加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能

为研究加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能,建立了加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行动力学模型。采用UH-60A直升机试飞数据验证了计算模型的正确性。在此基础上,分析了样例直升机加装格尼襟翼后重量系数、格尼襟翼高度、沿径向位置和加装方式对旋翼需用功率的影响,以及加装格尼襟翼后旋翼桨叶剖面迎角分布、旋翼操纵量和机身姿态角的变化等。研究表明,直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,旋翼加装格尼襟翼能够明显降低直升机的需用功率,且加装转动格尼襟翼的效果优于加装固定格尼襟翼。功率降低幅值随格尼襟翼高度的增加先增加后减小。格尼襟翼在桨叶上布置的位置越靠近桨尖,其对需用功率的影响越大。直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,加装格尼襟翼能够使旋翼后行侧最大迎角显著减小。加装格尼襟翼后旋翼总距和纵横向周期变距减小。     

后缘襟翼压电作动机构动特性影响因素分析

智能旋翼主动控制技术是直升机旋翼减振的前沿技术,准确预测与分析后缘襟翼压电作动机构的动特性是智能旋翼结构设计和调频优化的基础。针对后缘襟翼压电作动机构进行有限元建模、发展计及机电耦合和刚柔耦合系统的动特性计算方法并进行动特性分析,分析研究中考虑了压电作动器、离心力片、驱动连杆和后缘襟翼等组合的复杂系统;针对作动机构动特性影响因素如离心力片厚度、小翼力臂长度、机电耦合效应等参数进行了灵敏度分析,为后续智能旋翼调频优化提供技术支撑。     

后缘襟翼对直升机旋翼翼型动态失速特性的影响

 针对带后缘襟翼的智能旋翼直升机典型襟翼参数对翼型动态失速特性的影响进行了研究。建立了带后缘襟翼的桨叶动态失速模型,考虑了襟翼与桨叶之间的缝隙和襟翼在运动过程中相对桨叶的凸起,采用计算流体力学(CFD)方法,研究了不同襟翼转轴位置和襟翼与桨叶的缝隙情况下的翼型动态失速特性,探讨了后缘襟翼激励幅值、时长和起始时刻对升力和俯仰力矩系数的影响。研究结果表明:后缘襟翼能够较好地改善翼型动态失速时的气流环境,并减缓动态失速发生;襟翼激励最优幅值在25°附近,最优激励范围在方位角为240°~360°之间;襟翼转轴后移导致襟翼运动时产生的凸起会使襟翼控制效果减弱;襟翼与桨叶的缝隙会影响翼型动态失速特性,但是缝隙的长度(弦长的2%以内)对襟翼控制效果的影响很小。     

后缘襟翼型智能旋翼驱动力臂的设计方法

为使后缘襟翼型智能旋翼达到最佳的减振效果,本文建立了两种模型方法对智能旋翼驱动机构的关键设计参数——驱动力臂进行了探讨。一方面基于CFD、CAMRADⅡ和ABAQUS联合仿真的方法,建立了机电耦合多体系统有限元模型;另一方面基于襟翼变形前后的几何关系分析,建立了更为简化的几何模型。最后通过对智能旋翼桨叶的驱动性能静态试验来验证模型。测试结果表明,有限元仿真结果与试验结果一致,几何模型与有限元模型得到的襟翼最大偏角的误差不超过6%。因此,本文所建立的有限元模型分析法和几何模型分析法可以为后缘襟翼型智能旋翼结构详细设计和初步设计中驱动力臂的参数选择提供有效参考。     

压电驱动机构在直升机ACF智能旋翼上的应用

直升机的主动控制襟翼（ACF）型智能旋翼技术通过驱动机构带动旋翼后缘襟翼局部高频偏转，产生反相高阶气动载荷来抵消或降低旋翼高阶振动载荷，达到降低旋翼振动的目的,是直升机旋翼动力学领域发展的最新趋势之一。本文围绕使用压电材料驱动的后缘襟翼驱动机构，系统梳理了国内外各类驱动机构构型的发展历程和验证现状，对几种典型构型驱动机构的力学输出特性进行了对比分析，阐述了国内外技术差距并指出国内当前研究面临的几个主要问题，为后续国内压电驱动机构的选型、可靠性设计以及性能优化等提供参考。     

