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直升机旋翼/动力传动链扭振分析与试验 总被引:2,自引:1,他引:2
本文以某型机为例,对旋翼/尾桨/动力传动系统扭振特性进行了综合建模分析与试验,试验表明整个传动链的扭振固有频率和振型计算结果正确,为消除动力传动链扭振与发动机燃油调节系统耦合动不稳定性提供了可靠的设计依据,提出的传动链扭振与发动机燃调系统耦合稳定性检查试验方法,首次在该型机的研制中取得成功。 相似文献
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为了抑制直升机机动飞行时涡轴发动机自由涡轮、燃油调节系统出现的耦合扭振不稳定性,充分考虑了由旋翼、桨毂、传动系统、发动机以及机身组成的扭矩动力传递链的动态响应过程,建立了具有一定置信度的直升机综合扭振模型;并根据扭矩动力传递链特点,设计了作用于发动机转速控制回路的附加相移小的陷波滤波器以抑制综合扭振模型中涡轴发动机扭振。数字仿真表明,所建立的直升机综合扭振模型,在时域中,不同高度、马赫数下均可见低频扭振和高频扭振,与频域计算得到的低阶扭振频率1.92Hz,高阶扭振频率52.52Hz相符。同时,设计的扭振滤波器滤波幅值约-20d B,相角变化在±50°范围内,通频带附加相移小,能较为显著地抑制自由涡轮、燃油调节系统耦合扭振。 相似文献
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本文对叶间减摆器直升机调试运转中出现的扭振问题进行了详细的分析,从理论上弄清了导致这些问题出现的机理,提出了建模分析应考虑的一些因素和避免这些问题出现的设计措施. 相似文献
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为了解决直升机机动飞行时涡轴发动机控制系统扭振不稳定性问题,根据扭矩动力传递链特点,设计了一种基于最小均方差(LMS)的自适应滤波器,以抑制自由涡轮转速中的扭振动态,并与常规的陷波滤波器效果进行了对比。仿真结果表明,在定旋翼转速下,陷波滤波器和基于LMS的自适应滤波器均能抑制1.90Hz对应的固定扭振分量,但后者能使扭振幅值降低至5%以下,滤波效果明显优于前者;同时,变旋翼转速飞行时,发动机端的扭振基频率会随着转速变化在1.30~2.20Hz变动,此时常规陷波滤波器不再适用,而基于LMS的自适应滤波器仍可显著抑制扭振动态。 相似文献
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涡轴发动机动力涡轮转子动力特性研究 总被引:7,自引:2,他引:7
应用有限元方法建立了某新型涡轴发动机动力涡轮转子动力特性的计算模型,对转子在不同情况下的动力特性——临界转速、振型和不平衡响应分别进行了系统的计算分析,得到了转子的前5阶临界转速、前5阶主振型和前两阶不平衡响应曲线,并计算了平衡卡箍对转子动力特性的影响。试验表明:计算模型能真实反映转子的动力特性。研究结果为转子的后续高速动平衡试验提供了参考和依据。 相似文献
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本文建立了直升机动力传动链与发动机全权数控系统耦合的动力学有限元模型,研究了其稳定性,并建立了一种计算其扭振瞬态响应的方法,经试验结果验证表明具有较高的预测精度. 相似文献
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无人驾驶直升机发动机模糊自适应PID控制 总被引:1,自引:4,他引:1
针对某型无人驾驶直升机发动机控制的特点,提出恒量供油、恒速控制和总距前馈补偿控制的复合控制策略,在飞行控制计算机内建立发动机模糊自适应PID控制器,利用模糊规则和推理来在线调整PID参数,使发动机安全平滑启动,并在各种功率状态下保持输出轴转速恒定。经含实物仿真试验、地面试车、系留试验以及无人机整机试飞测试,所设计的发动机控制方案动态响应速度快,对总距变化等干扰的抑制作用强,能保证主旋翼在各种飞行状态下获得最佳的气动效率,改进无人直升机的飞行性能。 相似文献
