无轴承旋翼柔性梁载荷特性研究

应用Hamilton原理建立了双路传力的无轴承旋翼运动方程。采用均匀入流模型,基于直升机飞行平衡条件,建立了无轴承旋翼柔性梁载荷的计算模型,并通过算例验证了模型的精度。利用该模型,研究了全机重心位置、机身气动阻力以及平尾安装角对柔性梁载荷特性的影响,给出了各因素对柔性梁载荷的影响趋势,得出了降低柔性梁载荷的方法。数值结果表明:2cm左右重心位置的变化能够引起9%~11%的柔性梁载荷变化量,15%气动阻力的增加会导致约9%的柔性梁载荷的增大;2°平尾安装角的变化引起约10%柔性梁载荷的变化量,3°平尾安装角的变化引起约26%柔性梁载荷的变化。     

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。