直升机旋翼粘弹阻尼器研制与应用

本文介绍了我所研制直升机旋翼粘弹阻尼器的简要过程,并结合研制中的“板式”和“扭转”型粘弹阻尼器的设计,简要概述了这两种典型结构参数的确定过程及其试验结果。经过两种型号四种粘弹阻尼器的研制证明其工程设计方法可行有效,作为一种工程设计方法的应用具有较大的实用价值,对相关专业工程设计也有其借鉴作用。     

直升机旋翼多层层压黏弹阻尼器多参数动力学建模与分析

针对基于柔性多体系统动力学的直升机旋翼系统动力学建模方法的要求,结合嵌入式多层层压黏弹阻尼器结构特点,建立了基于内变量理论的嵌入式多层层压黏弹阻尼器时域模型.通过引入多层内变量场,改善模型在较宽应变幅值范围和激振频率范围内计算阻尼器动特性及双频激振下动特性的能力.在阻尼器建模过程中考虑了嵌入式多层层压黏弹阻尼器中金属隔片的影响,引入温度传递函数考虑了阻尼器在工作过程中温度上升对黏弹材料的影响,提高了阻尼器模型的精度.通过计算分析与实验结果相比较,验证了阻尼器模型在不同应变幅值、激振频率以及双频激振下的有效性,为直升机旋翼气弹分析计算提供了一种嵌入式多层层压黏弹阻尼器模型.      

直升机旋翼黏弹阻尼器时域动力学建模与分析

建立一种适用于旋翼气动弹性分析的黏弹阻尼器模型,该模型考虑了黏弹材料本身的刚度非线性及激振力频率和幅值对黏弹阻尼器应力-应变关系的影响。通过引入新型几何非线性弹簧模块,根据需要调整模型的刚度变化规律,避免了现有黏弹阻尼器模型模拟不同类型材料时因刚度变化规律差异而需重新建模的缺陷,模型适应性强。模型采用多个内变量场,既能体现阻尼器幅变特性,也能准确反映多频激励下的黏弹性特性。以两种不同类型黏弹材料制造的黏弹阻尼器为研究对象,在旋翼黏弹阻尼器的典型工作幅值和频率范围内,进行了简谐实验。利用建立的旋翼黏弹阻尼器非线性时域动力学模型,计算不同类型黏弹材料制造的阻尼器在多种应变幅值、频率下的动态特性并与实验相比较,分析了黏弹阻尼器损耗模量、储能模量频变特性和双频激励对阻尼器的影响。结果表明,建立的非线性黏弹阻尼器动力学模型能够更好地反映不同类型黏弹材料构成的黏弹阻尼器的动刚度和阻尼,适合于直升机旋翼载荷计算和气动弹性分析。     

直升机旋翼粘弹性阻尼器性能试验的实现

本文在分析了粘弹性阻尼器的结构和工作原理后,着重描述了粘弹性阻尼器性能试验的技术方法。     

新型粘弹性阻尼器及其模具设计研究

本文对新型粘弹性阻尼器的设计计算及模具设计进行了全面的描述和分析,并以某型机相关参数为原始数据走了一个全过程。     

新型液弹阻尼器原理与初步构型设计分析

液弹阻尼器是一种全新的直升机旋翼摆振阻尼器构型。本文介绍了这种直升机旋翼摆振阻尼器的工作原理，并通过对液弹阻尼器的弹性刚度和阻尼刚度的计算公式进行推导，得出了一套可供使用的液弹阻尼器的初步构型设计计算公式。     

舰面直升机旋翼瞬态气弹响应分析

建立了舰面直升机起动和停车过程中的旋翼瞬态气弹响应分析方法,在桨叶结构建模中考虑了桨叶的挥舞、摆振、扭转和拉伸变形并计入了桨叶重量影响和因旋翼速度变化产生的惯性力。桨叶气动力计算采用时域非定常空气动力计算模型,包括非线性分离和动态失速的影响。用实验数据对分析方法进行了验证。      

直升机旋翼阵风响应研究

简要综述了当前直升机旋翼阵风响应的理论研究和试验对比研究的成果及发展方向，事实表明，旋翼的阵风响应是一个比较复杂的动态现象，它是研究旋翼在遭遇到一定形式的阵风后，旋翼由阵风诱导的响应参量的动态变化规律，它不仅影响直升机的驾驶品质，而且影响直升机的疲劳载荷和强度，其研究目的不仅在于进行理论分析和试验对比研究，而且还在于研究阵风减缓的机理和装置，阵风响应的研究对于具有较高动应力与振动水平的无铰旋翼的设     

