组合结构动力学分析的改进完备基自由界面法

为了适合型号研制和改进改型的结构修改动力学验证、分析需求,将组合结构分析方法引入到直升机的动力学试验和有限元计算中,利用各部件的地面模态试验结果“装配”出组合部件,甚至整机的动力学模型,这在节省研制经费,缩短研制周期上具有十分现实的意义。本文对子结构构建整体模型的组合结构分析方法进行了初步探讨,通过引入完备模态基改进了传统算法,对几种算法进行算例分析的结果表明:引入完备模态基改进的自由界面法大大提高了计算的精度和能力,同时,由于其输入的子结构试验模态可以是非完备的,从而使得其工程应用成为可能。     

直升机复合材料导电结构制造工艺

碳纤维复合材料的低电导率,使得直升机碳纤维复合材料结构加装的通信设备受到了影响,形成杂波,在一定程度上影响了通信设备的使用效果。为提升直升机碳纤维复合材料结构连接的导电率,以直升机复合材料尾梁为研究对象,通过提升复合材料尾梁设备接口与复合材料尾梁结构的接触性能以及复合材料尾梁自身的电导率,来大幅提升直升机碳纤维复合材料结构的导电率。经过多次验证并装机验证发现,直升机复合材料尾梁导电材料需连续,导电结构长度与电阻具有线性关系且可以通过对设备接口进行预处理的方式提升直升机复合材料尾梁的电导率。具体操作:(1)在导电方向上应连续铺放铜网,以保证导电结构的连续性;(2)在与其部位的成部件导电连接时,用于连接的铜片需要进行预处理,再与铜网进行锡焊连接,可以获得效果稳定的导电界面;(3)导电效果与导电通路的长度和预处理质量相关,基本属于线性关系。     

直升机旋翼桨叶打尾梁的成因及预防

建立简化的旋翼模型,对旋翼桨叶锥体动力学作近似分析,确定了直升机桨叶尖部与尾梁间距离的主要影响因素。通过一起旋翼桨叶打尾梁事故,分析了直升机使用过程中旋翼桨叶与尾梁危险接近的原因,并对如何预防上述危险现象的出现进行了探讨。     

直升机旋翼塔总体设计与研究

为对新型直升机主旋翼系统进行充分地面验证,本文提出一种直升机旋翼塔总体设计方案,通过对设计输入、总体方案、塔体设计、驱动系统、测试系统、标定工装、试验厂房等方面进行总体设计与研究,制订了直升机旋翼塔总体设计方案,并开展了旋翼塔CAE建模和分析。CAE分析结果表明,旋翼塔模态等关键参数符合直升机主旋翼系统地面验证要求,证明了该直升机旋翼塔总体设计方案的可行性,本研究可为各类型直升机主旋翼系统的产品研发、地面验证提供借鉴和参考。     

基于直升机地面共振要求的起落架刚度及阻尼优化设计

为给出满足直升机地面共振稳定性要求的起落架刚度及阻尼的优化设计方法,首先构造机体无阻尼时其非稳区的模态阻尼比函数,据此给出机体模态非稳区临界转速的计算方法,结合与旋翼摆振后退型模态共振转速下机体模态阻尼比的计算方法,给出了满足地面共振稳定性的机体固有频率及阻尼要求。然后,根据支持在起落架上的机体自由运动模型,建立机体模态频率及阻尼与起落架刚度及阻尼的关系,从而给出满足直升机地面共振稳定性的起落架刚度及阻尼要求。最后,基于上述稳定性要求,在满足着陆缓冲性能要求的起落架刚度及阻尼范围内,以减小起落架需用阻尼且增大机体最小模态阻尼比为优化目标提出了对其刚度及阻尼进行优化设计的方法,并通过对某型直升机4种不同重量重心状态下的起落架刚度及阻尼进行优化验证了该方法的可行性。     

