纵列式旋翼直升机在起落架上的振动特性试验方法研究

本文基于模态分析理论和试验技术,提出了一套测定纵列式旋翼直升机在起落架上的刚体模态特性试验方法。仿真试验和工程实例验证结果表明该方法用于纵列式直升机设计的可行性。     

DYNAMIC BEHAVIOR OF A CRACKED FLEXIBLE ROTOR SUPPORTED ON JOURNAL BEARINGS

SupportedbytheNationalNaturalScienceFoundationandtheShaanxiNaturalScienceFoundationofChinaNomencIaturescd-externaldampingCP-machinedclearanceofbearingD.-externaldampingratio(=c,/(2m,eq))e.-theunbalanceeccentricityfx,f,-fluidfilmforcesk,-complexstiffnessofcrackedshaftk.-stiffnessofuncrackedshaftke,k,-stiffnessofcrackshaftin$,Vdirec-tlonsAse,As,-thelargeststiffnesschangemb,md-masslumpedatbearingandrotormid-spanS,-fiXedSommerfeldnumber(=S/n,SistheSommerfeldnumber)U-unbalanceparameter(=e./…     

考虑非线性扭转影响的薄壁梁翘曲特性分析

 考虑翘曲和大扭角变形的影响,研究薄壁梁结构轴向与扭转非线性耦合弹性变形问题。忽略高阶非线性的影响,结合升阶谱有限元方法,形成对称的非线性几何矩阵,从而建立一个稳定的非线性方程数值解模型。针对矩形截面薄壁梁结构,通过与线性结果对比,分析非线性对截面翘曲正应力、自由端转角的影响。     

悬停状态旋翼尾迹研究及气动特性计算

本文用试验的方法显示了悬停状态旋翼的尾迹几何形状，并以试验结果为依据对现有的尾迹几何模型进行了修正。最后以两个模型旋翼为例，分别用修正前的修正后的尾迹几何模型计算它们在悬停的气动特性和桨中处的诱导速度分布。所得结果表明用修正后的尾迹几何模型来计算悬停状态旋翼的气动特性能有效地改善计算结果的准确性。     

旋翼试验塔监视报警技术的实现

监视报警系统作为旋翼试验塔测试系统的重要组成部分,不仅为试验的全过程提供实时、直观、准确的数据显示,同时对超过设定值的参数发出声光报警,为试验提供直接的判断。本文较为全面地论述了监视报警技术在实际测试工作中的特点、难点及其减少误报率所采取抗干扰技术的新方法。     

直升机旋翼桨毂轴颈疲劳裂纹探讨

本文就国内外铰接式金属旋翼桨(?)轴颈因疲劳裂纹、断裂导致的严重飞行事故,操讨轴颈疲劳裂纹的成因及扩展速率,应采取的相应对策。对于新机的研制和生产有借鉴意义,对于直升机的使用、维护,保证飞行安全,有重要的现实意义和长远的军事意义。     

转子速度大小及方向的四象限光电测量技术及应用

介绍了利用四象限光电探测器作为检测元件，对转子的旋转速度大小及方向进行在线测量的技术及其应用。对转速大小的测量采用测量频率和测量周期相结合的方法，测量精度，测量范围可以从每分钟几转到几十万转。测量中采用象限相减的差动信号处理方式，可以有效克服噪声及外部干扰信号的影响；采用过零检测处理方法，有助于克服光斑强度的变化对测量结果的影响。     

共轴高速直升机振动载荷计算分析模型

共轴高速直升机上下旋翼之间存在强烈的气动干扰现象,这对旋翼的气动特性影响较大。本文根据这一特点并考虑气弹耦合计算效率,利用单旋翼自由尾迹模型的尾迹几何和固定尾迹计算的初始诱导速度分布作为共轴双旋翼预定尾迹模型的初始迭代值。与Leishman-Beddoes非定常动态失速模型、Pitt-Peters动态入流模型、共轴直升机上下旋翼桨叶全本征动力学方程及弹性桨叶与变距轴承边界约束条件等计算模块相结合,建立了一种考虑上下旋翼之间气动干扰及耦合迭代的共轴双旋翼振动载荷计算模型。为验证本分析模型的计算精度,以西科斯基公司的验证机XH-59A为研究对象,与国外风洞试验结果进行了对比,两者吻合较好。     

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。     

转速比对双转子系统非线性动力学特性影响

以航空发动机双转子系统为研究对象,考虑挤压油膜阻尼器以及中介轴承的非线性力,通过有限元法和固定界面模态综合法建立了双转子系统的耦合动力学模型。利用仿真计算分析了转速比对转子系统非线性响应特性的影响。研究表明:响应中能观察到较明显的交叉激振现象;响应中除了内外转子的不平衡激励频率之外,还出现了两者的组合频率,但不同转速比情况下的组合频率不同;同向旋转情况下的临界转速均不小于反向旋转;转速比对转子系统的轴心轨迹和运动的周期性有较大影响。最后,通过试验验证了本文建模和仿真结果的正确性。