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。     

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。     

直升机旋翼桨叶载荷标定新方法研究

直升机飞行时桨叶会产生挥舞、摆振和扭转等复杂运动,受到这三种复合载荷的作用,必须辨识、解耦和提取载荷测量信号.为了消除挥舞对摆振的影响,提供一种新的方法以确定桨叶实际预扭角,消除挥舞对摆振的耦合,弥补了以往方法的不足,从而得到了更为真实的载荷数据.     

铰接式旋翼舰面瞬态气弹响应及参数研究

为了研究舰面铰接式旋翼桨叶桨尖与机体相碰的原因及参数影响,本文采用中等变形梁模型处理桨叶弹性变形,用有限转角模拟桨叶绕铰刚性运动和非线性准定常气动模型处理气动力。通过与国外计算及试验数据的相关性分析,验证了本文建模及计算方法的正确性。参数分析表明:1)挥舞限动块脱开前,桨叶弹性变形提供的桨尖挥舞位移占主要部分,脱开后,桨叶刚性运动提供的桨尖挥舞位移占主要部分;2)舰面流场采用梯形流时,计算的桨尖挥舞位移最大;3)挥舞限动角大小及离心式限动块释放时间对桨尖最大挥舞位移影响不明显;4)直接增加桨叶挥舞刚度可显著地减小桨尖向下最大挥舞位移;5)随总距增加,桨尖挥舞挠度减小不明显,这是通过增加总距来减小桨叶挥舞位移不可行的另一原因。     

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。     

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     

电控旋翼气动特性建模与风洞试验验证

首先建立了带襟翼翼型的非定常气动力模型,继而基于Peters-He广义动态尾迹理论,考虑襟翼偏转对电控旋翼叶素环境的影响,建立了电控旋翼有限状态尾迹模型;进一步基于Theodorsen理论推导出电控旋翼桨叶挥舞响应与桨叶变距和襟翼操纵量的关系,综合以上建立了电控旋翼气动特性分析模型.以改进型电控旋翼试验系统为平台进行了风洞试验,测量了不同风速、不同襟翼操纵条件下的电控旋翼气动力、桨距、襟翼偏角及旋翼挥舞角的变化情况.理论计算结果与试验数据符合情况良好,验证了所建立的分析模型的正确性,并得出以下结论:旋翼转速一定时,桨叶变距与襟翼操纵基本呈线性关系;旋翼拉力随襟翼总距的增加而逐渐减小,襟翼总距较大时,其实际气动效率略有下降;前飞状态时,襟翼总距操纵会引起桨叶的纵向周期变距.      

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。     

直升机桨叶刚柔耦合特性及计算方法分析

为了研究桨叶刚柔耦合特性,采用中等变形梁模型处理桨叶弹性变形,分别采用小转角和有限转角两种方法处理桨叶绕铰的刚性运动。以桨叶扬起下坠碰撞问题为研究对象。计算分析表明:(1)弹性桨叶存在较明显的刚性运动和弹性变形耦合;(2)挥舞角较小时,两种处理方法计算结果一致,均与试验数据吻合较好;(3)挥舞角较大时,刚柔耦合增强,两种处理方法的计算值差别较为明显;(4)桨叶弯曲刚度对桨叶刚柔耦合特性有较明显影响,刚度越小,耦合越强;(5)桨叶如果比较柔软,小转角处理方法计算值相对有限转角处理方法,相位滞后、幅值增加均较为明显,计算桨叶动响应时需引起注意。      

小型共轴式直升机旋翼桨叶铰链力矩研究

从工程实际出发,建立了共轴双旋翼直升机桨叶铰链力矩计算模型.引入Leishman-Beddoes指数函数的半经验公式,建立了二维翼型非定常气动模型;引入干扰因子到Pitt-Peters动态入流模型,建立了反映共轴双旋翼直升机上下旋翼气动干扰的诱导速度模型;从桨叶的挥舞动力学模型出发,利用四阶Runge-Kutta算法求解桨叶刚性挥舞角的数值解,并利用模态叠加法计算桨叶的挥舞向变形.最后,通过对在研共轴直升机的计算得知,上下旋翼桨叶铰链力矩虽然在分量上有所差异,但是总的铰链力矩基本相同;中高速飞行时,上下旋翼桨叶铰链力矩在下倾斜盘累积成为使下倾斜盘前倾的力矩.      

旋翼气动提前操纵角研究

为了保证某型直升机操纵系统设计的顺利进行,本文基于国内外相关资料对气动提前操纵角进行了深入的研究,得出该角度主要取决于桨叶挥舞基阶固有频率ωβ1.而ωβ1与挥舞铰外伸量e、桨叶根部弹性约束Kβ和挥舞调节系数Kp密切相关.通过分析e,Kβ和Kp对气动提前操纵角△ψ的影响,推导出计算该角度的具体公式.采用该公式对几个型号进行计算,经校核与验证后,表明本文提供的计算方法可行,能满足工程精度,可应用于工程研究,从而为布置助力器提供理论依据.     

