一种高效率的桨叶载荷标定方法

在桨叶的载荷测量和疲劳试验之前,都要对桨叶进行载荷标定。确定桨叶的挥舞面或摆振面是载荷标定的重要内容,本文介绍的就是一种快速确定桨叶挥舞面和摆振面的方法。     

直升机桨叶结构载荷校准过程中的预扭角确定方法

给出了一种直升机桨叶结构载荷校准过程中的预扭角确定方法。首先,介绍了试验原理,试验设计为在桨叶摆振方向小角度范围内加载,计算桨叶剖面在摆振方向加载时对应剖面的挥舞弯矩输出,在线弹性范围内,理论分析了挥舞弯矩电桥的输出结果与摆振竖直方向角度的线性关系;其次,以某型直升机桨叶为例,应用电阻应变计法,采用机载CAM500系列测试设备,完成了对其桨叶剖面预扭角的确定实践,验证了方法的正确性和准确性,为直升机桨叶结构载荷校准提供技术支持。     

直升机桨叶载荷校准试验的解耦实践

本文围绕直升机桨叶载荷校准试验中出现的摆-挥、挥-摆耦合问题,阐释了一种快速、高效的摆-挥、挥-摆解耦方法。该方法通过建立摆振方向加载角度与挥舞电桥输出电压之间线性拟合关系实现摆-挥解耦,并通过计算挥-摆耦合系数,估算、调整摆振单片位置实现挥-摆解耦。最后,本文以某型直升机桨叶载荷校准试验的解耦结果、校准曲线和载荷方程,验证了该解耦方法的正确性和有效性。     

旋翼桨叶载荷测量中的解耦方法研究

为了解除直升机旋翼桨叶挥舞面载荷和摆振面载荷在测量中的耦合效应,提出了两种解耦方法:分析解耦法和物理解耦法。通过对两者的分析比较,确定两者的优缺点,为型号应用提供方法借鉴。     

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。     

基于飞行测量的弹性轴承试验载荷谱修正和寿命评估方法

球柔性旋翼系统在我国自主设计的直升机上获得了广泛的应用，弹性轴承在其中承担着重要角色，它提供了旋翼旋转过程中桨叶的挥舞、摆振和扭转运动，传递了旋转产生的离心力、挥舞方向的升力和摆振方向扭矩产生的切向力。文章讨论了不同设计阶段弹性轴承载荷谱的获得，基于飞行载荷测量的弹性轴承载荷谱修正，不同载荷谱对弹性轴承损伤影响的等效分析方法和弹性轴承寿命评估。     

一种高效率的浆叶载荷标定方法

在浆叶的载荷测量和疲劳试验之前，都要对浆叶进行载荷标定，确定浆叶的挥舞面或摆振面是载荷标定的重要内容，本文介绍的就是一种快速确定浆叶挥舞面和摆振面的方法。     

地面开车状态下桨叶频率配置对载荷的影响分析

以某模型旋翼为研究对象,开展地面开车状态下桨叶各阶频率与气动激振力频率耦合对桨叶各剖面载荷的影响的研究。绘制了旋翼真空中共振图以及空气中共振图,根据共振图得出旋翼各阶频率与气动激振力频率耦合时的转速。分别计算了孤立旋翼在挥舞、摆振、扭转频率与气动激振力频率耦合转速下地面开车的桨叶各剖面载荷,并与前飞状态进行对比。计算结果表明,在耦合转速下地面开车,桨叶各剖面动载小于前飞时桨叶各剖面动载,不会影响桨叶寿命。     

直升机复合材料国产化桨叶剖面特性的分析

由于国产复合材料性能较进口复合材料有较大变化,根据替代前后桨叶的动力学特性基本不变的原则对原桨叶结构进行了调整。采用薄壁梁横截面剪流相等的原理推导了桨叶扭转刚度的计算公式,基于挥舞刚度、摆振刚度、质量分布的定义得到了迭代公式。对某直升机替代前后桨叶的剖面特性进行了计算。结果表明：替代前后桨叶的扭转刚度、挥舞刚度、摆振刚度及单位长度质量分布完全一致,说明替代前后桨叶的剖面特性有很好的一致性。     