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为了提高涡轴发动机在直升机飞行状态突变时的响应速度,提出一种基于需用功率预测的直升机/发动机综合控制方法。通过逐步回归分析法对直升机需用功率影响最大的5个变量进行选取,并以这5个变量为输入量,根据多元拟合方法建立直升机需用功率预测模型,基于所建立的预测模型,采用预测需用功率信号在发动机控制回路的燃气涡轮转速指令位置进行前馈线性补偿,设计了直升机/发动机综合控制方法。经过UH-60A综合仿真平台验证,结果表明:所提出的综合控制方法相比于传统串级PID控制方法,可以有效减少动力涡轮转速超调量或下垂量60%以上;相比加入总距前馈的控制方法,可以减小动力涡轮转速超调量或下垂量20%以上;可以有效加快发动机响应速度,缩短发动机响应时间1 s以上,极大提高了发动机的稳定性及鲁棒性。 相似文献
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为实现直升机/涡轴发动机的最经济运行,开展了直升机/发动机系统最经济旋翼转速综合优化方法研究。首先,建立简化的直升机需求功率性能计算模型与涡轴发动机性能计算模型,共同构成直升机/发动机综合系统性能计算模型;其次,围绕通过可变动力涡轮转速实现变旋翼转速方式,分别以最小直升机需求功率优化与最低发动机燃油流量为优化目标,进行最经济旋翼转速离线优化,并对比分析两种优化模式对直升机/发动机系统综合性能的影响,揭示不同工况对最经济旋翼转速的影响规律。结果表明:变动力涡轮转速下,优化直升机需求功率未必等同于优化直升机/发动机的总体性能,而桨叶固有的失速与压缩特性,会限制进一步实现直升机最经济运行的能力。此外,采用变动力涡轮转速实现变旋翼转速,几乎不影响压气机与燃气涡轮的工作线,沿着相同的工作线运行可获得更经济的直升机/发动机综合性能。 相似文献
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一种直升机进气道电磁散射减缩方案实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对一种与发动机舱融合设计的直升机进气道在垂直极化方式、水平极化方式下进行了电磁散射特性减缩方案研究。通过对比不同减缩方案与全金属模型RCS性能参数,研究了各种减缩方案的减缩效果,结果表明,该类进气道在采用电磁散射减缩方案时,RCS较全金属模型而言,均有不同程度的降低,其中采用在前唇口、上下唇口、前输出轴、动力舱粘贴吸波材料缩减方案的减缩效果是最佳的,可以获得8dB左右的RCS减缩效果。另外,垂直极化方式下采用减缩方案的减缩效果要比水平极化方式效果好。 相似文献
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提出了一种用于直升机/涡轴发动机综合控制的变旋翼转速串性优化方案。首先基于Levenberg-Marquarat(LM)算法/一维最优搜索算法,在保证直升机飞行状态不变的情况下,寻优得到旋翼所需最小功率,接下来,再通过优化发动机操纵量,在保证发动机约束成立的条件下得到当前发动机运行最优工作点,即达到直升机巡航时油耗最小或者涡轮前温度最低。最后,在UH-60直升机/涡轴综合控制仿真平台上进行了最小油耗控制模式的仿真,数字仿真结果表明了该串行优化方案的可行性。 相似文献
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根据质心运动定理、G alerk in法和D irac函数,求得非惯性移动系下直升机的倾斜弹性多支点传动轴的弯曲运动方程。在此基础上,用多尺度法求得稳态下主共振的分岔方程。分析了运动稳定性、幅频响应曲线的拓扑结构等。结果表明:弹性中间支点有限幅器的功用,能提高传动轴的运动稳定性,增大相邻阶主共振之间不分岔的频率范围。可通过减小偏心距、降低主共振的阶数、加大传动轴及中间支点处的阻尼,使传动轴主共振不分岔。 相似文献
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挤压式磁流变液阻尼器—转子系统的振动控制试验 总被引:3,自引:0,他引:3
以小型航空发动机的转子和支承结构为设计参考,设计和制造了一种支承在挤压式磁流变液阻尼器上的单盘转子系统,并试验研究了在不同控制电流条件下系统的不平衡响应特性。试验发现,磁拉力对一阶临界转速和临界振幅的影响可以忽略;油膜反力可降低转子系统在无阻尼临界转速处的振幅,并使临界转速增加。根据这一特性,提出用开关控制能使阻尼器具有最佳的减振效果。研究表明,挤压式磁流变液阻尼器具有结构简单、控振效果明显、反馈迅速等特点,在高速柔性转子系统的振动控制中极具应用前景。 相似文献