螺旋桨拉力计算验证及参数敏感性分析

本文介绍了桨叶角法理论基础并给出了计算表达式,同时考虑了诱导速度和不同前进比的影响,在此基础上给出了螺旋桨拉力的计算步骤。以某型螺旋桨缩比模型风洞试验结果为基础,对桨叶角法进行了验证。同时针对螺旋桨拉力确定试飞所测量的关键参数进行敏感性分析与评估。计算及分析结果表明,桨叶角法能够准确地预测出不同工况下的螺旋桨拉力系数,满足工程应用要求,为后续某型螺旋桨拉力确定试飞提供了理论基础。     

大速度状态下桨毂振动载荷计算方法

依据大速度前飞状态桨叶气动环境,通过对桨叶动力响应、翼型气动力、流场尾迹分布和桨根力等四个方面的分析,建立桨毂振动载荷预计模型。基于Leishman—Beddoes的附着流模型和动态失速模型计算翼型气动力,桨叶运动考虑刚性挥舞模态和弹性挥舞模态,诱导速度采用动力人流理论和Pite—He广义动态尾迹理论。利用状态空间法对方程进行离散化处理。以某型直升机为例。通过几种不同模型的计算,表明流场尾迹分布和桨叶运动变形对桨毂振动载荷预计有较大影响。     

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。     

基于角运动入流模型的旋翼俯仰状态气动响应计算

利用旋翼弯曲涡管理论模型,并计人涡核修正影响,发展了一个计算角运动对旋翼人流影响的分析方法,并通过该方法计算的旋翼人流分布与实验结果的对比,验证方法的有效性,然后计算了直升机在悬停和前飞时俯仰率对旋翼入流的影响.针对机动飞行时的尾迹畸变效应,对Pitt-Peters动态人流模型进行了增广,并建立了动态的尾迹畸变模型以考虑机动飞行时的尾迹滞后效应,推导了旋翼有角运动时的桨叶挥舞运动方程,并给出了旋翼的平衡分析模型.结合增广的人流模型、尾迹畸变模型、桨叶挥舞运动模型和旋翼平衡分析模型,建立了一个旋翼有角运动时的动态气动响应分析方法,并应用该方法分析了模型旋翼在机动俯仰状态下的旋翼动态挥舞响应和气动力响应.     

直升机在俯冲拉起状态下的主桨叶实测载荷分析

首先以主桨叶为研究对象,理论分析了直升机俯冲拉起状态下主桨叶实测载荷的影响因素;其次,以某型直升机旋翼载荷试飞为例,选取其主桨叶上的关键剖面,采用电阻应变计法进行飞行载荷测量,得到了不同重量重心、不同高度、不同法向过载等情况下的实测载荷;分析了实测的主桨叶挥舞弯矩、摆阵弯矩载荷值在直升机整个俯冲拉起过程中的变化规律,分析了实测载荷值随法向过载等的变化规律。为该型直升机试飞提供技术支持的同时,也为后续其他直升机法向过载包线拓展验证试飞提供重要支持。     

计入离心力影响的直升机旋翼翼型结冰数值模拟

建立了一套计入离心力影响的直升机旋翼翼型结冰的数值模拟方法.首先生成围绕翼型的贴体正交网格,然后用Navier-Stokes（N-S）方程求解黏性绕流流场.在此基础上,利用拉格朗日法建立水滴运动方程.其中,为提高计算效率,提出了结合位移矢量的水滴所处单元寻觅方法.最后,结合桨叶工作特点,发展了一种计入离心力影响的三维结冰模型.通过与桨叶结冰实验的对比,验证了本文结冰预测方法的可靠性.对比常规结冰模型,桨叶结冰量减少22.3%;若考虑桨叶的挥舞运动影响,桨叶结冰量进一步减少,表明了离心力及桨叶运动在结冰数值模拟中的重要性.通过不同剖面间的结冰量和冰形对比,分析并获得了桨叶结冰特征.结果表明离心力的影响程度随径向位移的增加而增加,下翼面结冰量随挥舞角的增加而减少.      

横列式双旋翼直升机旋翼对机翼的干扰分析

针对横列式双旋翼直升机旋翼下洗流对机翼的气动干扰影响,建立了旋翼对机翼的干扰计算模型。该模型首先基于万向铰旋翼建立了挥舞运动方程,以得到桨叶挥舞角,然后对桨叶采用非定常Beddoes翼型模型计算气动力和力矩,以考虑桨叶大负扭转带来的失速影响,接着引入动力人流模型获得旋翼处的诱导速度。最后运用经典方法,以XV-15倾转旋翼机为算例,计算了配平状态下旋翼对机翼的向下载荷,并与GTRS模型数据进行了对比,验证了计算模型的合理性。     

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。     

应用时间精确自由尾迹方法的桨叶总距突增响应特性分析

直升机旋翼的气动特性对总距操纵输入的动态响应具有复杂的非定常特性。文中结合尾迹模型、PC2B算法、桨叶气动模型、挥舞动力学模型、非定常翼型模型和旋翼平衡模型,建立了一个时间精确旋翼自由尾迹和气动特性分析方法。利用该方法,首先,计算了前飞时旋翼入流分布,以及悬停状态桨叶总距增加时拉力系数的变化,通过计算值与实验值的对比,验证了方法的有效性;然后,利用该方法对模型旋翼在悬停和前飞状态桨叶总距阶跃突增时的拉力系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数和挥舞锥度角变化的时间历程进行了计算分析,得出了一些新的结论。