惯性坐标系下的旋翼气弹稳定性建模

为了较好地描述直升机铰接式、无铰式及无轴承式旋翼的动力学特性，本文根据Hamilton原理。采用中等变形粱理论，用Chopra的15自由度有限元梁元进行离散，并将挥舞、摆振和变距铰运动作为广义坐标，采用二维准定常气动力模型，直接在惯性坐标系下，建立了旋翼气弹分析的动力学模型，并用Pitt—Peters动态入流模型计入动态入流对稳定性的影响。本文基于惯性坐标系的旋翼气弹建模方法简化了建模，方便地嵌入了动态入流模型。通过与Princeton粱实验数据、ITR旋翼试验数据和直升机分析软件UMARC的计算值的对比，验证了本气弹分析模型的正确性，指出误差来源于气动模型。     

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。     

动力入流对旋翼操纵导数影响的研究

动力入流理论把旋翼扰动运动所引起的气动力变化和诱导速度变化直接联系起来,是一种简便而实用的旋翼非定常气动力模型。本文把动力入流模型引入旋翼操纵响应分析,建立了一套计算旋翼操纵力和力矩的分析模型,并在旋翼模型试验台上进行旋翼悬停操纵导数试验。通过试验值与理论值(计入和不计入动力入流)的对比分析,证明了动力入流模型的适用性,初步弄清了不同条件下动力入流的影响程度。本文还用一个简化模型分析了动力入流对不同型式的旋翼(无铰式、根部较柔软的无铰式和铰接式)的影响程度,得出了与传统观点不同的结论。     

直升机旋翼气弹响应及桨毂载荷的参数灵敏度分析

提出了一种有效的旋翼气弹响应及桨毂载荷的参数灵敏度分析方法。建立了响应灵敏度导数的时域有限元方程，通过配平计算及响应灵敏度的耦合分析，由力积分法与多桨叶求和法直接得到桨毂载荷的灵敏度导数。数值计算结果表明，与灵敏度分析的有限差法比较，直接的灵敏度分析法可以大幅度降低灵敏度分析所需的计算时间，为有效的旋翼结构多学科综合优化提供了快速的参数灵敏度分析方法。     

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。     

万向铰式倾转旋翼整体模态分析与试验

针对带有复杂几何外形桨叶的万向铰式倾转旋翼,利用有限元法进行动力学建模,并对根部自由桨叶以及安装在台架上的旋翼进行模态分析.利用LMS系统通过局部坐标与整体坐标相结合的方式对模型桨叶及旋翼进行模态测量,并将实验的模态识别结果与理论分析结果进行对比,相互验证了实验方法与分析方法的有效性与合理性,结果表明所建立分析模型及方法实用性强,可以有效分析万向铰式倾转旋翼的固有特性.     

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。     

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。     

悬停状态下无轴承尾浆气弹稳定性分析

新型发愤浆型式无轴承尾浆的气弹稳定性分析非常复杂，而目前国内在这方面的研究还是空白。本文试图建立一套有工程实用意义的无轴承尾浆气弹稳定性分析方法和相应的分析程序，并进行参数影响分析和计算。在前期研究工作的基础上，本文推导出正交各向异性复合材料梁的应变能变分表达式，并将其用于推导旋翼／机身耦合系统的运动方程。再通过对系统的稳态周期解进行摄动，得到相应的线化周期时变动力学方程，用Floquet理论判断系统的稳定性。最后，分析计算了悬停状态下某无人直升机无轴承尾桨的气弹稳定性，表明其孤立桨叶及尾桨／传动轴／尾梁的耦合系统是稳定的；并进行了参数分析，得到一些有意义的结论。     

聚焦式液弹隔振系统的传递特性分析

为降低机身振动水平,提出了一种能够高效隔离旋翼振动载荷的聚焦式液弹隔振系统。通过对液弹隔振器和聚焦式隔振系统进行建模,分析了聚焦式液弹隔振系统的传递特性。通过建模计算,讨论了阻尼、安装角及惯性液体质量对隔振效率的影响。     

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     

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／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。     

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。     

电控旋翼气弹设计参数研究

以有限元旋翼气弹分析程序LORA01为基础，建立了电控旋翼的气弹分析模型，给出了一种有效的旋翼／襟翼耦合配平方法。以此为基础，选取改造后的SA349旋翼为基准旋翼，对电控旋翼的若干设计参数进行了分析研究。这些参数包括：桨叶预安装角、桨根弹簧扭转刚度、襟翼长度、襟翼中点径向位置、襟翼弦长比以及襟翼移轴补偿率。通过参数分析得到适宜的取值范围，可作为电控旋翼设计的理论基础。     

海豚型旋翼桨叶气动弹性稳定分析

本文通过对海豚型旋翼桨叶的气动弹性稳定性分析,研究了一类介于铰接式与无饺式之间旋翼桨叶的气动弹性稳定性。首先,从应变张量出发,运用Hamilton原理推导出旋翼浆叶全耦合运动偏微分-积分方程组;然后,运用摄动法对悬停状态的旋翼桨叶作了颤振分析,从而确定了该桨叶某些在生产、使用和改型中易变的参数,如:挥、摆、变距方向上的约束刚度和阻尼的变化,气动扭转的变化,飞行高度的变化等对气动弹性稳定性的影响关系。研究的结果对海豚型旋翼桨叶的国产化具有一定的实际意义,对进一步探求这类旋翼桨叶的气弹稳定性也具有一定的参考价值。     

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。     

旋翼异形桨叶大变形气弹动力学分析与试验研究

采用大变形梁理论建立一种旋翼桨叶气弹动力学分析方法,桨叶应变能分析分解为一维非线性分析和二维剖面特性分析,将应变能方程中的广义应变用桨叶参考轴线处弹性运动表示,保留所有非线性项,推导出的桨叶大变形应变能公式在气弹分析中使用更为方便.集成惯性力与气动力计算模型形成气弹分析方法.异形桨叶模态试验的计算结果与试验测试结果以及国外大变形梁试验结果的比较,验证了本文结构模型的正确性.计算了旋翼的气弹稳定性,研究了异形桨叶几何参数对旋翼桨叶气弹稳定性的影响,计算结果表明了分析方法的有效性,分析精度得以明显提高.     

悬停状态下旋翼旋转噪声的分析

对直升机悬停时旋翼的旋转噪声进行了初步研究，分别用单极子和偶极子声源描述旋翼的厚度噪声和载荷噪声，并根据悬停状态下旋翼气动载荷的特点，用傅立叶级数表示旋翼桨盘上各点的气动力和法向气流速度，然后代入单极子和偶极子声源声辐射公式中，求出旋翼桨盘外某观察点的声压值。最后结合一算例，分析悬停状态下旋翼旋转噪声的辐射特性和不同的展向载荷分布模型对计算结果的响应。     

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。