直升机双叶旋翼／旋翼轴系统耦合动稳定性分析和试验

研究了直升机双叶旋翼桨叶摆振与旋翼轴弯曲的耦合振动，分析了系统三个模态固有频率随转速增长的变化趋势。着重研究了耦合各模态中存在着不稳定区的模态，并讨论了桨右质量、旋摆振方向刚度、旋翼轴弯曲刚度对此模态不稳定区的影响。利用实物在组合台架上进行了试验，测量了旋翼，旋翼轴及其支持系统的动应变，找出了旋翼谐波激振力作用下的共振点，从而验证了上述分析结果。本文还通过改变系统参数，检验了系统固有频率的变化情况     

旋翼与机身耦合的多柔体动力学方程

在分析旋翼系统的挥舞、摆振和变距运动的基础上，应用柔性多体理论建立旋翼系统的动力学方程，并利用超单元技术建立机身动力学方程，然后根据模态综合技术建立旋翼与机身耦合系统动力学方程。同时作线性处理，计算一个简单模型的固有频率，为旋翼与机身耦合系统的振动特性和响应分析提供一种新模型。     

8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台的动态特性测试及初步分析

本文介绍了8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台的动态特性测试,给出了试验台在不同工况下的固有频率及振型。并在试验的基础上,进行了试验台安装 BO-105旋翼模型时的地面共振问题的分析计算,确定了旋翼临界稳定转速。同时,初步分析了有关参数对试验台动态特性的影响。     

悬停状态下旋翼模型桨叶气弹稳定性试验研究

详细介绍了旋翼桨叶气弹稳定性试验采用的试验模型，试验设备，试验状态和试验方法。重点论述了先进旋翼的结构形式，以及简单可靠的周期变矩激振方法。试验用液压作动简对自动倾斜器的不动环激振，共进行４６种状态结果，其结果符合要求，与理论分析结果有较好的一致性。该项试验的激振方法和数据采集处理技术可直接用于直升机型号研制中的旋翼气弹稳定性试验，为进一步发展我国旋翼气弹稳定性试验技术打下了良好的基础。     

应用机械阻抗技术确定直升机旋翼—机身组合系统的固有频率

本文以Y—2直升机为例,从理论分析和机械阻抗的实际测试来阐述如何利用机械阻抗技术确定直升机旋翼——机身组合系统的固有频率,以及旋翼与机身动态特性之间的相互影响。文中不仅给出了组合系统的共振图,而且也提供了在旋翼动力特性设计计算中关于如何处理边界条件影响的一个实例。     

旋翼／机身耦合系统的固有特性研究

直升机的旋翼与机身在桨毂处是机械耦合的，用旋翼阻抗和机身阻抗在桨毂处匹配的方法分析旋翼／机身耦合系统的固有特性。旋翼阻抗由旋翼在固定坐标系中的运动方程得到，这个运动方程由旋翼旋转坐标系中的桨叶模态方程导出，机身阻抗可由此可见 身的有限元分析计算或振动试验获得，还设计与加工了一个旋翼／梁耦合模型，对此模型进行了试验研究，试验结果和计算结果比较表明，分析旋翼／机身耦合系统固有特性的方法是可行的，且具有较高的精度。     

共轴式直升机飞行性能分析

从总体设计角度，对双旋翼共轴式直升机的悬停和前飞性能计算进行了分析和研究，建立了一套工程实用的计算方法，编制了程序，计算了算例。特别在悬停状态下，根据滑流理论，考虑了双旋翼的相互气动干扰，经过合理的简化、推导和求解，得到了适合不同旋翼间距的悬停性能计算公式。为了验证理论分析的正确性，在旋翼实验台上进行了双旋翼气动特性实验。试验结果表明，上述的分析和计算方法可以较好地满足直升机总体设计要求，并取得了     

动力入流对旋翼操纵导数影响的研究

动力入流理论把旋翼扰动运动所引起的气动力变化和诱导速度变化直接联系起来,是一种简便而实用的旋翼非定常气动力模型。本文把动力入流模型引入旋翼操纵响应分析,建立了一套计算旋翼操纵力和力矩的分析模型,并在旋翼模型试验台上进行旋翼悬停操纵导数试验。通过试验值与理论值(计入和不计入动力入流)的对比分析,证明了动力入流模型的适用性,初步弄清了不同条件下动力入流的影响程度。本文还用一个简化模型分析了动力入流对不同型式的旋翼(无铰式、根部较柔软的无铰式和铰接式)的影响程度,得出了与传统观点不同的结论。     

旋翼实度对悬停效率影响的试验研究

着重就旋翼实度对悬停效率的影响进行了试验研究。首先分析了悬停效率与旋翼实度之间的影响关系，然后介绍了试验研究采用的方法和所取得的试验结果，给出了不同实度时旋翼拉力与总距、悬停效率与总距、悬停效率与拉力系数以及悬停效率与单位桨叶面积拉力系数的关系曲线。对试验结果的分析表明，试验方法合理，结果可靠，可供旋翼设计时参考。     

自适应滤波前馈控制器实现智能旋翼振动的实时控制

主要研究目的是寻求利用智能旋翼概念，将自适应随波前馈控制器应用于直升机旋翼的主动实时振动控制的可行性研究，但自适应控触所需参考信号在实际应用中往往难以获得。本提出利用旋转变压器拾取直升机桨叶旋转信号作为参考信号来解决这一问题。为了实现旋转桨叶和机体之间的双向多路信号的可靠传输，以组成智能旋翼闭环控制系统，本提出了一种非接触信号传输方法，并进行了实时振动控制试验，以验证控制策略、信号传输方法和智能旋翼概念．最后，根据试验结果，讨论了进行高效控制应当如何选择控制参数问题．     

