直升机不平衡旋翼动力学建模与轴心运动轨迹分析方法研究

研究了Johnson提出的倾转旋翼不平衡载荷前飞动力学模型,将其桨叶分析方法应用于直升机旋翼系统模态分析。在刚性条件假设下推导了直升机旋翼弹性阻尼和惯性力综合作用时桨叶的挥舞和摆振运动方程,给出了固定和旋转坐标系下对应的运动方程。通过引入均匀入流和线性扭转假设,获得了运动方程的理论解析解。利用叠加原理,得到了桨毂轴心运动方程;采用Newmark法进行振动微分方程求解,最终得到了直升机旋翼的轴心运动轨迹。以某型直升机旋翼系统为例,验证了本研究所提出旋翼桨叶模态分析方法的准确性,给出了兼顾计算精度和效率的最佳求解步长选取方法;预测了典型飞行状态下的桨毂轴心运动轨迹,为直升机旋翼系统设计提供了基础方法和技术参考。     

无轴承旋翼气弹动力学多目标减振优化

提出了无轴承旋翼柔性梁及扭管处的等效匹配处理方法,建立了无轴承旋翼的优化设计模型,采用混合法的灵敏度分析技术、Kriging的代理模型及改进遗传模拟退火算法的优化策略对某型无轴承旋翼进行了减振的气弹动力学多目标优化。结果表明:其桨毂谐波振动载荷与优化前相比,径向力、横向力、垂直力分别降低了24.2%、19.5%、15.8%;滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩分别降低了21.4%、20.8%、20.9%;3/转变距拉杆拉力、4/转变距拉杆拉力、5/转变距拉杆拉力分别降低了11.6%、18.4%、8.1%。表明本文方法减振效果明显。     

科氏效应对叶片-桨毂-轴耦合系统振动特性的影响规律研究

采用几何精确模型与阶次截断方法描述叶片的空间变形,建立了考虑科氏效应与离心刚化作用的叶片-桨毂-轴耦合系统动力学模型,推导了耦合系统振动微分方程。采用Rayleigh-Ritz法进行数值离散,计算了不同刚度比、半径比、转速和叶片数下,科氏效应对系统模态频率的影响。研究表明：叶片-桨毂-轴耦合系统模态中包含耦合和非耦合两类模态,耦合模态频率在考虑科氏效应后发生明显降低;随着半径比增加,科氏效应对第1阶耦合模态频率的影响逐渐减弱,对第2阶耦合模态频率的影响逐渐增强;转速的增加会提升耦合模态对科氏效应的敏感性;刚度比处于10~3～10~5范围内时发生叶片模态振型转换的现象,模态振型转换后科氏效应的影响更为显著;随着叶片数目的增加,科氏效应对模态频率的影响逐渐减弱。研究结果可为旋转叶片-桨毂-轴耦合系统的动力学设计提供理论参考。     

直升机旋翼气弹动力学优化策略(Ⅰ)——灵敏度分析技术研究

基于旋翼气弹动力学模型以及摄动法的灵敏度分析和直接解析的链式规则灵敏度分析相结合技术,推导了直升机旋翼气弹动力学的气弹稳定性、模态频率、自转惯量、桨叶质量、桨叶动应力等参数的灵敏度计算过程。通过算例计算结果表明:使用灵敏度分析方法与直接优化相比,实现动应力减少1.2%,质量减少0.84%,优化时间缩短2.73倍;该灵敏度分析技术对于直升机旋翼气弹动力学优化设计收敛的速度和优化结果效果明显。     

旋翼激励下直升机振动响应预计及实测对比

旋翼激励是直升机振动的主要源头，影响直升机驾驶员操纵性、机上人员舒适性及结构疲劳寿命。振动问题一般在试飞过程中暴露出来，问题处理和解决往往需要大的周期和代价，影响直升机研制。直升机振动响应预计是解决振动问题的主要手段之一，可以在早期发现振动问题，方便在型号研制早期开展优化设计或解决预案。本研究基于机体动力学仿真模型，以固定坐标系下的桨毂中心振动载荷作为输入，得到机体关键位置的振动响应，形成旋翼激励下直升机振动响应预测的方法。通过某直升机在尾桨激励下关键位置响应预计与实测数据对比分析，表明该方法得到的振动响应随速度的变化规律与实测数据一致，精度满足工程需要。该方法在新机振动响应分析、振动问题排查及振动控制方案制定等工作中具有较高的工程价值。     

