旋翼转速变化对直升机需用功率、配平、振动及噪声的影响分析

建立了适用于变转速旋翼直升机的综合分析模型,该模型可用于综合分析直升机稳态飞行时的旋翼需用功率、全机配平操纵、旋翼桨毂振动水平与旋翼气动噪声。并且使用UH-60A"黑鹰"直升机的飞行试验数据及相关研究结果验证综合分析方法的准确性。在此基础上,分析旋翼转速变化对旋翼需用功率、全机配平操纵、旋翼桨毂振动水平与旋翼气动噪声的影响,从而为转速优化设计提供依据。结果表明,改变旋翼转速会导致上述4个特性同时发生明显变化,而在本文算例中适当地降低旋翼转速可最多降低19.2%的旋翼需用功率与6.7%的旋翼气动噪声,但是却会造成旋翼操纵受限和旋翼桨毂振动增加的不良后果。     

基于独立桨距控制的电控旋翼主动振动控制

电控旋翼利用桨叶后缘襟翼偏转通过气弹作用带动桨叶变距,从而实现对旋翼的控制。但由于其系统的复杂性,桨叶间易存在扭转刚度和质量不相似,从而引起较严重的旋翼振动。针对该情况,提出了基于独立桨距控制的主动振动控制方法,并以某原理性电控旋翼为算例进行了数值仿真,验证了所提出控制方法对电控旋翼由扭转刚度和质量不相似引起振动的减振有效性,最佳减振水平可达90%。     

无人驾驶直升机设计的主要载荷研究

论述无人驾驶直升机设计的主要载荷研究问题。（１）设计规范研究：主要讨论国内外无人直升机尚无设计规范的情况下，载荷问题的处理与应用；（２）静强度载荷研究：通过机体结构强度计算及全机静力试验，论及静载荷下全机的强度与刚度品质；（３）全机振动特性与响应研究：通过机体动力特性计算，动力特性试验及振动水平测试论及全机振动与响应特性；（４）着陆载荷研究：通过撬式起落架功量计算分析，落震试验论及全机着陆载荷特性     

基于神经网络模型的襟翼主动控制旋翼减振分析

基于径向基函数(Radial basis function,RBF)神经网络构建了一种带后缘襟翼主动控制(Active controlled flap,ACF)的旋翼振动载荷计算模型。采用正交试验方法确立RBF网络训练样本的输入,在CAMRAD II中计算前飞状态下与训练样本对应的旋翼桨毂六力素,并将主通过频率下的分量作为样本输出,对RBF网络进行离线训练。在此基础上采用多周控制器对被控模型进行振动载荷主动控制。随后以2桨叶4m直径ACF旋翼为例,构建了其桨毂减振分析方法,并对桨毂动载荷各分量的减振效果进行了分析。研究表明,采用正交样本训练的RBF网络能够精确映射襟翼偏角与桨毂振动载荷的非线性关系,施加多周控制后,桨毂垂向振动载荷降低接近50%,其他方向的振动载荷也有不同程度的降低。     

智能旋翼—一种极有前途的直升机振动主动控制技术

在直升机旋翼各片桨叶后缘安装主动控制附翼（ＡＣＦ）的智能旋翼新概念，发展十几年来，特别是在智能材料技术取得重大进展、得到广泛应用的今天，正越来越受到直升机界的重视。本文简要概述了智能旋翼概念的由来、发展现状以及主动附翼控制振动的基本问题，指出该技术是一种具有卓越潜能、极具应用前景的直升机振动控制方法。     

