失衡旋翼的直升机自激振动分析模型

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。     

阻尼器叶间布置的旋翼动态摆振角分析

阻尼器的主要作用是提供摆振方向的约束刚度和约束阻尼,然而,叶间布置的阻尼器在集合型整体振动不提供摆振刚度和阻尼,这样,桨毂支臂的摆振角度会大一些。为了避免桨毂支臀碰撞桨毂中央件,需要对旋翼桨叶摆振角度进行详细的计算,并进行合理的设计。但是,旋翼摆振角受直升机飞行状态、过载系数、重心位置等因素的影响,属于多约束条件的动态非线性问题,本文介绍了一种通过数值仿真计算直升机旋翼摆振角的工程设计方法和思路。     

共轴式直升机地面共振的旋翼参数影响分析

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。     

新型液弹阻尼器原理与初步构型设计分析

液弹阻尼器是一种全新的直升机旋翼摆振阻尼器构型。本文介绍了这种直升机旋翼摆振阻尼器的工作原理，并通过对液弹阻尼器的弹性刚度和阻尼刚度的计算公式进行推导，得出了一套可供使用的液弹阻尼器的初步构型设计计算公式。     

叶间减摆器失效时旋翼/机体耦合稳定性的变化

本文以5片桨叶的叶间减摆器旋翼直升机为例,计算了一个减摆器失效时旋翼与机体耦合稳定性,比较了失效与不失效时旋翼摆振频率、阻尼和振型的变化,分析了由此引起的“地面共振”和“空中共振”的变化特点及其变化机理,提出了避免或消除失效可能导致“地面共振”的设计方法。     

变转速模型旋翼挥舞摆振低阶载荷试验研究

为研究变转速旋翼挥舞和摆振方向低阶载荷,以无铰式复合材料模型旋翼为研究对象,通过试验研究,探讨了旋翼桨叶根部挥舞和摆振零阶及前3阶载荷随旋翼转速、前飞速度和旋翼拉力的变化关系。试验结果表明,在相同的配平条件(前飞速度、旋翼拉力、俯仰力矩及滚转力矩)下,降低旋翼转速有利于减小模型旋翼摆振零阶载荷,明显降低旋翼需用功率,进而提升直升机性能。当旋翼转速较低时,随着旋翼转速的降低,挥舞前3阶载荷幅值均较大。旋翼转速较低时,摆振弯矩前3阶也较大。当旋翼工作于摆振1阶共振转速附近时,旋翼挥舞前2阶和摆振前2阶载荷突增较为明显,挥舞3阶和摆振3阶变化相对较小,其中以摆振1阶载荷变化最为明显,需特别注意旋翼工作于共振转速附近时的载荷问题。     

直升机旋翼运动参数试飞技术

旋翼挥舞角、摆振角是直升机的关键参数。介绍了一种非接触式激光测试系统．对直升机旋翼挥舞角和摆振角进行试飞测试，并在Z11上得到了成功的应用，其结果真实可信，测量精度高。     

基于起落架参数设计的某直升机地面共振及参数影响分析

建立了某直升机地面共振分析力学模型,计算了起落架在桨毂中心处的等效刚度和阻尼,针对某直升机进行了地面共振分析,同时分析了摆振铰外伸量、质量静距、桨毂中心有效刚度等对地面共振的影响,为避免地面共振及参数改进提供依据。     

共轴式直升机地面共振机理分析

为理解共轴式直升机上下旋翼与机体之间的耦合作用,提出了一种分析共轴式直升机地面共振物理机理的时-频分析方法。考虑上下旋翼周期型摆振与机体俯仰和滚转自由度(DOF),建立了具有结构阻尼的共轴铰接式旋翼直升机地面共振分析模型。通过特征值计算和扰动运动方程的数值积分,获得了共轴式直升机地面共振的模态特性及时域响应特性,根据各自由度的响应特性揭示了旋翼与机体之间的相互作用。分析表明,具有上旋翼特征的摆振后退型模态是最不稳定模态。在动不稳定区内,上旋翼周期摆振与机体滚转自由度之间相互输入能量,是造成共轴式直升机地面共振的主要原因;对于该不稳定模态,下旋翼的周期摆振与机体滚转自由度之间也构成相互输入能量的相位关系,增加了直升机地面共振的动不稳定性。     

