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变转速旋翼在高速及长航时直升机等领域有巨大的应用前景,旋翼变转速过程的瞬态动力学响应及载荷特性,对直升机飞行控制和部件结构设计都至关重要。本文基于相对坐标描述的拉格朗日递推多体动力学方法,构建了一套旋翼变转速过程瞬态动力学分析模型,能够体现动态时变的旋翼转速和旋转角加速度对动力学响应的影响,在此基础上,对旋翼变转速过程的瞬态动力学行为进行了数值仿真分析研究。结果显示,旋翼变转速过渡过程,对摆振方向动力学影响十分显著,进而会引起旋翼轴扭矩瞬态载荷过冲现象;采用平滑进入/改成的变转速策略,有利于减小旋翼轴扭矩过冲载荷;旋翼升转速和降转速过程,会产生不同的动力学影响;变转速过渡时间是影响瞬态动力学特性最重要的因素,随着角加速度的增大,旋翼轴扭矩载荷过冲会急剧增大;旋翼拉力水平、前飞速度等飞行状态参数,主要影响稳定状态下的载荷基准值,对瞬态载荷过冲幅值也具有一定的影响。 相似文献
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为了扩大直升机变旋翼转速变化范围,开展了基于无级变速机构的直升机/传动系统/发动机连续变旋翼转速控制模拟方法研究。基于叶素法和容积动力学方法,建立了主旋翼/发动机综合数学模型用于直升机推进系统仿真,该模型由主旋翼简化模型和涡轴发动机部件级模型组成。在主旋翼/发动机综合模型的基础上,加入了基于能量法建立的无级变速传动装置动力学模型,通过变传动比实现变旋翼转速控制模拟,通过定常来流状态下的数字仿真,分析变旋翼转速控制过程对主旋翼和发动机状态的影响。结果表明,提出的变旋翼转速控制模拟方法在保证涡轴发动机动力涡轮转速变化小于1.5%的前提下使旋翼转速连续变化25%,建立的直升机/传动系统/发动机综合模型为变旋翼转速技术的设计与验证提供了较可靠的数字仿真平台。 相似文献
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变转速旋翼直升机性能及配平研究 总被引:11,自引:0,他引:11
为研究变转速旋翼直升机性能及配平特性,本文以旋翼动力学综合模型为基础,研究了样例变转速旋翼直升机旋翼需用功率随旋翼转速、前飞速度、起飞质量和飞行高度的变化,以及旋翼总距、纵横向周期变距和桨轴纵横向倾斜角随旋翼转速和前飞速度的变化关系。研究结果表明,降低旋翼转速可明显降低旋翼需用功率,有利于提高直升机航时、航程和升限等性能指标。旋翼转速变化对直升机配平影响明显,配平限制了旋翼工作于过低的转速,另一方面,旋翼转速过低反而有可能增加旋翼的需用功率。旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼转速的降低而加大,旋翼桨轴的纵向倾斜角随转速变化不大,横向倾斜角随旋翼转速的降低而减小。 相似文献
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基于变旋翼转速的涡轴发动机优化控制 总被引:3,自引:0,他引:3
研究了涡轴发动机/旋翼一体化优化控制问题, 分析了直升机旋翼需用功率与涡轴发动机工况的关系, 旋翼转速、旋翼总距、纵向周期变距及横向周期变距对旋翼需用功率的影响.以最小旋翼需用功率为目标函数, 用线性规划算法进行发动机/旋翼性能寻优.进行了巡航状态下变旋翼转速的涡轴发动机优化的数字仿真实验, 仿真结果表明在巡航状态应用变旋翼转速的涡轴发动机优化, 可以降低油耗1.5%~5.5%, 同时降低涡轮温度4.4~16℃, 具有实际应用价值. 相似文献