基于双X驱动机构的智能旋翼模型试验

直升机的减振降噪是直升机发展史中一直面临的一个重要课题。本文主要开展了基于推挽式双X型驱动机构的主动后缘小翼型智能旋翼模型的初步设计分析与试验研究。对智能桨叶及驱动机构进行了设计分析和加工,对驱动机构进行了优化,进行了不旋转状态下的试验,验证了该方案的可行性。     

高速直升机旋翼反流区桨叶剖面翼型气动特性CFD分析

随着直升机飞行速度的提升,旋翼的反流区域逐渐增大。以某直升机旋翼模型为例,利用CFD方法对旋翼反流区桨叶不同剖面翼型的气动特性进行了分析,得到旋翼桨叶不同剖面翼型的气动力、压力系数和周围流场变化情况,对它们的流动机理进行了简单的探究。通过对比分析,得到了反流区桨叶剖面气动特性的一些规律。同时初步研究了翼型后缘钝化处理对改善反流特性的影响。     

某直升机旋翼采用4片桨叶与5片桨叶的动力学对比分析

旋翼设计包括桨毂构型、旋翼桨叶片数、旋翼直径、旋翼实度、翼型剖面等一系列影响直升机性能的因素。而旋翼桨叶片数的选择,对轻型和中型直升机来讲,4片桨叶旋翼和5片桨叶旋翼具有典型意义。某直升机是5吨级的直升机,在某直升机先期方案中,旋翼设计为4片桨叶,在某直升机旋翼的对法合作中,法方提出将4片桨叶改为5片桨叶。为此,在签订某直升机旋翼对法合作的合同之前,我们对某直升机采用4片桨叶与5片桨叶的动力学性能进行了比较和分析,并得出明确的结论。     

多片后缘小翼对直升机旋翼桨叶动态失速及桨毂振动载荷的控制

 减缓直升机后行桨叶动态失速发生、降低直升机桨毂振动载荷是提高直升机飞行速度、改进直升机飞行性能的重要途径。本文研究了直升机在高速高载情况下利用多片受控的桨叶后缘小翼对直升机的后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷同时进行控制的有效方法。建立了弹性桨叶和后缘刚性小翼的结构动力学模型。桨叶剖面气动载荷采用Leishman-Beddoes 二维非定常动态失速模型计算,后缘小翼剖面气动载荷采用Hariharan-Leishman二维亚声速非定常气动模型计算。采用伽辽金和数值积分相结合的方法求解旋翼系统的气弹响应。建立了有效的多片后缘小翼控制策略和控制方法,分析了3片后缘小翼的运动规律及对后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷的控制效果,结果表明利用多片小翼的运动是控制桨叶动态失速和桨毂振动载荷的有效方法。     

带气弹稳定性约束的复合材料浆叶减振优化设计

研究以降低直升机旋翼激振力为目标的复合材料桨叶结构动力学减振优化设计 ,分析了桨叶结构特性及桨尖后掠角等参数对N次 /转旋翼桨毂振动载荷的影响。在建立的桨叶二维结构特性有限元分析方程中 ,计入了桨叶剖面翘曲变形的影响 ,并利用哈密尔顿原理推导了旋翼桨叶的一维非线性运动微分方程。以桨毂交变载荷为目标函数 ,直接以复合材料桨叶典型剖面构造节点数据、铺层设计参数和桨尖后掠角等为设计变量 ,引入桨叶挥舞惯量、固有频率和气弹稳定性约束 ,进行旋翼的动力学优化设计 ,并结合 3片桨叶旋翼的设计进行了算例分析 ,优化结果使 3次/转的桨毂载荷降低了 2 4 .9%～ 33%。     