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。     

扑翼飞行器动力系统建模方法

为快速评估扑翼飞行器的航时,便于针对不同扑动翼进行动力系统设计与优化,逐步减少实物验证与试飞,加快扑翼飞行器的研制,基于实验数据参数辨识的方法建立了包含直流无刷电机、电调（ESC）、锂电池和扑动机构等扑翼飞行器动力系统组件的动态模型,其中电机模型相对误差小于10%,锂电池动态模型相对误差小于6%;提出了一种基于风洞试验气动数据和功率数据的扑动轴瞬时气动载荷半经验高精度建模方法,解决了气动载荷测量较为困难的问题,模型确定系数大于0.89;集成以上模型后的扑翼飞行器仿真系统还包含扑动翼周期平均气动模型、平尾气动模型和纵向控制模型,确保仿真在动态配平状态下进行,可进行全任务剖面航时仿真,航时仿真与实际试飞结果相比误差小于3%。集成的扑翼飞行器仿真系统采用模块化建模思想,各模型参数独立可调,能进一步应用于扑翼飞行器多学科优化等研究。     

基于PC2B格式自由尾迹方法的旋翼响应特性分析

旋翼自由尾迹模型的建模和桨叶动态响应计算的问题是直升机空气动力学领域中富有关键意义的课题。本文结合桨叶气动模型、旋翼涡尾迹模型、桨叶挥舞动力学模型、"PC2B"尾迹求解算法和旋翼配平模型,建立了一个时间精确的旋翼自由尾迹和桨叶动态气动响应的分析方法,并针对旋翼总距突增时的旋翼载荷和桨叶动态响应进行了计算和分析,得出了一些有意义的结果。     

基于CFD/CSD紧耦合的旋翼翼型气弹分析

采用CFD/CSD（计算流体力学/计算结构力学）紧耦合的方法,以Fluent软件作为主控平台,通过UDF（用户自定义函数）及I/O（输入/输出）文件读写的方式实现结构响应和气动载荷的数据交换,耦合求解了旋翼桨叶剖面的气动力和振动响应.在此基础上研究旋翼桨叶剖面在变距、沉降（挥舞）和周期交变来流条件下的气动特性和振动响应特性.结果表明:桨叶剖面在轻失速情况下,气动载荷周期性比较好,表现出光滑的迟滞环曲线,结构沉降响应也表现出光滑的周期性现象,扭转响应出现局部轻微振荡.深失速情况下,气动载荷及结构响应都表现出强烈的非线性振荡,高频成分较为明显.      

旋翼桨叶非定常挥舞运动的分析计算方法

从旋翼桨叶的实际气动环境出发导出了桨叶的非定常挥舞运动方程，其中考虑了影响旋翼桨叶非定常挥舞运动的各种因素，包括旋翼入流的时滞效应及前行桨叶的压缩性和后行桨叶的失速特性。给出了计算桨叶非定常挥舞运动的递推公式，并进而描述了旋的整体挥舞运动。最后以某型直升机为例，计算了直升机悬停及前飞中旋加变距操纵后旋翼桨叶挥舞运动响应的过渡过程，结果表明：用本文所述方法能合理地计算旋翼桨叶挥舞运动的非定常过渡过程     

直升机旋翼轴弯矩特征及应用

针对球柔性桨毂构型的直升机,分析了各支臂mΩ挥舞力动载、挥舞力静载不平衡量和摆振力动载、离心力动载、离心力静载不平衡量产生的旋翼轴弯矩的幅值、频率、相位和分布规律。对某直升机制定了飞行载荷测量方案,获取了测量数据,分析了旋翼轴弯矩的特征,建立了有效性判据,判别了无效数据,编制了实测载荷谱。某直升机的分析结果表明：在旋翼坐标系下旋翼轴动弯矩远大于静弯矩,旋翼各支臂挥舞力静载不平衡量和和离心力静载不平衡量较小;旋翼轴弯矩以1Ω载荷为主,主要由旋翼各支臂1Ω的挥舞力、摆振力和离心力产生;合成弯矩呈大小相等的旋转弯矩特征,沿旋翼轴不同周向位置的弯矩幅值相近,相位差与周向的夹角相同。     