Rubbing-Induced Vibration Response Analysis of Dual-Rotor-Casing System

Considering gyroscopic effects caused by rotational speed,torsional vibration as well as coupling effects among inner rotor,out rotor and casing,a dynamic model of the dual-rotor-casing system is established using finite element(FE)method.By comparing the natural characteristics obtained from MATLAB and ANSYS,the developed model is verified.Then rubbing-induced vibration responses in dual-rotor-casing system are analyzed.The effects of rotational speed and speed ratio on rubbing vibration responses of the system are discussed.Results show that different combined frequency components will appear in the spectrum except two unbalanced excitation frequencies and their multiple frequency components,and these frequencies can be used as the dual-rotor aero-engine rubbing failure diagnosis frequencies when rubbing occurs.Besides,the amplitude of torsional vibration is larger than that of lateral vibration under the same working condition,and speed ratio has a great impact on the periodicity of the system rubbing-induced motion trajectory.The amplitude of rubbing-induced responses under counter-rotation is less than that under co-rotation with the same parameters.     

转动旋翼模型动柔度的试验研究

介绍测定转动旋翼模型动柔度的试验方案、试验程序，综述以作者自行设计的旋翼模型进行试验所得到的结果及其与理论计算结果的比较。结果表明，试验方案与方法是可行的，理论计算公式是正确的。     

直升机旋翼试验塔电力拖动系统特性分析与仿真计算

直升机旋翼试验塔主拖动系统功率大、负载特性特殊,选择以中压变频交流调速系统作为主拖动是一种较为理想的方案。本文针对旋翼负载特性,建立了基于矢量控制的变频调速系统仿真模型,分析计算了不同机型旋翼负载的起动特性及调速性能,论证了三电平中压变频调速方式用于直升机旋翼试验系统的可行性,为旋翼试验塔的研制设计提供了理论依据。     

旋翼变距拉杆关节轴承磨损故障特征及磨损程度识别

在旋翼故障试验台上设置不同程度的变距拉杆关节轴承磨损故障,分别测量其引起的机体振动信号,通过频谱分析技术提取该类故障的机体振动特征。取故障信号频谱分量作为训练和测试样本,利用径向基神经网络的良好逼近能力,实现了仅用机体振动信号来识别变距拉杆关节轴承磨损程度,识别平均误差小于10%。该诊断方法简捷可行,为进一步开发旋翼状态监测与故障诊断系统提供技术基础。     

旋翼／机体耦合动稳定性计算与试验的对比

采用带外伸量及弹性约束的当量铰桨叶模型，考虑了旋翼挥／摆结构耦合及动力入流非定常气动力，建立了悬停状态旋翼／机体耦合动稳定性分析方法，适用于星形柔性及无铰式等旋翼系统。分析时挥舞、摆振、机体运动及动力以均以复数变量表示。通过各自由度之间相互作用分析，揭示了动不稳定的机理及动力入流均以复数变量表示。     

转速比对双转子系统非线性动力学特性影响

以航空发动机双转子系统为研究对象,考虑挤压油膜阻尼器以及中介轴承的非线性力,通过有限元法和固定界面模态综合法建立了双转子系统的耦合动力学模型。利用仿真计算分析了转速比对转子系统非线性响应特性的影响。研究表明:响应中能观察到较明显的交叉激振现象;响应中除了内外转子的不平衡激励频率之外,还出现了两者的组合频率,但不同转速比情况下的组合频率不同;同向旋转情况下的临界转速均不小于反向旋转;转速比对转子系统的轴心轨迹和运动的周期性有较大影响。最后,通过试验验证了本文建模和仿真结果的正确性。     

基于测力和测压试验的气动导纳识别结果比较

气动导纳是大跨度桥梁抖振分析的重要参数,通常通过格栅湍流场测力或测压风洞试验进行识别。然而,测力试验中天平和节段模型系统的固有振动和测压试验中测压管路系统的频响效应都会对气动导纳的识别结果产生影响。本文通过格栅湍流场测力和测压试验、采用抖振力自谱和抖振力脉动风交叉谱综合残量最小二乘法识别了准平板断面的气动导纳,其中,在基于测力试验的气动导纳识别中考虑了模型抖振力跨向不完全相关效应的影响,在基于测压试验的气动导纳识别中考虑了按Bergh-Tij deman理论公式修正或者不修正测压管路系统频响特性影响的2种情况。在此基础上,通过考察气动导纳实验识别结果之间的差别及其与平板断面气动导纳理论解Sears函数之间的差别,研究了天平模型系统固有振动以及测压管路系统频响效应对识别结果的影响。结果表明:天平模型系统的共振会显著放大气动导纳的识别结果;而由于测压管路的固有频率一般要显著高于天平模型系统的固有频率,因此,与基于测力试验得到的气动导纳相比,基于测压试验所得气动导纳总体上更加合理,可用导纳的折算频率范围更广。此外,在一般大跨度桥梁抖振分析所关心的折算频率范围内,考虑测压管路频响特性修正后,气动导纳有一定降低。     

直升机旋翼模型结冰风洞试验技术

为满足我国直升机旋翼结冰风洞试验需求,中国空气动力研究与发展中心在大型多功能结冰风洞研制了直升机旋翼模型结冰试验系统,发展了旋翼模型结冰风洞试验方法和数据采集与处理方法,规范了结冰试验的流程,能够安全可靠地开展旋翼模型结冰试验研究.通过开展国内首次直升机旋翼模型结冰风洞试验,研究了典型工况下旋翼模型的结冰特性,获得了结...