基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整方法

旋翼不平衡是造成直升机振动的重要原因,而传统旋翼平衡调整是一种定期维护方法,耗时长且无法长时间保持维护后的振动水平。本文研制了一套基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整（In flight tuning,IFT）系统,可以根据计算机发出的数字指令控制智能变距拉杆长度实现桨叶变距输入,进而完成旋翼动平衡调整。试验发现智能变距拉杆杆端位移量对旋翼转频振动分量的影响呈线性规律,由此确定拉杆调整系数矩阵。当获取旋翼不平衡振动信息后,根据相位选择相应拉杆作为调整器,根据振幅在调整矢量方向投影的大小关系设计了调整策略,得到拉杆完成平衡调整所需的位移量。通过旋翼塔试验验证了该方法的有效性,结果表明该方法可以在直升机飞行过程中实时降低旋翼振动水平,有效提高了旋翼动平衡调整效率。     

与直升机操纵系统耦合的旋翼桨叶扭转振动固有特性的分析

本文用机械阻抗方法研究与直升机操纵系统耦合的旋翼桨叶扭转振动固有特性,并附一应用实例。分析结果表明:操纵系统对旋翼桨叶扭转振动固有特性的影响是一个值得注意的问题。     

武装直升机雷达散射截面计算及雷达吸波材料影响分析

为提高直升机雷达散射特性预估的准确性,建立了目标雷达散射特性分析的计算电磁学(Computational electromagnetics method,CEM)方法,并开展了吸波涂层对直升机雷达散射截面(Radar cross section,RCS)特性影响的研究。首先,对复杂目标(例如直升机)进行几何建模和网格划分,获得空间网格单元上的电磁场信息,作为整个电磁场仿真分析的计算基础。然后,通过介质球和涂覆电磁介质导体球的算例对比,分析结合共形技术的时域有限差分法(Finite difference time domain,FDTD)在处理介质物体及涂覆涂层介质物体的有效性,结果表明FDTD方法计算结果与级数解吻合。在此基础上,计算和对比了金属旋翼以及涂覆吸波涂层旋翼的RCS特性,分析了典型方位角入射下全机涂覆前后对RCS特性的影响。研究表明:旋翼表面全涂覆雷达吸波材料(Radar absorbing material,RAM)后对直升机旋翼的RCS抑制效果明显,在全机强散射部位涂覆RAM可以显著地降低RCS特性,涂层的使用在直升机的隐身设计中起到关键的作用。     

四旋翼飞行器减振滤波算法分析与设计

针对四旋翼飞行器在飞行过程中机体振动问题,分析了振动对加速度计输出数据的影响,为兼顾系统可靠性与灵活性,设计了机械防振与数字减振相结合的振动抑制方法。分别利用MPU6500内部低通滤波器、二阶巴特沃斯滤波和八深度窗口滑动滤波对原始数据进行分析,确定了在四旋翼飞行器中采用加速计内部低通滤波器结合窗口滑动滤波来抑制振动噪声的设计方案。通过实验验证,四旋翼飞行器在开机悬停状态下,俯仰角和横滚角均保持在±2°以内,基本消除了机体振动对自动驾驶仪系统姿态解算的影响,可获得较好的减振性能。     

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．     

优化转速旋翼性能分析与应用

旋翼转速的变化会对直升机性能产生重要影响,通过建立优化转速旋翼性能分析综合模型,包含PetersHe广义动态入流模型和全机配平模型,以国产现役某轻型直升机为例,分析前飞速度、起飞质量、飞行高度等对变转速旋翼转速优化路径的影响,分析变转速旋翼技术对提高直升机航时等性能的可能性。分析结果表明:通过合理降低旋翼转速,可以使最大起飞质量下的需用功率降低30%;起飞质量越轻、飞行高度越低,旋翼优化转速越低,需用功率降低越明显;通过优化转速完全消耗400kg燃油,通过优化旋翼转速,可使最大续航时间提高20.5%,最大航程提高8.5%;桨叶内段布置厚翼型能提高桨叶刚度,增加大速度时需用功率,但对中低速度飞行时总体性能影响较小,不影响长航时的优点。     

