直升机对离散突风的响应

本文研究了直升机对离散突风的动态响应,文中所用突风模型均按规范要求选取,为分析不同突风模型对响应的影响,本文还讨论了正弦型突风模型和旋翼动力学模型。后者采用水平铰外伸量和桨叶根部有弹性约束的结构模型,其诱导速度在桨盘处的分布采用了由广义涡流理论所得的表达式。文中没有对直升机运动方程进行线化处理。本文以“直九”为算例,所得结果与规范较一致。     

英国旋翼载荷分析概况

本文介绍英国的直升机旋翼载荷分析概况,英国第一代分析程序只适用于简单的桨毂型式和桨叶,到80年代初为较复杂和完善的第二代分析系统所替代,后者功能更强,适用范围更广。本文在简单介绍了第一代,主要是第二代分析系统之后,给出了一些用第二代分析系统计算的结果,并与实测数据比较以反映英国旋翼载荷分析计算结果与实验的吻合程度。最后,本文亦简要介绍了英国在旋翼载荷分析方面进一步的改进与工作,通过这些工作将建立英国第三代旋翼载荷分析系统。     

双凸极永磁电动机霍尔位置调整方法

双凸极永磁电动机运行时,必须配备位置传感器,并调整到合适的位置,为其提供准确的换相信号。文中针对12/8极转子斜槽式双凸极永磁电机,给出两种基于三相反电势对称度及正弦度良好的发电态霍尔位置调整方法,但因电机设计及机械加工等因素造成的相电势非完全正弦或三相不对称,这两种基本调整方法很难使三相霍尔同时调整到满足理想位置关系。为此,文中提出“发电粗调,电动微调”的霍尔位置调整方法2,即先在发电态下粗调霍尔位置,再在电动态下,以非导通相绕组电流尾巴的对称度及系统效率最大化作为判断依据,进行霍尔位置的细微调整。该方法已在双凸极永磁电动机实际运行中得到了检验及应用。     

直升机旋翼/机身耦合系统气动/机械稳定性分析新方法(英文)

研究了前飞状态下直升机旋翼 /机身耦合系统的气动 /机械稳定性问题。根据柔性多体系统动力学理论 ,通过构造一种 2 4自由度的刚柔混合单元得到旋翼 /机身耦合系统的周期时变运动方程 ,建模中考虑了桨叶预锥、后掠、中等弹性变形以及直升机机身和传动轴的弹性影响 ,体现出铰接式桨叶绕挥舞、摆振和变距铰的整体刚性运动与桨叶中等弹性变形之间的动力学耦合作用 ,推导中对桨叶挥舞、摆振和变距转角幅值未加任何限制。根据 Floquet理论对稳态周期解的稳定性进行研究 ,采用 Newmark直接数值积分方法得到转移矩阵。对某新型直升机的气动 /机械稳定性进行了分析 ,结果发现对于给定的前飞状态是稳定的 ,但是随着传动轴弯曲和扭转刚度的降低出现不稳定现象。     

采用综合气弹分析方法的旋翼非定常气动载荷计算

提出一种桨叶结构、气动和惯性耦合的旋翼系统综合分析方法，将桨叶绕挥舞、摆振及变距铰的刚性转角作为广义坐标，计入了桨叶整体运动和自身中等弹性变形之间的动力学耦合效应，桨叶弹性变量通过有限元法进行离散，翼型剖面气动力采用Leishman—Beddoes二维非定常和动态失速模型，由自由尾迹模型得出桨盘的非均匀入流，依据柔性多体系统动力学方法推早出桨叶前飞状态下的非线性周期时变动力学方程。对Newmark隐式数值积分方法进行改进，用于求解旋翼桨叶的响应。以法国SA349／2小羚羊直升机的试飞测试数据为依据，验证了方法的有效性。     

悬挂式跷跷板旋翼桨叶拉力载荷的一种工程算法

在一阶诱导速度分布,一阶周期变距,三阶挥舞运动的基本假定下,提出了一种悬挂式跷跷板旋翼桨叶挥舞面内拉力载荷的工程算法。为此,首先推导了含有悬挂高度和桨叶预锥角影响的这类桨叶的挥舞运动方程。并用“法方程法”及“共轭斜量法”求解了一种属于矛盾方程的挥舞运动系数方程组,取得一致结果。随后,导出了气动拉力载荷表达式。最后,以××无人驾驶直升机悬挂式跷跷板旋翼桨叶为算例,计算了拉力载荷并分析了悬挂高度和预锥角对挥舞运动系数的影响关系。     

旋翼桨叶跨音速绕流的全势方程计算方法

在随桨叶旋转的坐标系中,用有限差分法求解非守恒格式的全势方程,建立了一个适用于矩形桨尖和后掠桨尖桨叶跨音速流场计算的方法。该方法运用了Ｊａｍｅｓｏｎ的旋转差分技术,并采用等效迎角方法计入旋翼尾迹的影响。作为算例,首先对无升力状态下具有矩形桨尖和后掠桨尖的ＯＮＥＲＡ桨叶进行了计算,取得了与试验数据相吻合的计算结果。然后,对有升力桨叶,也分别就悬停及前飞状态下的桨叶剖面压力分布进行了计算,通过与试验值的对比,进一步验证了该方法的可靠性。     

直升机涡环状态边界的飞行试验研究

直升机涡环状态边界的确定对直升机飞行安全具有重要意义。为验证辛宏，高正通过模型试验得出的理论涡环边界线，研制开发了一套涡环状态边的机载测试设备，制定了一套飞行试验方案，在R22直升机上进行了飞行试验，通过试飞，明确了直升机进入涡环状态的首要特征现象是机头开始出现航向摆动，摸清了直升机进入涡环状态后的一些运动规律。通过对试飞数据的处理，得到了实测涡环边界线以及对应的临界垂直下降率和安全下滑角，本文首次提出了涡环状态过渡区的概念，指出当直升机进入过渡区时应立即顶杆增速，便可有效改出涡环状态，同时也得出结论，直升机一旦陷入涡环状态，如不施加有效操纵是不会自行退出的，并且愈来愈严重。     

直－九直升机地面共振当量模型及稳定性分析

本文推导了直升机地面共振当量模型中的当量质量、当量刚度与当量阻尼的计算公式，分析了机体动力特性及其主要影响因素，并运用当量地面共振二维模型计算了直一九直升机旋翼／机体耦合地面共振稳定性。在此基础上分析了机体阻尼与旋翼阻尼各自对直－九直升机地面共振稳定性的影响。计算与分析结果表明，未国产化的直－九直升机在使用范围内不会发生地面共振，这与直一九宜升机实际使用情况相符合。所用计算模型及计算机程序可直接用于直－九直升机国产化中地面共振稳定性分析。     

直升机旋翼/机身气动干扰的计算方法

应用先进的自由尾迹分析方法,对旋翼／机身的气动干扰进行了计算。该方法建立在桨叶的二阶升力线模型、旋翼的全展自由尾迹模型、机身的源面元模型、旋翼的配平模型的基础上,通过迭代旋翼／尾迹在机身上的诱导速度和机身在桨盘平面、尾迹定位点的诱导速度,形成一个作耦合的综合分析模型。在该模型中,采用“数值解－分析解匹配”的方法建立了一贴近涡／面干扰模型来计入机身对尾迹畸变的影响。作为算例,分别计算了旋翼／机身组合