跪式起落架结构参数对直升机滚转模态频率影响的研究

铰接式单旋翼直升机的滚转模态是影响地面共振最关键的模态。文章针对跪式起落架结构和力的非线性特点,计算了起落架轮轴垂向力与缓冲支柱轴向力的传递系数。利用缓冲支柱及轮胎的静压缩试验数据,采用迭代计算的方法进行了全机地面平衡计算。基于刚度和阻尼等效计算原则,提出了跪式起落架系统的等效刚度和等效阻尼计算方法。通过对UH-60直升机仿真计算可知,摇臂外撑一定角度、缓冲支柱及轮轴长度增加、缓冲支柱与机身连接点下移能够不同程度的提高机体滚转模态频率。若将摇臂撑开30°,缓冲支柱伸长0.2 m,轮轴伸长0.2 m时,机体滚转模态频率可从3.54Hz提高到4.35Hz,比设计改进前提高了22.8%。通过改进起落架结构参数设计提高机体滚转模态频率,能够有效改善直升机的地面共振特性。     

某型机空中共振数据分析和参数识别

对于新研直升机,必须考虑旋翼与机身耦合不稳定性问题———地面共振和空中共振。以某型直升机作为研究对象,根据其飞行状态下实测载荷和振动数据对该型直升机空中共振情况进行了分析,并采用移动矩形窗方法识别了旋翼摆振模态的阻尼和频率,初步摸索了一套直升机空中共振实测数据分析和参数识别方法。     

直升机地面滑跑时地面共振分析及方法研究

在直升机试飞中,要考虑旋翼与机体耦合产生的动不稳定性问题—地面共振和空中共振。本文针对某型直升机发生的地面共振现象,根据飞行状态和振动数据对该型直升机发生地面共振的情况进行分析,并对引起的地面共振提出了解决方法,利用移动矩形窗方法识别发生地面共振时机体的模态频率和阻尼,为进一步研究直升机飞行中引起的直升机动不稳定性问题提供参考。     

直升机旋翼/机体耦合非线性系统的动稳定性分析

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。     

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“地面共振”多体动力学仿真分析

为了确保直升机不存在发生"地面共振"危险,在完成"地面共振"初步仿真之后应进行地面开车试验。针对试验研究成本高、局限性大的问题,利用LMS平台对某型直升机"地面共振"过程进行分析。根据理论和经验公式计算得出动力学参数,建立多体动力学分析模型。动态演示直升机"地面共振"开车试验过程的分析结果表明,该直升机在转速范围内不会发生"地面共振"。     

运载火箭振型斜率测量系统研制

结构动力学分析是运载火箭研制必不可少的环节,动力学分析的基础是建立一个准确的数学分析模型,这个数学模型需要通过一些试验测量获取的动特性参数来充分验证。运载火箭的振型斜率是运载火箭稳定控制系统设计的重要参数,该参数受舱段结构局部变形影响较大,无法通过数学仿真计算得到。因此,新型运载火箭必须进行全箭模态试验以获取振型斜率参数。通过全箭模态试验,完成了通过速率陀螺+加速度计直接测量的方式获取箭体结构振型斜率值。同时,根据不同频率下的模态试验,给出了速率陀螺标度因数在不同频率下的修正因子。试验结果表明,本测量方法有效提高了振型斜率的测量精度。     

重型直升机飞行动力学刚弹耦合建模及空中共振稳定性分析

针对重型直升机（HLH）大重量、低转速的固有特性,提出了一种适用于重型直升机的飞行动力学刚弹耦合建模方法。该方法结合传统直升机飞行动力学与旋翼机体耦合动力学,将传统飞行力学的分析频段拓展到了5 Hz,额外考虑了桨叶和机体的弹性变形,基于阻抗匹配法推导出了显式的旋翼/机体耦合动力学方程,模拟了真实飞行状态下的直升机气弹耦合特性,利用该模型计算并分析了算例重型直升机的悬停飞行特性和空中共振稳定性。结果表明：旋翼机体耦合导致摆振前进型和机体弹性模态的阻尼-转速曲线先相互靠近至同一点再分离,可能引起直升机的高频瞬态振动;在摆振等效阻尼不足时,旋翼摆振后退型是不稳定的,但随着等效阻尼增加,摆振二阶周期型模态和机体弹性模态会出现耦合;桨叶弹性变形与机体弯曲模态及挥舞集合型耦合,但不会引起明显的不稳定现象。     