带受控振荡附翼的新概念旋翼气动弹性分析

通过建立带受控振荡附翼的新概念旋翼气动弹性分析模型,研究了采用受控振荡附翼的直升机旋翼气动弹性特性及其在降低旋翼振动载荷方面的有效性。气动模型采用了计及振荡附翼非定常影响的二元叶素模型。探讨了改变旋翼桨叶及振荡附翼的结构参数对新概念旋翼减振效果的影响。数值结果表明振荡附翼的引入能有效地降低旋翼桨毂的振动载荷。为振荡附翼的振动自适应控制律设计提供了有效的旋翼气动弹性分析方法。     

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。     

直升机旋翼瞬态气弹运动有限元模型研究

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。     

关于直升机旋翼挥舞问题的探讨

本文研究直升机旋翼挥舞运动的变化规律和操纵规律,以桨叶挥舞运动的微分方程为模型,分析研究桨叶挥舞运动中旋翼拉力保持不变,且旋翼保持的挥舞状态,以及影响旋翼挥舞状态的因素。同时,直升机在悬停的基础上以前推杆为例,找出旋翼挥舞角的变化规律和旋翼锥体的倾斜方向变化规律,为分析旋翼挥舞中的实际飞行问题提供理论依据。     

某直升机主桨叶翼型改进后经典颤振分析

直升机经典颤振分析是研究刚性桨叶的最低阶挥舞模态与最低阶扭转模态的耦合不稳定性。经过直升机的理论研究与实验研究,已经形成了一套工程上实用的计算方法。这套方法是建立在金属铰接式旋翼之上。本文计算分析了某型机旋翼主桨叶翼型由NACA0012改进为TSAGI 12.XX翼型后旋翼的经典颤振。     

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。     

低振动旋翼桨叶的动力学优化设计

从工程应用的角度，在桨叶气动外形参数和桨毂型式确定的情况下，探讨在设计阶段如何通过设计参数的选择设计桨叶使桨根切力最小，从而降低直升机相应的振动水平。研究了３种情况的桨叶设计：（１）控制桨叶的固有频率；（２）控制桨叶挥舞一阶振型节点位置；（３）振动水平指数最小。在分析比较的基础上给出了既能降低桨根切力减小直升机相应振动水平又能改善桨叶疲劳状况的桨叶动力学优化设计方法。     

Adaptive Blade Twist – calculations and experimental results

Applying adaptronics to helicopters has a high potential to significantly suppress noise, reduce vibration, and increase the overall aerodynamic efficiency. This paper presents recent investigations on a very promising specific concept described as Adaptive Blade Twist (ABT). This concept allows us to directly control the twist of the helicopter blades by smart adaptive elements. This influences positively the main rotor area which is the primary source for helicopter noise and vibration. Since the interaction of non-stationary helicopter aerodynamics and elastomechanical structural characteristics of the helicopter blades causes flight envelope limitations, vibration and noise, a good comprehension of the aerodynamics is essential for the development of structural solutions to effectively influence the local airflow conditions and finally develop the structural concept. With respect to these considerations, the ABT concept will be presented.This concept is based on the actively controlled tension-torsion-coupling of the structure. For this, an actuator is integrated within a helicopter blade that is made of an anisotropic material based on fiber composites. Driving the actuator results in a local twist of the blade tip in such a way that the blade can be considered as a torsional actuator. Influencing the blade twist distribution finally results in a higher aerodynamic efficiency.The paper starts at giving a review on conventional concepts and potential adaptive solutions for shape control. After, some calculations of the adaptive twist control concept are presented. These are based on a representative model in which the active part of the rotor blade is simplified with a thin-walled rectangular beam, that is structurally equivalent to a model rotor blade of the Bo105 with a scaling factor 2.54. The calculations are performed using an expanded Wlassow theory. The results are valid for static and dynamic conditions. For the dynamic condition excessive deformations near the blade resonance frequency shall be utilised. Therefore, the actuated blade section has to be properly designed for this precondition. This has been demonstrated and verified in experiments, which will not be discussed in this paper.For experimental investigations on the ABT concept the skin of the outer part of the model rotor blade was manufactured of fibre composite material using the above mentioned tension-torsion-coupling effect with an additional uncoupling layer between skin and spar. The experimental results have shown that near to the resonance frequency dynamic forces of 550±550 N are required for a deformation of ± 3 degrees at the blade tip.