曲壁蜂窝夹层悬臂板的振动特性研究

蜂窝结构作为一种多孔材料具有轻质、高强度、高刚度的优点, 兼具隔声降噪、隔热等优良性能, 被广泛应用于交通运输、航空航天等领域. 传统直壁蜂窝在受力后容易出现应力集中的问题, 这将导致蜂窝夹层产生裂纹破坏, 缩短夹层板的使用寿命. 针对此问题本文设计了一种以圆弧曲壁蜂窝作为芯层的蜂窝夹层板, 基于单位载荷法推导了蜂窝芯的等效参数, 建立曲壁蜂窝夹层板的动力学模型, 利用Chebyshev-Ritz方法求解悬臂边界下曲壁蜂窝夹层板的固有频率, 并用有限元方法进行对比验证, 发现前5阶固有频率的误差均在5%以内, 每阶固有频率对应的振型一致. 通过3D打印聚乳酸(PLA)制备了曲壁蜂窝夹层板, 使用万能试验机对PLA拉伸试件进行准静态拉伸测定了打印材料的杨氏模量, 搭建振动试验平台对制备的曲壁蜂窝夹层板进行正弦扫频试验、定频谐波驻留试验和冲击试验. 对比发现3D打印模型振动试验获得的前5阶固有频率与理论模型和有限元模型的计算结果三者一致, 试验发现曲壁蜂窝芯在特定频段内具有一定的抗冲击性能. 研究结果将为曲壁蜂窝在振动和隔振方面的应用提供理论支持.      

共轴双旋翼桨叶结构载荷试飞研究

从共轴式直升机双旋翼系统的实际结构布局出发,建立上、下旋翼桨叶载荷校准试验力学模型,选择非翼型的桨叶根部段作为桨叶测量剖面进行应变桥路设计,通过单向加载法的桨叶载荷校准试验获得上、下旋翼桨叶载荷方程。提出一种共轴双旋翼载荷测量方案,并据此研制基于小遥测应变测量技术的机载测试系统应用于外场试飞测试。真实大气环境下飞行实测的共轴双旋翼桨叶挥舞弯矩的分析表明:上、下桨叶的挥舞弯矩随时间呈现周期性变化,并且出现正、负脉冲对应现象;平飞状态上、下桨叶的挥舞弯矩相差不大,而悬停状态差别明显;对下旋翼桨叶挥舞弯矩交变量要予以特别关注。文中使用的小遥测应变测量技术已经在某型共轴式直升机飞行试验中成功应用,所测量的双旋翼桨叶结构载荷对共轴式直升机研究工作意义重大。     

金属连接导管振动疲劳极限测试方法研究

为确定滚压和焊接钛合金导管的振动疲劳极限寿命,采用HB5277-84规定的振动疲劳试验方法和失效准则。分别利用激光位移传感器和电阻应变片测定了试件的第一阶频率和规定加速度载荷激励下的试件悬臂端位移及试件根部的应变。试验发现：对于具有连接特性的试件在进行定频振动疲劳试验初期,试件第一阶响应频率快速下降,此时试件并未发生裸眼可见破坏和裂纹。为满足产品定寿要求,采用逐级增加试验载荷进行扫频振动试验,直至试件频率稳定以及根部应变和端部位移达到试验要求后,再进行正式定频振动疲劳试验,仍采用依据频率下降1%作为失效准则完成了所用规定试验。     

考虑榫接接触刚度的叶轮耦合振动特性计算方法研究

对叶片轮盘典型榫接结构的接触刚度进行了分析,给出了叶轮间接触刚度的计算方法;建立了叶片轮盘榫接耦合计算模型,采用对称循环分析方法对叶轮进行振动特性计算,得到叶轮耦合结构在不同工作转速下的振型及频率;对叶轮耦合结构进行锤击模态试验得到实际频率值。本文计算值与实测值在前3阶的相对误差分别为2.38%、1.58%、3.18%,误差均较小,验证了本文方法的可行性。     

机翼双梁模型的动力学修正及应用

由于全尺寸机翼有限元模型太过复杂,不能用于大型客机翼吊发动机振动载荷的传递特性研究,本文提出了一个全新的机翼双梁动力学模型概念。基于机翼双梁模型的主要模态对其结构刚度不确定参数的灵敏度分析,选取翼梁及翼肋的水平、垂直、扭转刚度参数作为有效设计变量对双梁模型进行了动力学修正,使其与全尺寸机翼有限元参考模型前6阶模态频率的最大误差小于11.11%,大大提升了机翼双梁模型的动力符合性;集成建立了大型客机“吊架-机翼-机身”全机动力有限元模型,并计算了巡航状态下发动机振动载荷经机翼传递到机身各框段的动载荷分布特性。分析结果表明：机翼双梁模型较好地满足了发动机振动载荷传递及振动传递路径分析研究需求,为民机舱内声学预计及发动机隔振安装设计提供了基础数据。     