直升机液弹阻尼器填充材料粘性特性分析

液弹阻尼器是现代直升机旋翼系统的关键部件,由于其突出的性能优势代表了阻尼器的发展方向。本文基于液弹阻尼器的工作原理,通过液弹阻尼器填充液的分析选择,进行液弹阻尼器填充材料特性研究。建立正确分析液弹阻尼器设计分析模型,充分考虑粘温性能、粘压性能的综合影响,揭示影响液弹阻尼器力学性能的参数敏感性,为新型液弹阻尼器的结构设计与计算综合分析提供支持。     

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。     

不同粘弹减摆器连接形式下的旋翼系统气动弹性稳定性分析

建立了粘弹减摆器不同连接形式时的旋翼系统气动弹性稳定性分析模型。旋翼动力学模型考虑了非定常空气动力和桨叶挥舞/摆振运动的耦合。采用基于复模量的非线性VKS改进模型,建立叶间粘弹减摆器和普通连接粘弹减摆器的力矩方程。分别采用特征分析法及时域分析法计算了普通连接形式和叶间连接形式的直升机旋翼系统的动稳定性。通过对工程实例的分析计算,得出了一些有意义的结论。     

直升机旋翼弹性轴承失效影响分析

介绍了球柔性旋翼弹性轴承的结构特点及工作模式,从直升机球柔性旋翼的几种典型工作状态对弹性轴承进行了受力分析,分析了弹性轴承失效后对直升机安全的影响.     

考虑弯扭耦合的带挤压油膜阻尼器转子的响应

本文研究了带挤压油膜阻尼器(SFD)的转子系统在考虑弯扭耦合的情况下的加速响应。采用π油膜理论表示SFD中的油膜力，推导了在加速情况下转子系统的运动微分方程，并采用数值方法对运动方程进行了求解。由计算结果可以看出．角加速度的大小会对系统的瞬态响应产生影响，而平稳运行后突然加速会造成SFD的油膜力产生振荡。     

粘弹减摆器几何耦合模型及对直升机悬停空中共振的影响.

针对具有几何耦合的非线性粘弹减摆器，在旋转坐标系下建立了其在平衡位置附近的小扰动微分方程，然后通过多桨叶坐标转换的方法将方程变换到不转坐标系中，并与直升机悬停时的线化小扰动方程结合起来进行特征值分析；减摆器静态位移和几何耦合对直升机空中共振稳定性的影响进行了分析。结果表明，粘弹减摆器会提高直升机空中共振稳定性；增大减摆器的静态位移会降低其有效阻尼；对于所考虑的旋翼系统来说，几何耦合可能会减小减摆器的静态位移，从而提高摆振后通型模态的阻尼。     

黏弹减摆器非线性特性对直升机前飞空中共振的影响分析

提出了一种基于复模量的黏弹减摆器非线性VKS改进模型,得到了减摆器单频及双频条件下复模量随动幅值变化的非线性特性;采用Floquet传递矩阵法计算了某直升机摆振后退型模态阻尼随前进比的变化。结果表明:直升机前飞时减摆器处于双频工作状态,与悬停时相比,空载及满载时耗能模量分别下降了50%及60%左右;从悬停转入前飞,空载时摆振后退型模态阻尼下降30%、满载时下降37%左右。     

电控旋翼稳态操纵响应研究

电控旋翼是于21世纪初提出的一种新概念旋翼系统。为探索其操纵规律,首先给出电控旋翼的理论计算模型。以此为基础,对SA349基准电控旋翼的稳态操纵响应进行了计算分析。得出结论:(1)襟翼操纵可有效改变桨叶桨距,时滞约为1/10旋转周期;(2)前飞状态下,襟翼总距操纵会产生周期变距效应;(3)襟翼周期变距操纵响应与传统旋翼类似。在原理性电控旋翼系统上,进行了悬停和前飞状态下襟翼的总距和周期变距操纵试验。通过对操纵响应试验结果的对比分析,证明了理论计算模型的正确性,同时也说明电控旋翼完全可用于旋翼操纵。     

直升机旋翼非定常气动力及结构动力响应计算

以二维非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程为模型方程,采用Ｊａｍｅｓｏｎ有限体积并引入变系数隐式残值光顺及固接网格计算了直升机旋翼不同展向位置处翼剖面的非定常气动力,进而采用插值的方法模拟直升机在悬停及前飞状态下,旋翼的桨叶所受的非常气动力载荷,并将之与桨叶的结构振动方程相耦合,求解其时域内的结构响应,非定常下气动力计算结果与实验结果做了对比,两者比较吻合,旋翼结构响应计算结果合理。     

定常直升机空气动力学数值模拟

本文介绍了一个定常直升机空气动力学CFD软件系统概况,较详细地描述了控制方程、方程的离散、边界条件,以及求解技术。最后展示了该系统的收敛性。