直升机旋翼／机身耦合系统的气弹响应分析（二）方程的求解

在文（一）得到的直升机旋翼系统运动方程的基础上,运用动态子结构的方法对旋翼系统和机身作为相对独立的部分进行分析,通过界布的力平衡和几何协调将子系统耦合系统整体系统,用分割－迭代法求解直至旋翼系统和机身的响应同时收敛到精度要求,并研制相应的计算程序,给出了工程算例。     

直升机旋翼／机身耦合系统的气弹响应分析：（一）旋翼系统的建模

本文对旋翼考虑不同的耦合层次,及诸因素的各项贡献,建立其耦合模型。应用Ｈａｍｉｌｔｏｎ变分原理建立旋翼系统的运动方程。     

直升机旋翼液压阻尼器的动载荷分析

针对直升机旋翼液压阻尼器的力-速度非线性特性以及阻尼器与桨叶的变距、挥舞、摆振运动存在几何耦合的特点,提出了一种预估液压阻尼器飞行动载荷的计算模型.针对直升机悬停、巡航、大速度、定常转弯这几种典型的飞行状态,计算得到了液压阻尼器轴向速度和动载荷随桨叶方位角的变化曲线,分析了阻尼器特性对其飞行载荷的影响.结果表明:在四种典型的定常飞行条件下,阻尼器的轴向速度幅值均大大超过了其定压活门的开启速度,实际阻尼器的飞行动载荷幅值比设计值高38.1％～49.5％.这是由实际飞行中定压活门弹簧的预压缩量增加,使定压活门的开启压力提高所导致的.此种情况会对旋翼系统的结构强度和疲劳寿命带来不利影响,为降低其动载荷,需要改进定压活门弹簧预紧机构的设计,使其力-速度特性满足设计指标.     

紧耦合多直升机协调吊运系统逆运动学分析与求解

针对紧耦合多直升机协调吊运系统的逆运动学进行了分析,通过描述系统的结构模型,利用闭环矢量和牛顿-欧拉方程建立了系统的运动学模型和动力学模型;随后对系统的逆运动学进行了分析,将其分为定柔索长度和变柔索长度两种情况进行研究;最后在给定被吊运物运动期望位姿的情况下,对两种情况分别进行了数值计算,并通过ADAMS和MATLAB软件搭建了实验平台,进行了实例仿真分析.结果表明,建立的系统逆运动学模型是合理的,可以实时地求得各直升机的运动以及各柔索的受力情况.本文为优化拉力分布和研究系统控制算法奠定了基础.     

从竹蜻蜓到直升机旋翼系统

通过对蜻蜓目昆虫的古文献记载、蜻蜓的飞行特点以及葛洪在《抱朴子》中有关“飞车” 记载的分析,指出现有文献中关于“竹蜻蜓” 起源说法的不当之处．在分析竹蜻蜓的直升飞行状态和倾斜飞行的进动特性的基础上,阐述了直升机旋翼系统与竹蜻蜓的不同之处．指出直升机旋翼系统的拉力产生原理虽近似于竹蜻蜓,但现今已发展成为一个非常复杂的系统,科技含量远高于竹蜻蜓. 古代的发明是由生活经验促成,与现代许多发明之原理相近,但是没有及时形成知识体系,仅停留在个案层面,不易推而广之;需要把经验逻辑化、体系化,才便于指导工程实践,形成良性循环.     