非线性叶间黏弹减摆器对直升机空中共振的影响分析

 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。     

某旋翼液压阻尼器动密封故障分析与处理

旋翼液压阻尼器是直升机旋翼系统的关键元件,为旋翼桨叶摆振运动提供阻尼,防止直升机发生＂地面共振＂。某旋翼液压阻尼器在使用过程中多次出现液压油泄漏,导致阻尼值下降,甚至阻尼完全丧失,成为严重影响直升机安全的隐患。为此,通过对故障现象、原因的分析及故障定位,针对密封材料、密封结构等进行分析和充分的试验验证,制定了相应的技术与工作措施。这些措施经后续试飞验证取得了很好的实施效果。     

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。     

干摩擦阻尼对旋翼动稳定性的影响研究

为了提高旋翼动稳定性理论模型的分析精度,需要精确地确定旋翼系统的结构阻尼系数。为此建立了旋翼变距拉杆球头关节干摩擦的阻尼模型,计入了球头关节的离心力对干摩擦阻尼的影响,然后用模型旋翼试验数据对稳定性分析结果进行了验证。结果表明,采用文中建立的干摩擦阻尼模型,预估的旋翼摆振后退型模态阻尼与试验数据吻合。     

直升机地面共振试验数字仿真分析

本文采用数字仿真方法,动态演示直升机地面共振开车试验过程,研究了旋翼开车运转通过不稳定的低转速区和处于临界转速边界时,液压减摆器的非线性阻尼特性对地面共振的影响。     

颗粒阻尼对直升机旋翼桨叶减振效果的试验

 为探索直升机减振技术的新方法,研究颗粒阻尼技术在直升机旋翼桨叶减振中的应用,设计了直升机旋翼桨叶模型及其相应的颗粒阻尼器形式,利用试验方法研究了颗粒阻尼对非旋转及旋转桨叶模型的阻尼减振效果。试验结果表明：颗粒阻尼可以有效提高非旋转桨叶模型的前3阶阻尼水平,尤其可使桨叶第3阶模态阻尼比提高一个数量级甚至更多;在较低的转速范围内,颗粒阻尼还可以克服离心力作用,使旋转桨叶模型的挥舞和摆振加速度响应水平均得到有效削减,充分表明了颗粒阻尼作为一种振动控制手段应用于直升机旋翼桨叶的可行性。     

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。     

直升机旋翼非线性等效阻尼的识别

带黏弹减摆器的直升机自激振动具有非线性特性。为了识别摆振后退型的非线性等效阻尼,并提高阻尼的识别精度,提出了一种新的阻尼识别方法,根据多桨叶坐标变换得到后退型摆振的余弦和正弦分量的自由衰减响应,直接形成其衰减包络线,利用该包络线来识别等效阻尼的非线性特性。通过精度分析和实例计算表明,该方法避免了频率因素对阻尼识别的影响,因而提高了摆振后退型等效阻尼的识别精度。最后根据直升机地面共振模拟数据,对摆振后退型等效阻尼进行了识别。     

直升机传热与红外特征建模与分析(英文)

直升机蒙皮表面及排气温度分布受到发动机排气系统、旋翼下洗气流和太阳辐射的直接影响。为了能够精确地模拟直升机蒙皮表面及排气温度分布,在进行处于悬停状态的直升机三维流场和温度场建模与分析时,综合考虑了旋翼下洗对喷流的影响和太阳辐射对机身加热的影响。基于温度场和流场数据,通过正反射线踪迹法对直升机红外波段辐射强度的分布进行计算。针对一假想的排气系统与后机身融合的直升机模型,本文对其热特性和红外辐射特性进行了数值计算和分析。