独立桨叶高阶谐波变距对旋翼垂向载荷的影响分析

为了研究桨叶高阶谐波变距对桨毂垂向载荷的影响,建立了基于独立桨叶控制技术的桨毂垂向载荷模型。假设桨叶刚体挥舞,采用Leishman-Beddoes（L-B）非定常气动力模型和Glauert入流模型计算旋翼气动力,求解桨叶挥舞动力学方程,计算桨毂垂向载荷。分析桨叶施加2Ω,3Ω阶变距谐波后桨毂垂向载荷的变化,总结高阶变距谐波幅值、相位对桨毂垂向振动载荷的影响规律。结果表明独立桨叶控制能有效降低直升机桨毂垂向振动载荷。     

桨叶分段线性扭转对旋翼性能的提升

为研究桨叶沿展向不同位置的负扭转对直升机旋翼性能的影响,以各向异性复合材料中等变形梁模型为基础建立旋翼性能计算模型,实现在不同速度前飞时直升机旋翼需用功率的预测。理论预测与试飞数据对比一致,验证了本文分析模型的有效性。以UH-60直升机为样例,按翼型将桨叶沿展向分为内、中、外3段,从迎角和升阻比分布入手研究各段负扭对旋翼需用功率的影响效果和机理。整体上,直升机前飞速度越高,桨叶负扭的影响越明显。其中,内段负扭对旋翼性能有负面影响,但影响较小;中段负扭对桨盘上气流环境的改善起决定性作用,高速前飞时可使旋翼需用功率降低10%以上;外段负扭有利于降低需用功率,作用效果一般。通过遍历法得到了一组分段线性桨叶扭转方案,在各飞行状态时都优于线性负扭方案。     

双掠结构旋翼桨叶动力学特性研究

双掠旋翼桨叶不仅能够提高旋翼的气动性能,还能有效降低旋翼噪声,但由于双掠桨叶几何结构的特殊性,前掠角度和后掠角度的变化对其动力学特性有很大影响,有必要对双掠桨叶动力学特性开展研究。运用Harmilton原理推导桨叶的运动方程,采用有限元法对旋翼系统进行简化,通过求解广义特征值,得到桨叶的各阶固有频率;在此基础上,分析前掠角度和后掠角度的变化对桨叶动特性的影响,得到参数影响规律。结果表明：前掠角度和后掠角度的变化对桨叶前三阶固有频率影响较小,随着后掠角度的增大,桨叶的四阶和五阶频率逐渐变小。     

直升机旋翼桨叶动态气动载荷计算方法

为研究桨叶上的气动力,用动态入流模型计算的诱导速度,挥舞变形运动带来的相对气流,以及由于桨叶扭转和操纵线系变形带来的桨距角变化综合计入翼型气动环境,然后用Ｌｅｉｓｈｍａｎ和Ｂｅｄｄｏｅｓ发展的非定常气动模型计算了翼型的气动力。同时,考虑了桨尖形状对气动力的影响。最后,采用状态空间法对方程进行了离散化处理,以适合于计算机计算。编制了相应的计算程序,用于计算桨叶的气动载荷及其变形,并用算例分析了本方法的适用性。     

直升机桨叶加载方向的建模及试验方法

针对各类直升机桨叶加载试验时,使用理论预扭角确定桨叶加载方向存在的缺陷与不足,提出一种基于应变电桥输出响应确定直升机桨叶加载方向的试验方法。该方法通过建立挥舞应变电桥输出电压与加载角度的数学模型,设计了切实可行的试验方案和数据处理方法,并在某型号旋翼桨叶上进行了模型和试验方法的验证。试验结果表明,该方法能够快速、高效、安全、准确的完成所有桨叶剖面的加载方向确定,建立的数学模型和试验方法正确有效。该方法对各类桨叶加载试验在提高试验效率、节省经费、保证试验精度和安全上都是具有十分重要的意义。     

球柔性旋翼的动力学特性设计与试验评估

本文介绍了球柔性旋翼的动力学设计思想与设计程序、动力学特性设计要求、设计分析、旋翼塔试验与相关性分析和飞行试验评估和改进设计,通过上述的设计与试验评估,球柔性旋翼的动力学特性满足了技术要求,实现了动力学特性的合理配置。     

可变下垂前缘桨叶

美国陆军、海军和NASA研究人员组成的小组已成功地试验了有可变下垂前缘(VDLE)的直升机旋翼桨叶。这种桨叶能显著地扩大直升机的使用包线。     

低密度聚醚型泡沫塑料精密加工技术

结合对某型直升机复合材料桨叶中泡沫塑料芯零件精密加工项目的研究，对加工所用设备、刀具、夹具、工艺参数进行了工艺探索，总结出一套低密度泡沫塑料零件的精加工工艺方法。     

捏合机桨叶搅拌过程受力分析

通过对在不同转速下的搅拌过程中桨叶所受的扭矩、压力分布、应力和变形规律进行研究,表明在搅拌过程中,转速越高、越靠近捏合机底部,桨叶所受的压力越大,且压力的极值点出现在桨叶尖部;远心桨的扭矩要大于近心桨;所承受应力也较大,捏合状态时近心桨的相对变形量比远心桨大,且变形不对称,向一侧偏转,最大相对变形处在近心桨底部桨翼的捏...