基于动态面搭接技术的直升机旋翼流场分析

为了进一步提高直升机旋翼流场计算的精度与效率,本文根据直升机旋翼的运动特点,发展了一种基于结构化网格动态面搭接技术及低速预处理技术的直升机旋翼流场的非定常数值分析方法。采用该方法分别对Caradonna-Tung、UH-60A旋翼模型的悬停流场及NASA某旋翼无升力前飞流场进行了数值分析;将计算所得的旋翼表面压力分布与风洞试验结果进行了对比,对旋翼的尾涡结构进行了相关分析。分析结果表明：本文所发展的方法具有较高的精度且计算速度快,并能够比较准确地捕捉直升机旋翼的尾涡结构,可以用于直升机旋翼流场的分析研究,从而为开展考虑挥舞及变距运动的直升机旋翼前飞状态非定常气动特性的研究奠定了基础。     

复合环境下直升机旋翼动力特性分析

考虑直升机旋翼旋转时声场、应力刚化、几何大变形等复合运行环境,对多种影响因素下的旋翼动力特性进行研究。通过实验测试数据建立了直升机旋翼结构的动力有限元模型,对旋翼在静止、应力刚化影响下的动力特性进行了分析;建立旋翼声振耦合动力学模型,考虑外声场和旋翼几何非线性影响因素,深入研究旋翼动力特性的变化规律,分析了其内在机理。研究分析发现：考虑声场影响后结构前三阶的固有频率误差分别减小了0.46%、0.82%、0.45%,更接近实验值,旋翼桨叶的振幅峰值明显降低;应力刚化对旋翼模态影响较大,随着其转速的增加固有频率呈二次曲线上升趋势;几何非线性使旋翼的共振频率值略微增大、振幅极值减小。     

直升机旋翼鸟撞研究现状与展望

直升机通过旋翼产生升力并实现飞行操纵,旋翼部件一旦发生失效,将会产生灾难性的后果,而鸟撞是直升机低空飞行特点下的典型事故。因此,有必要关注直升机旋翼的鸟撞动力学过程及其损伤失效行为。本研究结合适航规章和国家军用标准要求分析了直升机旋翼鸟撞的特点及研究意义,综述了近年来直升机旋翼鸟撞的试验研究,分析旋翼鸟撞的模型表征方法,总结旋翼鸟撞的数值模拟技术,并介绍了旋翼抗鸟撞优化及鸟撞预防策略,最后对直升机旋翼鸟撞研究的未来发展进行了展望,为直升机旋翼工程设计提供技术支持。     

直升机旋翼瞬态气动响应分析的一个高效方法

基于旋翼动量-叶素组合理论,计入桨叶挥舞运动和动态入流对旋翼拉力的非定常影响,建立了一个快速计算垂直飞行状态总距突增时旋翼气动响应的方法,可用于旋翼拉力、桨叶挥舞运动和诱导速度的瞬态变化的分析。为验证方法的有效性,分别对三种不同总距突增情况下的旋翼气动响应进行了计算,并与可得到的实验结果进行了对比。应用该方法,研究了铰接式旋翼桨叶的挥舞铰外伸量对动态响应的影响,对比了总距突增和突减两种情况下的不同瞬态变化。在此基础上,得出了一些结论。     

Aeroelastic response of a coupled rotor/fuselage system in hovering and forward flight

Summary The aeroelastic response analysis of a coupled rotor/fuselage system is approached by iterative solution of the blade aeroelastic response in the non-inertial reference frame fixed on the hub, and the periodic response of the fuselage in the inertial reference frame. A model of the coupled system hinged with the flap and lag hinges, the pitching bearing which may not coincide with the hinges, and the sweeping-blade configuration is established. The moderate-deflection beam theory and the two-dimensional quasi-steady aerodynamic model are employed to model the aeroelastic blade, all the kinetic and inertial factors are taken into account in a unified manner. A five-nodes, 15-DOFs pre-twisted nonuniform beam element is developed for the discretization of the blade, three rigid-body-motion DOFs are introduced for the motion of the hinges and the bearing. The Hamilton's principle is employed to evaluate the equation of motion of the blade. The derived nonlinear ordinary differential equations with time-dependent periodic coefficients are solved by a modified quasi-linearization method, which is developed for the higher DOF periodic system. The resulting periodic forces and moments exerted on the fuselage by all the blades are evaluated every time, when the converged nonlinear periodic response of the blade is obtained under the consideration of the equilibrium of the blades. The fuselage structure is simplified to be a beam structure, the governing equation is established in the inertial reference frame and a two-nodes beam element is used to discretize the flexible fuselage. The periodic response of the fuselage is solved by a simple shooting method. The iteration of the rotor/fuselage response is continued, until the aeroelastic responses of the blade and the fuselage converge simultaneously. Both the hovering and the forward flight states can be considered. The results of a computed numerical example by the developed program are presented to verify in practice the economy of the modeling as well as the reliability and efficiency of the corresponding solving methods. Received 4 May 1998; accepted 11 August 1998     