直升机旋翼失衡特性分析

旋翼桨叶相互不平衡，是引起直升机附加振动的主要原因之一，减小桨叶间不平衡（本文称失衡）引起的直升机附加振动，工程上依据旋翼失衡诊断的方法，旋翼失衡诊断技术是正在研究的课题之一。本文针对旋翼失衡诊断技术中的旋翼失衡特性分析，应用叶素理论，导出直升机旋翼失衡情况下，桨叶的运动特性和引起的附加激振力特性的数学分析模型。为验证数学分析模型，对某旋翼试算了失衡下桨叶运动特性和附加激振力特性。结果表明，数字分析模型是合理的．本文为旋翼失衡特性分析提供了一种理论分析、计算方法。     

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。     

基于小波变换和神经网络的直升机旋翼不平衡故障诊断方法

依据直升机旋翼不平衡故障空间与多点机体振动空间存在一对一映射关系的理论,采用某旋翼试验台设置桨距不平衡、质量不平衡以及后缘调整片不平衡的方法获取试验数据。利用小波变换和神经网络处理直升机机体振动信号,并对直升机旋翼单故障和复合故障进行诊断。最终实现了一种利用小波变换处理机体振动信号诊断旋翼不平衡故障的方法。     

旋翼结构参数及动力学参数对直升机操纵稳定性的影响研究

分析了直升机旋翼的预锥角，预掠角，桨叶根部的约束刚度和阻尼对直升机操纵性和稳定性的影响。旋翼的动力学模型采用有挥舞铰和摆振铰外伸量，桨叶根部在挥舞和摆振两个方向上都带有不弹性约束的形式；旋翼桨盘处的诱导速度分布采用自前向后直线增大的形式。分析结果表明：旋翼的预锥角和预掠角对直升机全朵的稳定性和操纵性的影响可以略去不计，而桨叶银部挥舞方向上的弹性约束刚度对直升机全机的操纵稳定性有较大影响，摆振方向上     

共轴刚性旋翼桨毂减阻优化设计方法

针对共轴刚性旋翼桨毂阻力全机占比较大的特征,开展桨毂减阻优化设计方法研究。首先分析了共轴刚性旋翼桨毂外形特点,确定减阻整流罩基本型式,建立了减阻整流罩参数化模型。分析了整流罩参数对桨毂阻力的影响,进行参数样本选取。在此基础上建立代理模型,采用优化算法求解代理模型进行参数优化设计,最终建立了适用于共轴刚性旋翼桨毂的减阻优化设计方法。通过计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)计算结果、试验结果以及优化结果对比验证,结果相差小于2%,说明了建立的共轴刚性旋翼桨毂减阻优化设计方法有效、可信。     

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。     

SMART STRUCTURES USING PIEZOELEMENTS FOR ACTIVE VIBRATION AND NOISE SUPPRESSION IN AVIATION AND AEROSPACE

具有减振降噪功能的压电智能结构是智能材料与结构的一个重要分支。在航空航天领域存在一些典型结构,如飞机机舱、空间站、卫星太阳能帆板和通讯天线以及直升机旋翼等,其振动与辐射噪声造成很多不利影响。为了研究这些结构的振动与噪声控制方法,制作了几个实验模型如大型薄壁复合材料圆桶、柔性梁、钢架及旋翼系统模型,通过压电传感器、驱动器布置数量和位置的优化,采用不同的控制算法,在基于个人计算机的测控平台上进行了振动控制实验,取得了明显的减振降噪效果。     

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     

独立桨叶变距对旋翼振动载荷影响规律分析

独立桨叶控制技术(Individual blade control,IBC)能够改善旋翼气动环境,降低桨毂振动载荷。本文采用Leishman-Beddoes动态失速模型和动态入流模型计算旋翼非定常气流下的气动响应;通过动力学软件ADAMS建立旋翼气弹动力学模型计算桨毂载荷;在周期变距基础上施加二阶和三阶谐波变距进行控制仿真,研究独立桨叶高阶谐波变距对桨毂载荷减振作用的规律。仿真结果表明,通过改变相应变距谐波的幅值和相位,能够使得振动水平大幅降低并达到最优。