舰载直升机旋翼/机体耦合动力学稳定性

建立了舰载直升机和舰船运动耦合动力学模型,考虑了舰载直升机起落架非线性和非对称的特点,并将舰船振动自由度与旋翼/机体系统相结合分析了直升机系统耦合动力学稳定性.舰载直升机采用无轴承旋翼,用中等变形梁理论建立桨叶、柔性梁和扭矩套的有限元模型,考虑桨叶多路传力特点和桨叶根部的摆振销与变距拉杆的约束.起落架包括液压作动器和橡胶轮胎,起落架系统具有非线性特点,在不同载荷下其刚度和阻尼都不同.采用所建立的动力学模型分析了舰载直升机的"舰面共振"动力学特性,首先通过算例中的无轴承旋翼直升机"地面共振"频率与阻尼曲线验证了旋翼机体耦合模型的正确性.其次发现舰船在横摇振动情况下,旋翼/机体耦合系统的旋翼不稳定转速区域会提前出现,如果鱼叉系留则会推迟不稳定转速,并且增加系统的阻尼.     

某直升机扭振系统共振问题研究

本文结合某直升机扭振系统共振问题的解决过程,分析了产生该问题的原因,建立了扭振系统分析模型,进行了参数敏感性分析,确定了工程可行的解决该问题的设计调整措施,并分析与此相关的动力学问题,最后通过了试飞验证。     

纵列式旋翼直升机“地面共振“研究

本文提出了一种分析纵列式旋翼直升机“地面共振”的理论建模方法,通过算例计算与分析对多旋翼与机体耦合产生动不稳定性机理进行了研究,考察了一些重要的动力学参数或因素对“地面共振”的影响,指出了“地面共振”建模分析和工程设计应考虑的因素和设计准则。     

裂纹转子通过参数共振区的瞬态特性

采用主谐波变换将通常的裂纹转子的运动微分方程变为了一种即可求定常运动 ,又便于研究非定常运动的方程。分别针对理想和非理想能源研究了裂纹转子加速通过参数共振区的瞬态振动特性。据此提出 ,转子在 2 ωc/ 3和 2 ωc附近的瞬态振动可能成为诊断裂纹的一种重要依据     

直升机“地面共振”力学模型的再探

 真实直升机是桨叶具有摆振与挥舞自由度、组成起落架的缓冲支柱与轮胎具有随频率变化的动特性的“空间模型”。本文第一次导出了描述上述系统的“地面共振”运动微分方程,给出了确定动稳定性的计算方法。通过算例,证明本文提出的力学模型与计算方法的合理性与有效性。     

电子回旋共振推力器C/C复合材料栅极的力学性能

为了研究电子回旋共振推力器在搭载火箭升空过程中,过载和振动环境对栅极带来的影响,采用有限元分析软件建立了10 cm C/C复合材料栅极的有限元分析模型,计算分析了不同C/C复合材料栅极的力学性能、频率响应和振动模态。结果表明:20g过载下,栅极的最大变形量为6.12×10-4mm;在5~800 Hz激振下,栅极频率响应的最大位移为2.3×10-6mm;过载对栅极的影响要大于振动对它的影响,但是这两个值都在安全门限内;综合分析栅极频响和模态分析的计算结果,栅极仅在其第一阶模态处于外界激振发生共振。     

滑橇起落装置直升机系留状态“地面共振”试验和分析

本文以直×型机为例,对滑橇起落装置直升机在系留状态下的“地面共振”问题进行了分析。在系留状态下,系留装置改变了机体和起落架系统的动力特性,为了保证直×型机在系留状态下不发生“地面共振”,采用了系留状态和自由状态全机动力特性对比试验和“地面共振”对比计算的方法分析系留状态的“地面共振”问题。本文介绍了直×型机系留方案的确定,全机动力特性试验和“地面共振”计算的方法及结果,最后得出明确结论。     

空气弹簧局部振动分析

本文在对试验结果和试验现象进行综合分析的基础上，提出了空气弹簧局共振分析模型，并给出了局部共振频率的近似计算公式，同时还对共振频率的主要影响因素进行了分析。     

美国AFRL推进部开发了行波激励（TWE）系统

核心机驱动的风扇级（CDFS）是IHPTET计划中GE公司／ADDC公司的XTC76／3发动机变循环结构中的1个关键部件，在XTC76／3发动机的初始试验期间，发现CDFS振动大、应力高，存在可能造成叶片失效的高循环疲劳风险。由于CDFS几何形状独特，采用结构分析技术不能有效地了解CDFS的特性。     

毫米波低副瓣波导窄边缝隙行波阵的设计

文中介绍一种毫米波低副瓣波导窄边缝隙行波阵的设计方法。设计过程中利用高频电磁仿真软件Ansoft-HFSS模拟实验过程,精确获取缝隙初始参数;合理选择数据拟合方法和变量形式拟合缝隙电导函数,减小数据误差的积累,达到理想逼近缝隙电导与其尺寸的关系;考虑交叉极化分量的影响后计算电导分布,精确获取缝隙倾角。采用该方法设计一根中心频率为35.5GHz的148单元缝隙直线阵。泰勒综合副瓣值为-40dB,仿真得到的最大副瓣为-35dB,实测E面方向图的最大副瓣值为-28.3dB。