谐波激励下斜拉桥面内非线性振动试验研究

斜拉桥拉索的振动问题一直是桥梁工程领域的研究热点。为揭示拉索大幅振动的力学机理，课题组建立了斜拉桥的全桥精细化模型，本文测试和研究了单频激励下的斜拉桥可能的非线性振动行为。首先，通过自由振动试验测试了模型的模态参数，并与两类有限元模型（OECS模型和MECS模型）进行对比，结果吻合良好。其次，试验研究了在单个竖向简谐激励下斜拉桥模型的非线性响应。研究发现：当激励频率与斜拉桥某阶全局模态频率接近时，主梁产生主共振，并引起多根长索产生大幅的参强振动；当激励频率与某根斜拉索面内一阶频率之比为1：2或者2：1时，可以观测到索中产生超谐波和亚谐波共振现象。     

参数振动自由响应的指数三角级数逼近

研究了单自由度参数振动系统自由响应的指数三角级数逼近问题。根据系统调制反馈的概念,将自由振动响应表示为振荡频率与参数激励频率的线性组合。应用谐波平衡,将参数振动方程转化成无限阶线性代数方程组;从非零解条件给出特征方程,应用数值解得到振荡频率;采用逆矩阵运算,给出自由响应通解;结合初始条件确定自由响应。将文中的逼近方法与龙格-库塔法进行了对比,研究结果表明:两种算法的时域响应、响应相图具有较高的一致性,其中两种方法计算得到的均方根值误差为0.14%,可以忽略不计。本文提出的方法在以下方面具有优势:1与龙格-库塔法相比,本文用数学表达自由响应,有利于剖析参数振动自由响应的动力学性质,当参数指数为0.3的情况下,龙格-库塔法最大计算误差为1.5443,本文方法最大计算误差为9.911×10~(-9),计算精度上明显优于龙格-库塔法;2振动响应解的指数三角级数表达可以为工程应用,如为飞机机翼涡轮发动机的振颤运动提供方便的分析工具。     

倾转旋翼过渡状态的尾迹及气动力特性计算与分析

建立了倾转旋翼机倾转过渡状态旋翼尾迹和气动力的计算方法.该方法中,桨叶的气动模型采用Weissinger-L升力面理论模拟,尾迹的控制方程考虑了旋翼倾转运动对速度分量的影响,并采用时间步进方法求解旋翼自由尾迹,为提高计算精度,使用了4阶Adams-Moulton预测-校正数值算法.同时,该方法中还推导了能适用于倾转过渡状态的旋翼桨叶挥舞运动方程,并结合了旋翼配平模型.利用所建立的方法,首先计算了悬停和前飞状态时的旋翼自由尾迹几何形状,并通过与可得到的实验结果对比,验证了计算方法的有效性.然后,计算和分析了旋翼在不同倾转状态下的尾迹滞后及弯曲特征,以及倾转旋翼的拉力、俯仰和滚转力矩随时间的变化,在此基础上,得出了一些有意义的结论.     

一种复合材料桨叶气动弹性优化设计方法

考虑到直升机旋翼流场的复杂性,准确的气动力计算需要采用计算流体力学(CFD)方法,而旋翼桨叶由于展弦比较大,几何非线性效应突出,采用计算流体力学和有限元分析(CFD-FEA)方法实现桨叶的单次双向流固耦合分析就需要大量的时间,对优化设计而言,计算量难以承受。针对CFD/FEA耦合计算气动弹性特性的精度和高效性问题,通过PCA提取耦合系统的特征,基于径向基(RBF)神经网络建立气动力降阶模型,代替CFD求解器用于旋翼桨叶的气动弹性分析。将其计算结果与CFD/FEA耦合计算结果进行了对比。研究结果表明,该降阶模型是可行、高效、精确的,可以快速准确地进行复合材料直升机桨叶气动弹性优化设计研究。     

侵彻过程中弹引螺纹连接结构振动特性研究

针对侵彻过程中的弹引系统,对弹引螺纹连接结构振动特性进行了研究,建立了弹引螺纹连接结构弹性模型。在模型中,充分考虑了螺纹载荷分布不均匀的特性,不但给出了螺纹载荷分布规律,还给出了螺纹连接结构的等效刚度和振动频率;同时,为了验证模型的正确性,对弹引螺纹连接结构的拉伸和冲击过程进行了有限元仿真和试验,分别通过对弹引系统各结构振动特性的计算和对实测过载信号进行时频分析得到了系统的频率特性;将弹引系统的振动频率与实测过载信号的时频分析结果进行了对比。分析计算和试验结果发现:与静载荷时相比,冲击载荷作用下第一扣螺纹承受的载荷更大;螺纹连接结构的刚度明显小于固连结构;增加螺纹材料刚度、增加螺纹旋合长度、减小螺距能够有效增加螺纹连接结构固有频率;在侵彻过载测试信号的时频分析结果中明显存在与螺纹连接结构的振动频率一致的振动信号,并且该频率成分的信号幅值很高,对过载信号影响很大。     

