应能力，达到有效减振的效果。     

基于神经网络模型的襟翼主动控制旋翼减振分析

基于径向基函数(Radial basis function,RBF)神经网络构建了一种带后缘襟翼主动控制(Active controlled flap,ACF)的旋翼振动载荷计算模型。采用正交试验方法确立RBF网络训练样本的输入,在CAMRAD II中计算前飞状态下与训练样本对应的旋翼桨毂六力素,并将主通过频率下的分量作为样本输出,对RBF网络进行离线训练。在此基础上采用多周控制器对被控模型进行振动载荷主动控制。随后以2桨叶4m直径ACF旋翼为例,构建了其桨毂减振分析方法,并对桨毂动载荷各分量的减振效果进行了分析。研究表明,采用正交样本训练的RBF网络能够精确映射襟翼偏角与桨毂振动载荷的非线性关系,施加多周控制后,桨毂垂向振动载荷降低接近50%,其他方向的振动载荷也有不同程度的降低。     

共轴刚性旋翼桨毂阻力特性及流动机理

共轴刚性旋翼直升机在高速飞行时,桨毂流动复杂、分离强、阻力大。为明晰其阻力特性和流动机理,采用CFD方法针对已完成风洞试验的共轴桨毂组合模型进行数值模拟研究,获得了桨毂组合模型各单独部件的阻力、表面流动和空间流场特征,阐明了产生阻力最大的部件和影响阻力的主要因素,揭示了中间轴整流罩和塔座设计参数的减阻机制。分析结果表明:上、下旋翼桨毂是产生阻力的主要部件;中间轴和塔座的分离尾流对桨毂表面流动产生较大的干扰作用,使桨毂整流罩表面受干扰区域产生气流分离;具有较缓和逆压梯度的中间轴整流罩和塔座能有效减小分离尾流对桨毂整流罩的干扰,从而降低整个共轴桨毂系统的阻力。     

共轴刚性旋翼桨毂阻力特性试验研究

为研究高速直升机共轴刚性旋翼桨毂的阻力特性,采用自研的桨毂模型试验台,在中国空气动力研究与发展中心FL-14风洞开展了风洞试验。试验模型为典型的共轴刚性旋翼桨毂模型,包括上、下桨毂整流罩模型和4种中间轴整流罩模型,分别为基准中间轴和基于翼型的优化外形。主要试验内容包括多种桨毂模型在不同转速、不同风速及不同模型姿态角下的阻力特性试验,以及桨根对桨毂阻力特性的影响试验等。风洞试验结果较好地反映了不同桨毂构型的阻力特性差异,获得了中间轴整流罩外形对桨毂阻力的影响规律;试验结果表明最优桨毂构型相对基准桨毂构型,可减阻37%。     

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。     

共轴刚性旋翼桨毂减阻优化设计方法

针对共轴刚性旋翼桨毂阻力全机占比较大的特征,开展桨毂减阻优化设计方法研究。首先分析了共轴刚性旋翼桨毂外形特点,确定减阻整流罩基本型式,建立了减阻整流罩参数化模型。分析了整流罩参数对桨毂阻力的影响,进行参数样本选取。在此基础上建立代理模型,采用优化算法求解代理模型进行参数优化设计,最终建立了适用于共轴刚性旋翼桨毂的减阻优化设计方法。通过计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)计算结果、试验结果以及优化结果对比验证,结果相差小于2%,说明了建立的共轴刚性旋翼桨毂减阻优化设计方法有效、可信。     

独立桨叶高阶谐波变距对旋翼垂向载荷的影响分析

为了研究桨叶高阶谐波变距对桨毂垂向载荷的影响，建立了基于独立桨叶控制技术的桨毂垂向载荷模型。假设桨叶刚体挥舞，采用Leishman-Beddoes（L-B）非定常气动力模型和Glauert入流模型计算旋翼气动力，求解桨叶挥舞动力学方程，计算桨毂垂向载荷。分析桨叶施加2Ω,3Ω阶变距谐波后桨毂垂向载荷的变化，总结高阶变距谐波幅值、相位对桨毂垂向振动载荷的影响规律。结果表明独立桨叶控制能有效降低直升机桨毂垂向振动载荷。     