扑翼升力特性的非定常涡格法计算研究

针对西北工业大学航空学院微型飞行器研究室研制的PY-1型扑翼机,建立了扑翼的运动模型,并采用非定常涡格法模拟了该扑翼的升力特性,分析了迎角、飞行速度对升力特性的影响。计算结果与实际飞行试验吻合,验证了非定常涡格法模拟扑翼非定常气动特性的正确性和有效性。研究结果可为扑翼机的气动设计提供参考。     

基于CFD/CSD耦合方法的旋翼气动弹性载荷计算分析

为提高直升机前飞状态下旋翼非定常气动弹性载荷的预估精度,在旋翼气动弹性综合分析方法中引入旋翼CFD模块,建立了一套基于CFD/CSD松耦合分析的计算方法和程序。为高效解决流固耦合方法中由于桨叶挥舞、扭转等弹性变形带来的旋翼贴体网格变形问题,采用基于代数变换方法的网格变形技术,桨叶运动变形量和旋翼气动力信息通过流固交接面传递。旋翼流场分析方法中,主控方程采用耦合S-A湍流模型的Navier-Stokes方程,围绕旋翼流场的网格采用结构嵌套网格方法生成,无黏通量计算采用Roe格式,时间推进采用双时间法。旋翼结构分析中,考虑旋翼配平,基于Hamilton变分原理和20自由度Timoshenko梁模型求解弹性旋翼非线性运动方程。分别对CSD和CFD方法进行验证,在此基础上,计算了SA349/2旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动力、挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩,并与飞行测试数据进行了对比。计算表明:CFD/CSD耦合方法可以显著提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,精确捕捉桨叶表面压强峰值、激波位置等,表明本文发展的旋翼CFD/CSD耦合方法可以有效地运用到旋翼气动弹性载荷的预测分析中。     

微型扑翼飞行器的气动建模分析与试验

用计算流体力学的数值模拟方法研究了微扑翼飞行器的扑翼飞行的非定常空气动力学问题。在对昆虫扑翼飞行运动的仿生模拟基础上 ,对实际可飞的微扑翼飞行器的扑翼运动建立了三维翼型的运动学与空气动力学模型。利用任意拉格朗日欧拉 ( ALE)有限元方法求解出 N-S方程的数值解 ,证明简单扑翼布局所提供的升力足以克服微扑翼飞行器本身的重力使其飞行。在此基础上 ,分别计算并分析了拍动幅值、俯仰幅度以及扑翼频率等各种扑翼参数对升力的影响。最后 ,探索性的扑翼风洞试验与飞行试验结果在一定程度上验证了文中计算方法的可行性      

扑翼飞行器柔性翼的动力分析与实验

针对小型扑翼飞行器柔性翼的特点,提出了一种利用欧拉方程结合有限元分析计算柔性扑翼上气动力的分析方法,并进行了样机推力测量实验.实验证明计算结果能很好地反映出扑动周期中不同时刻的推力特征.该方法既可以得到宏观上的推力、扑动阻力,又可以得到不同扑动参数下翼上各处的气动力分布,为柔性扑翼的设计优化提供帮助.      

一种仿生扑翼飞行器的设计及动力学分析

为了提高仿生扑翼飞行器设计水平,弄清仿生扑翼飞行器的动力学特性、改善其飞行性能,设计了一种折展翼仿鸟扑动飞行样机,并对其动力学特性进行了分析。通过仿生方式设计了基于曲柄连杆的折展扑动机构,建立了扑翼机构的运动学模型,得到了相关运动学参数,并采用拉格朗日方法,推导出扑翼扑动时的动力学模型。基于条带方法对该扑翼的气动力、气动力矩载荷进行估算,分析了折展扑翼非对称扑动时翼翅气动力矩变化规律,结果表明:与一般直扑翼相比,折展翼在上扑阶段受到更小的阻力,因而扑翼扑动过程中能够获得更大的升力。基于ADAMS软件包,对扑动机构关键铰接位置的力学特性进行分析,为优化扑动机构、提高其结构强度提供重要参考。