基于MRF模型的旋翼桨叶气动特性分析与试验

多旋翼飞行器主要由旋翼桨叶为其提供拉力。在旋翼桨叶设计阶段,能准确地预测出桨叶的效率、拉力、功率和扭矩等性能参数是十分必要的。本文采用基于MRF模型的CFD数值分析,对直径为735mm、梢部桨叶角为7°、根部桨距角为22°的木质旋翼桨叶进行气动特性分析。在西北工业大学NF-3风洞的三元试验段测量了风速为零时该旋翼桨叶的气动性能数据,包括:拉力、扭矩、功率、拉力功率比。试验结果与基于MRF模型的数值模拟方法结果有较好的一致性,证明了本文采用基于MRF模型的CFD数值模拟方法研究桨叶气动特性的正确性和实用性。     

伽辽金有限元素法对旋翼气弹稳定性的应用

采用伽辽金加权余数有限元素法发展了一种悬停状态下无铰旋翼桨叶气弹稳定性的分析方法。分析模型包括预锥角、下垂角、预掠角、总距角、桨根预安装角、桨叶预扭角、变距轴偏置、根部外伸量和操纵线系刚度等结构参数，对无铰旋翼桨叶气弹稳定性研究有普遍适用意义。试验证明该理论可行并能用于研究无铰旋翼结构参数对桨叶气弹稳定性的影响，也能用于直升机旋翼的型号设计。     

基于非均匀梁模型的二维柔性机翼固有振动分析

变体飞行器通过光滑连续的结构变形改变气动特性,从而提高飞行器的飞行性能,具有很大的应用前景.由于这类新概念飞行器主要通过改变自身结构形状以获得最佳工作性能的需求,因此具有变形大、质量轻等特点,较容易发生结构振动响应.本文研究了一种以柔性变后缘作为变体形式的二维柔性机翼等效建模方法,基于非均匀梁模型假设,建立了该柔性翼的动力学模型.通过利用Frobenius方法得到解析解及固有频率,并用有限元方法进行对比验证,发现前4阶固有频率的误差均在1%以内,每阶固有频率对应的振型一致.通过3D打印工程塑料ABS和硅胶蒙皮材料制备了柔性机翼结构件,并通过动态测量法和拉伸试验分别测定了打印材料和硅胶蒙皮材料的杨氏模量,搭建振动响应实验平台对制备的柔性机翼试验件进行振动试验.对比发现模型振动试验获得的基频与理论模型结果一致,并与有限元方法误差在3%以内.本文通过理论分析和实验验证,建立了二维柔性机翼等效建模方法,研究结果将为柔性变后缘结构动力学特性分析及其控制应用方面提供理论支持.     

一种复合材料旋翼桨叶结构大变形分析方法的改进及验证

提出了一种适用于直升机旋翼复合材料桨叶大变形分析的改进方法。将旋翼桨叶变形分析分解为一维非线性分析和二维剖面特性分析,并考虑横向剪切、翘曲对剖面刚度及弹性耦合的影响;为使方法适用于旋翼气动弹性分析,将应变能中的广义应变用参考轴线处的弹性运动表示,保留所有非线性项,推导出计算复合材料桨叶大变形的公式;采用有限元法处理方程,对梁结构进行了分析,并将大变形状态下的位移计算结果与Princeton梁实验值、Minguet复合材料梁实验值以及中等变形梁理论计算结果进行了比较,验证了大变形状态下本文计算方法的正确性;此外与中等变形梁模型计算结果的对比,验证了本文方法在计算精度上的提高。     

变转速共轴旋翼载荷建模及实验验证

对共轴双旋翼无人飞行器操纵结构的简化,会引起旋翼载荷变化更加复杂。共轴双旋翼转速控制方法有助于飞行控制系统的实现,但是在飞行控制律设计时,需要透彻了解变转速旋翼的气动载荷变化,建立精准的旋翼载荷模型。本文深入分析了旋翼变转速情况下单旋翼系统和共轴双旋翼系统的旋翼入流分布,建立了单旋翼变转速旋翼载荷计算方法,提出了共轴双旋翼变转速旋翼载荷计算方法。明确了低雷诺数对微型旋翼飞行器的旋翼载荷计算影响,引入雷诺数修正系数完成对旋翼翼型升阻系数气动参数的修正和验证,提高了变转速共轴双旋翼载荷模型的计算精度。设计了一套变转速单旋翼系统和共轴双旋翼系统的旋翼载荷测量实验装置,通过实验测试完成了对共轴双旋翼载荷计算方法的验证,表明了所提出的变转速共轴双旋翼载荷模型和实验测试装置是可信的。