基于含间隙吸振器的半主动振动控制

提出一种基于刚度分段线性动力吸振器的半主动振动控制策略，通过调节弹性元件的间隙实现吸振器工作频率连续跟踪外激励频率的变化。文中根据基波平衡导出了使主系统近似完全消振所需的弹性元件间隙控制律。数值仿真表明：这种半主动控制策略对于单自由度主系统和多自由度主系统均有很好的消振效果和相当宽的工作频带     

旋翼转速变化对直升机需用功率、配平、振动及噪声的影响分析

建立了适用于变转速旋翼直升机的综合分析模型,该模型可用于综合分析直升机稳态飞行时的旋翼需用功率、全机配平操纵、旋翼桨毂振动水平与旋翼气动噪声。并且使用UH-60A"黑鹰"直升机的飞行试验数据及相关研究结果验证综合分析方法的准确性。在此基础上,分析旋翼转速变化对旋翼需用功率、全机配平操纵、旋翼桨毂振动水平与旋翼气动噪声的影响,从而为转速优化设计提供依据。结果表明,改变旋翼转速会导致上述4个特性同时发生明显变化,而在本文算例中适当地降低旋翼转速可最多降低19.2%的旋翼需用功率与6.7%的旋翼气动噪声,但是却会造成旋翼操纵受限和旋翼桨毂振动增加的不良后果。     

自适应伺服惯性力发生器的特性与应用研究

研究了伺服惯性力发生器的基本特性及基在直升机振动控制中的应用。首先建立了由电液伺服控制器,电液伺服阀,液压作动筒、弹性元件和惯性元件组成的伺服惯性力发生器的数学模型;     

一种分析滑橇式起落架直升机"地面共振"的方法

针对滑橇式起落架直升机，提供了一种“地面共振”动力稳定性分析的方法。首先，针对滑橇式起落架在承受直升机重量与旋翼升力时产生大变形的特点，逐级用有限元法计算其刚度和变形，并通过与地面库伦摩擦系数的比较，判断滑橇式起落架与地面接触的橇筒所受摩擦力的大小以及与地面产生的相对运动；其次，考虑滑橇式起落架与直升机相连阻尼器的作用，将有限元计算弹性刚度的方法拓展到适用于复刚度的计算；最后，根据直升机旋翼桨毂不同的结构形式，用桨叶振动模态法对滑橇式起落架的直升机进行“地面共振”动力稳定性分析，并通过算例得到验证。工程实例分析结果表明，本文方法具有物理概念清晰、运用方便的特点，能适用于各种旋翼结构形式的滑橇式起落架直升机的“地面共振”分析。     

Optimizing Control for Rotor Vibration with Magnetorheological Fluid Damper

The aim of this work is to analyze and design a control system for vibration reduction in a rotor system using a shear mode magnetorheological fluid （MRF） damper. A dynamic model of the MRF damper-rotor system was built and simulated in Matlab/Simulink to analyze the rotor vibration characteristics and the vibration reduction dfeet of the MRF damper. Based on the numerical simulation analysis, an optimizing control strategy using pat- tern search method was proposed and designed. The control system was constructed on a test rotor bench and ex- periment validations on the effectiveness of the proposed control strategy were conducted. Experimental results show that rotor vibration caused by unbalance can be well controlled whether in resonance region （70~） or in non- resonance region （30 ~）. An irregular vibration amplitude jump can be suppressed with the optimization strategy. Furthermore, it is found that the rapidity of transient response and efficiency of optimizing technique depend on the pattern search step. The presented strategies and control system can be extended to multi-span （more than two or three spans） rotor system. It provides a powerful technical support for the extension and application in target and control for shafting vibration.     

旋翼／机身耦合系统的固有特性研究

直升机的旋翼与机身在桨毂处是机械耦合的，用旋翼阻抗和机身阻抗在桨毂处匹配的方法分析旋翼／机身耦合系统的固有特性。旋翼阻抗由旋翼在固定坐标系中的运动方程得到，这个运动方程由旋翼旋转坐标系中的桨叶模态方程导出，机身阻抗可由此可见 身的有限元分析计算或振动试验获得，还设计与加工了一个旋翼／梁耦合模型，对此模型进行了试验研究，试验结果和计算结果比较表明，分析旋翼／机身耦合系统固有特性的方法是可行的，且具有较高的精度。