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设计了一种操控简便的三轴式无人旋翼飞行器,由三组共轴双旋翼组成,各旋翼由直流电机直接驱动,只需调节各电机转速就能控制旋翼飞行器运动姿态和轨迹。为使三轴式无人旋翼飞行器飞行控制系统设计得到有效验证,研究了旋翼飞行器的飞行动力学非线性建模,运用叶素动量理论建立了共轴双旋翼变转速旋翼载荷计算方法,分析了旋翼入流分布对共轴双旋翼气动载荷模型的影响,通过试验验证了共轴双旋翼气动载荷计算模型的正确性。由于旋翼飞行器飞行动力学模型的非线性及未建模动力学的影响,难于建立非常精确的数学模型,给飞行控制系统设计带来了挑战。本文根据旋翼飞行器飞行动力学非线性模型推导出了旋转动力学模型逆和平移动力学模型逆控制器,利用神经网络在线自适应修正模型逆误差,采用线性PD或PI控制器调节指令跟踪误差,应用由向心回转和垂直上升组合的机动科目进行了仿真验证,给出了具有外界阵风干扰模拟的仿真结果,表明所设计的飞行控制系统具有自适应性和鲁棒性,能实现精确的轨迹跟踪控制。 相似文献
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为了实现变旋翼转速直升机/涡轴发动机快速响应控制,提出了一种基于神经网络的直升机旋翼预测模型与基于状态变量模型的涡轴发动机预测模型的新型非线性模型预测控制方法。所建目标函数除了包含转速控制指标外,还考虑了经两级变速双离合器传动机构传扭后发动机输出轴的转子动力学特性。不同飞行任务下的数值仿真结果表明:相对于PID控制器而言,非线性模型预测控制器可在满足压气机转速、发动机静强度等限制条件下使动力涡轮转速在变旋翼转速过程中的超调量减小50%,下垂量降至0.2%以内,实现了涡轴发动机的快速响应控制的同时,有利于改善发动机使用寿命。 相似文献
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变转速模型旋翼挥舞摆振低阶载荷试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究变转速旋翼挥舞和摆振方向低阶载荷,以无铰式复合材料模型旋翼为研究对象,通过试验研究,探讨了旋翼桨叶根部挥舞和摆振零阶及前3阶载荷随旋翼转速、前飞速度和旋翼拉力的变化关系。试验结果表明,在相同的配平条件(前飞速度、旋翼拉力、俯仰力矩及滚转力矩)下,降低旋翼转速有利于减小模型旋翼摆振零阶载荷,明显降低旋翼需用功率,进而提升直升机性能。当旋翼转速较低时,随着旋翼转速的降低,挥舞前3阶载荷幅值均较大。旋翼转速较低时,摆振弯矩前3阶也较大。当旋翼工作于摆振1阶共振转速附近时,旋翼挥舞前2阶和摆振前2阶载荷突增较为明显,挥舞3阶和摆振3阶变化相对较小,其中以摆振1阶载荷变化最为明显,需特别注意旋翼工作于共振转速附近时的载荷问题。 相似文献
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为了实现直升机旋翼转速在宽广范围内连续变化且涡轴发动机连续提供输出轴功率,采用1种扭矩序列转移控制方案来实现该传动链。通过2台涡轴发动机和2台多级变速器与旋翼协调工作,发动机依次连接或脱开旋翼,提供旋翼转速大范围内变化,并提供旋翼连续变化的功率。在扭矩转移过程中,针对发动机扭矩强扰动问题设计了鲁棒LMI控制器+ADRC扭矩前馈补偿控制器,最后基于直升机/发动机综合模型进行数值仿真,验证了扭矩转移方案的可行性。仿真结果表明:在转移过程中的扭矩强扰动对发动机动力涡轮转速的影响较小,旋翼转速可以实现较大范围内的快速平滑变化。 相似文献
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旋翼转速优化直升机的纵向操纵性与稳定性分析 总被引:1,自引:1,他引:1