AC500型飞机结构动力学有限元模型修正

介绍基于地面振动试验（GVT）结果和优化算法的结构动力学有限元模型（FEM）修正方法及其在AC500飞机中的应用，其中包括结构动力学FEM修正中的几个环节——全机FEM的建立、模型匹配、试验／分析相关性及修正参数的选取，并且还介绍了基于GVT结果和优化算法的结构模型修正中产生的特殊问题——模态跟踪（Mode Tracking）。最后给出修正后AC500型飞机FEM分析固有振动频率和模态，并对结果进行了评价。     

直升机尾桨/尾梁耦合稳定性分析研究

单桨带尾桨直升机的尾旋翼设计成摆振柔软型后,带来了新的动力学问题:尾桨与尾梁耦合动不稳定性问题。本文简述了它与主旋翼/机体耦合动不稳定问题的差别,主要介绍了尾桨与尾梁耦合动不稳定性问题的分析方法,通过算例分析,为消除这种不稳定性,对一些关键设计参数提出了设计要求。     

直升机海上搜潜控制的设计与仿真

对反潜直升机海上搜潜控制系统进行了详细的研究。建立了完整的系统各部件的模型。通过建立合适的海浪模型，采用维纳滤波法设计出实用的海浪滤波器。设计了缆位稳定模态和缆高保持模态控制律，通过数学仿真，对控制律的结构和参数进行了相应的调整，并在试飞中通过了验证。     

直升机滑跑地面共振特性研究

依据直升机定常滑跑平衡特性分析得到的起落架定常载荷、旋翼操纵量及定常挥舞,结合起落架轮胎和缓冲支柱的静、动特性试验数据,应用自由振动理论计算得到机体侧向和纵向模态特性随滑跑速度的变化规律;采用计入几何耦合的旋翼液压阻尼器动力学模型,计算了定常滑跑时旋翼周期摆振响应,并得到液压阻尼器在"双频"条件下的等效阻尼;应用平面动力学模型分析不同因素对直升机滑跑地面共振的影响。结果表明,滑跑速度会降低机体侧向模态的固有频率;某型直升机旋翼总距为2°时,在22.8~31 km/h范围内定常滑跑时,直升机遇到较大扰动时将发生地面共振,且旋翼总距增加会降低地面共振的滑跑临界速度;直升机定常滑跑时保持小总距,小扰动,则不会发生地面共振。     

带机体状态反馈的直升机地面共振分析

建立了带机体状态反馈的直升机旋翼/机体耦合动稳定性分析模型,研究了机体反馈系数对直升机地面共振的影响。根据Floquet理论采用传递矩阵法计算了系统的模态频率及模态阻尼,并用非线性模型的数值仿真进行了验证。结果表明,机体滚转角位移和角速度反馈能有效地提高摆振后退型模态阻尼;但当机体滚转姿态角反馈系数过大时,以挥舞后退型模态为主的旋翼挥舞与机体运动之间相互作用,导致直升机出现动不稳定性。     

某型直升机尾梁一起非典型腐蚀故障修理研究

从某型直升机尾梁腐蚀部位的材料、使用环境等方面入手,分析其发生腐蚀故障的原因,制定了相应的修理方案,并进行了验证与实施。对该机型的外场维护提出建议,以避免此类腐蚀故障的发生及扩展,确保直升机的使用安全。     

直升机关键技术及未来发展与设想

本文针对直升机特有的技术特点,尤其是其区别于固定翼飞机的飞行原理、复杂气动和结构动力学特性、极致重量设计等,对包括气动、振动、噪声、地面共振/空中共振、抗坠毁、安全性及重量控制等方面的直升机技术难点进行剖析,对问题产生的原因、机理进行深入浅出的分析,对当前技术发展情况及解决方法进行了阐述.随后对世界直升机技术发展方向进行了分析与探讨,提出未来直升机技术将以高速、绿色、智能化、无人及安全飞行等方向为重点,并结合我国直升机技术发展现状和未来发展趋势,提出了我国直升机技术未来发展的三个重要方向—先进直升机旋翼桨叶翼型设计技术、智能旋翼技术和高速直升机技术,提出了各发展方向的关键技术的科学内涵和解决途径,为我国直升机未来发展提供思路.