模态修型减振的旋翼桨毂谐波振动载荷计算

基于模态修型的方法推导了直升机旋翼桨叶根部剪力的计算公式,通过合成桨叶根部载荷推导了旋翼桨毂的谐波振动载荷公式。将本文建立的桨毂谐波载荷计算模型与商用软件CAMRAD计算出的结果进行对比,结果表明:本文所建立模型的旋翼计算频率与CAMRAD计算的频率相比,基阶频率计算误差在2%以内,前十阶频率误差都在8%以内;与已有文献试验测试的桨毂谐波振动载荷相比最大误差在25%以内。说明了本文建立的旋翼桨毂谐波振动载荷计算模型具有可行性和有效性。     

用鲁棒Riemann求解器和运动重叠网格计算旋翼粘性绕流

发展了一种基于鲁棒Riemann求解器和运动重叠网格技术计算直升机悬停旋翼流场的方法。基于惯性坐标系,悬停旋翼流场是非定常流场,控制方程为可压缩Reynolds平均Navier-Stoke方程,其对流项采用Roe近似Reimann求解器离散,使用改进的五阶加权基本无振荡格式进行高阶重构,非定常时间推进采用含牛顿型LUSGS子迭代的全隐式双时间步方法。为实施旋转运动和便于捕捉尾迹,计算采用运动重叠网格技术。计算得到的桨叶表面压力分布及桨尖涡涡核位置都与实验结果吻合较好。数值结果表明:所发展方法对桨尖涡具有较高的分辨率,对激波具有较好的捕捉能力,该方法可进一步推广到前飞旋翼粘性绕流的计算。     

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      

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。     

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。     

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。     

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。     

基于运动嵌套网格的前飞旋翼桨叶气动干扰数值模拟

采用运动嵌套网格和求解Navier-Stokes方程的方法,数值模拟了前飞状态的旋翼流场,结果同试验数据吻合得很好;在此基础上,分别对单双桨叶旋翼在两种桨距情况下的前飞流场,进行了对比计算,模拟了各种因素对旋翼桨叶间气动干扰作用的影响,并对其机理进行了探讨,得到一些与工程实际吻合的现象和结论.     

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。     

直升机旋翼与机身耦合固有频率分析

在分析直升机旋翼挥舞，扭摆，变距运动基础上，应用多体系统动力学建模法建立直升机旋翼与机身耦合的动力学方程。在直升机稳定飞行状态下，对其动力学方程中描述直升机机身刚体运动的参数和旋翼刚体运动的参数进行泰勒展开，做线性化处理，导出直升机旋翼与机身耦合线性化动力学方程，然后计算系统的固有频率。分析计算了一个直升机样机的固有频率，算例表明机身的弹性变形对系统的固有特性有一定的影响。     

过冷水滴撞击螺旋桨桨叶表面的数值模拟

本文介绍了某型螺旋桨在不同飞行状态下.求解桨叶水滴撞击特性的数值方法.该方法对桨叶运动模型进行简化,并在对绕桨叶运动的气流场计算的基础上,采用拉格朗日方法求解气流场中水滴运动方程,得到水滴运动轨迹.进而,确定了水滴对桨叶的撞击特性参数,为桨叶防冰系统设计提供条件.主要结论如下:(1)在巡航状态下,桨叶沿展向方向上总收集系数Em和局部收集系数β不断增大;(2)在爬升状态下,随着爬升高度H不断增大,飞行速度V0不断增大,水滴撞击在桨叶表面的范围有所增加,而且β随之增大;(3)随着水滴平均有效直径(MVD)的增大,水滴撞击在桨叶表面的范围明显增加同时,β在桨叶表面同一位置的值也随之增大.     

剪刀式尾桨涡流干扰机理和气动特性研究

采用非常规剪刀式尾桨对直升机整体性能有着重要影响,关于其复杂流动干扰机理的研究尚处在发展之中. 为了掌握剪刀式尾桨的流动干扰机理和参数影响规律,建立了适合于悬停状态下剪刀式尾桨干扰涡流场分析的计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD) 数值模拟方法. 采用积分形式的Reynolds-averagedNavier-Stokes (RANS) 方程作为旋翼流场求解控制方程,围绕旋翼流场的结构网格采用嵌套网格方法生成. 在CFD 方法验证基础之上,对悬停状态下两种不同构型剪刀式尾桨桨尖涡的涡核位置和强度的演变规律进行了定量分析,并对流场中桨尖涡与桨叶的贴近干扰、碰撞、破碎运动,同时准确捕捉了不同尺度涡之间的相互干扰、融合的过程进行了分析. 进一步研究了剪刀角和轴间距参数对不同构型剪刀式尾桨气动特性的影响规律. 计算结果表明,剪刀式尾桨流场中存在复杂的桨-涡干扰和涡-涡干扰现象,剪刀角和轴间距对剪刀式尾桨的气动特性有重要影响,L 构型剪刀式尾桨气动性能整体优于U 构型剪刀式尾桨.      

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.     

多自由度系统复模态理论的摄动方法——(一)一阶摄动

除了阻尼矩阵满足一定条件外,有阻尼多自由度线性系统运动方程,在一般情况下不能通过实模态变换而解耦。因此,许多情况下工程结构动力分析需要寻求系统的复模态和复特征值,为此如Foss.Frazy and Bishop等提出的惯用方法又太复杂和不经济。本文采用基于实模态理论的摄动方法,耒求解系统的复模态和复特征值,考虑到阻尼力比惯性力和弹性恢复力要小是符合工程实际的,把系统的模态和特征值按不同的量级展成级数,从而建立起各阶渐近方程,其零阶方程对应于无阻尼系统可按实模态理论求解,如果需要,可按高阶方程逐次求解得到复模态和复特征值各阶渐近修正。本方法不仅计算方便而且经济,其结果易于从零阶和一阶近似中得到复模态和复特征值,对于自由振动运动方程同样可以解耦。利用已得到的一阶复模态的结果,讨论了自由振动和强迫振动问题。文末给出了算例以说明本方法的计算精度。     

基于光纤光栅的直升机桨叶应变试飞研究

研制了基于光纤布拉格光栅(FBG)传感原理的光纤光栅应变机载测试系统,并应用于直升机旋翼桨叶的外场试飞测试,使直升机桨叶应变试飞实现了光学传感。首先基于等强度梁开展电学应变计与FBG应变计的对比测试,验证了两者测量应变的一致性;其次搭建桨叶运动姿态物理仿真平台,并开展基于模拟桨叶的FBG挥舞弯曲应变测试,初步验证了FBG应用于桨叶应变测试的可行性;最后在直升机飞行试验中,使用FBG网络动态测量桨叶多剖面的分布式挥舞弯曲应变,并分析和对比电学应变计与FBG传感器阵列的实测数据,验证了分布式FBG网络应用于直升机桨叶试飞的技术可行性。     

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。     

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。     

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。     

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。     

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。