针对不同旋翼转速、桨叶弹簧刚度、平尾面积对旋翼转速优化(OSR)直升机操纵性、稳定性的影响,建立了飞行动力学模型,该模型以自由尾迹计算旋翼入流,考虑了旋翼尾迹对其他气动部件的干扰,最后利用差分法计算直升机的气动导数及操纵导数矩阵.结果表明:旋翼转速的减小,降低了直升机的操纵性,增加了旋翼的迎角稳定性,但增加桨叶根部弹簧刚度则会提高直升机操纵性,同时也会使得稳定性下降;而旋翼转速优化直升机的无平尾设计虽然降低了直升机的纵向稳定性,使得样例直升机处于飞行品质规范ADS-33E中的第3级水平,由此带来的不稳定模态的振荡发散周期较长,并且取消平尾后提高了直升机的操纵性,通过飞行控制系统完全可以抑制,因此无平尾设计方案对旋翼转速优化直升机而言仍然是可接受的. 相似文献
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变转速旋翼气动特性分析及试验研究 总被引:4,自引:0,他引:4
直升机旋翼以固定不变的转速工作,仅能使有限状态的旋翼效率达到最优,而通过旋翼转速的变化,可以实现不同飞行状态下的旋翼效率最优.为了研究不同旋翼转速时的旋翼气动特性,首先建立了适合旋翼在低转速飞行情况下的气动特性分析模型,该模型包含了Leishman-Beddoes非定常动态失速模型与适合于低马赫数(Ma<0.3)分析的Sheng失速修正模型;其次,在低速风洞2.5m旋翼模型试验台上试验研究了模型旋翼的悬停效率及前飞需用功率与旋翼转速之间的关系.试验与计算结果的对比表明:所建立的气动分析模型能够准确地计算旋翼在低转速情况下的气动特性;通过优化旋翼转速,增大了桨叶剖面迎角,提高了桨叶剖面的升阻比;并且当旋翼以最优转速旋转时,模型旋翼的悬停效率最大可以提高32%,前飞需用功率最大可以降低22%. 相似文献
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针对直升机旋翼转速设计问题,对变旋翼转速直升机飞行品质进行了研究。以某变旋翼转速直升机为研究对象,建立了无铰刚性单旋翼直升机飞行动力学模型,并参照ADS-33E-PRF飞行品质规范,计算了样例直升机在悬停以及前飞(30 m/s)时不同旋翼转速状态下的操纵带宽、相位延迟、姿态快捷性和轴间耦合等操纵品质指标,分析得到不同速度下旋翼转速变化对直升机操纵品质的影响。结果表明,旋翼转速降低对滚转与俯仰姿态变化飞行品质有不利影响,对小幅度偏航姿态变化飞行品质没有影响,对中等幅度偏航姿态变化有利,对直升机轴间耦合有不利影响。 相似文献
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为研究转速变化对旋翼性能与振动载荷的影响,研制了一副无铰式刚性缩比模型旋翼,开展动力学和马赫数相似的悬停试验与风洞试验。试验研究不同旋翼拉力和吹风速度时变旋翼转速对配平、性能、桨叶与拉杆载荷、桨毂载荷等多个方面的影响,以性能和交变载荷的重复性与周期性证明试验结果是可信的。结果表明:降转速可降低旋翼悬停和前飞状态的需用功率,且拉力越低效果越明显;降转速对桨毂振动载荷影响不明显,但增加了配平所需的周期变距操纵,会增加桨叶与变距拉杆的旋翼转速频率振动载荷,对旋转部件疲劳寿命不利;变旋翼转速应避开旋翼固有频率,防止因共振而导致交变载荷增大。 相似文献
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为研究旋翼变体技术对直升机性能的提升作用,先建立旋翼模型,然后耦合机体模型,从而建立直升机需用功率计算模型.主要对比了几种不同旋翼变体技术,包括旋翼变直径、旋翼变转速、桨叶变弦长和桨叶变负扭转角在不同飞行状态时对直升机需用功率的影响.前飞速度为130km/h时,10%旋翼转速减小、10%旋翼直径减小、10%桨叶弦长减小和桨叶负扭转角由-12°变为-6°时,需用功率分别降低了15.7%,14.6%,5.8%和3.1%;前飞速度为250km/h时,10%旋翼转速减小和10%旋翼直径减小可分别降低14.5%和23.9%需用功率.结果表明,旋翼变转速明显优于桨叶变弦长和桨叶变负扭转角所取得的性能提升,高速前飞时旋翼变直径降低的需用功率大于旋翼变转速技术. 相似文献