圆柱壳非线性振动的多重模式分析

分析了各向同性圆柱壳的非线性自由振动，文中采用经典的非线性弹性力学方法推导了圆柱壳的大振幅运动方程，这些方程静态形式与冯．卡门的板理论方程其有同样的精度。文中采用双重富氏级主伽辽金方法近似地求解运行方程，利用谐波地和牛顿－莱福逊法妥高度耦合的非线性微分方程组，分析了模式的耦合对非线性频率的影响。     

转子裂纹识别仿真研究中的小波时频分析方法

谐波共振是识别转子裂纹的重要依据，但由于转子裂纹的弱激励、非线性、非平称稳等特性，导致利用传统信号处理方法不能准确有效地获取系统的谐波共振特性，从而难于识别出裂纹；小波时频分析方法是处理非线性、非平稳信号的强有力工具，将小波时频分析方法引入到裂纹识别的仿真研究中，基于建立的裂纹转子动力学模型，分析了利用小波时频分析方法识别裂纹的可行性。偏心激励转子裂纹故障识别的仿真研究表明了该方法的有效性。     

直升机气动弹性力学发展现状(续)

Ⅲ.单片桨叶气动弹性问题的求解1.桨叶离散化方法求解旋翼桨叶气动弹性力学问题的第一步是将连续桨叶离散化,即把一个具有无限多个自由度的连续参数系统离散化为具有有限个自由度的离散系统。常用方法有三种: 1)整体模态方法在直升机旋翼气动弹性力学中,以往用得多的离散方法是整体模态法,或称为整体伽辽金方法。此方法的实质是利用桨叶自由振动振型是线性独立     

高升力外形下机翼的位流计算

本文采用第二代低阶面元法给出了一种高升力外形外机翼位流计算方法。     

转子系统瞬时撞击刚度的定量计算方法

通过对转子与定子碰撞过程的线性化处理，得到了转子系统瞬时碰撞刚度的定量计算公式。由该公式确定的碰撞刚度不但与转子和定子的杨氏模量有关，而么与转子的径向速度有关。因此该公式较准确地确定了转子系统的碰撞过程。本文通过实例对如何运用此公式确定转子系统的碰撞刚度进行了详细的论述。     

推力轴承对轴承－转子系统的耦合作用研究

研究了推力轴承对轴承－转子系统的耦合作用。在传递矩阵法的基础上，提出一种研究考虑推力轴承影响的轴承－转子系统的动力学的通用方法。研究中考虑了如下几个因素：（１）推力盘的静态倾斜；（２）转子的静变形；（３）径向轴承中负荷的重新分配；（４）偏载对径向轴承性能的影响；（５）推力轴承对系统稳定性的影响。研究结果表明，在某些情况下，推力轴承对径向轴承的动特性、转子的静挠度、系统稳定性等具有显著的影响     

推力主动磁轴承的动特性参数辨识

针对五自由度刚性非对称磁轴承 -转子系统 ,建立了系统动力学模型 ,在此基础上推导出系统动特性参数辨识公式 ,并用多频电流激励法辨识出参数 .与理论计算结果相比表明 :系统所建模型符合实际 ,辨识方法有效 ;径向轴承在 x和 y方向上的力 -刚度和力 -电流系数相同 ,与推力轴承对应系数相比稍大 ;推力轴承对转子横向振动产生的耦合效应明显影响系统的稳定性 ,在设计系统时必须加以考虑