考虑摆振销影响的无轴承旋翼气弹稳定性分析

采用格林-拉格朗日应变张量推导了桨叶的应变-位移关系,把无轴承旋翼桨叶作为多路传力系统进行处理,并应用哈密顿原理建立了桨叶运动的有限元方程,气动模型采用二维准定常片条理论和动力入流模型,研究了摆振销对无轴承旋翼悬停状态下气弹稳定性的影响.结果表明:摆振销可引入负的变距-摆振耦合,明显提高无轴承旋翼桨叶的一阶摆振模态阻尼;摆振销垂直偏置距离对无轴承旋翼桨叶的一阶摆振模态阻尼具有重要影响,距离增加,有利于加大一阶摆振模态阻尼,从而提高旋翼的气弹稳定性.     

变距/摆振耦合对直升机空中共振稳定性的影响

采用多桨叶坐标转换和复数坐标 变换等方法,研究了变距/摆振耦合对直升 机空中共振的影响;推导出完全引入变距/ 摆振耦合的直升机空中共振分析公式,建立 了相应的分析模型和计算程序。利用系统的 特征值研究了直升机空中共振的动不稳定性, 得出变距/摆振耦合对直升机空中共振的影响 ;通过系统的特征向量与各自由度之间的相互 作用（能量关系）的研究,揭示了空中共振机理 ,以某型直升机为例进行了计算分析。研究表明 ：正的变距/摆振耦合可以抑制旋翼/机体耦合 系统的动不稳定性,在同时存在挥舞/摆振耦合 和正的变距/摆振耦合时,直升机的旋翼/机体 耦合系统为绝对稳定。     

基于有限状态入流的无轴承旋翼气弹稳定性

为准确分析悬停状态下无轴承旋翼的气动弹性稳定性,建立了一种基于有限状态入流的直升机气动弹性稳定性分析的模型.采用格林-拉格朗日应变张量推导了无轴承旋翼桨叶的非线性应变-位移关系,把桨叶作为多路传力系统进行处理并根据哈密顿原理建立了桨叶运动的有限元方程,非定常气动力采用有限状态状态入流模型.根据桨叶模态方程的特征值判断悬停状态下无轴承旋翼的气动弹性稳定性.数值计算结果表明：采用有限状态入流模型计算桨叶的一阶摆振阻尼比传统的动力入流模型和均匀入流模型与试验数据的符合程度更好,从而验证了本模型的正确性.     

直升机旋翼前飞状态下的气动弹性分析

建立一种旋翼前飞状态下的旋翼气动弹性分析模型,模型中采用松耦合方法集成高精度计算流体力学(CFD)气动模型。采用Green应变以及几何精确的弹性运动及变形的几何关系式;并通过Hamilton建立旋翼动力学方程。采用基于N-S控制方程的CFD气动模型,采用滑移网格技术实现桨叶运动。通过计算SA349/2直升机前飞状态下的挥舞、摆振振动载荷,对比试验数据,验证建立的气动弹性分析模型。结果表明,集成CFD的气弹模型能有效提高振动载荷预估精度,对于高阶谐波载荷的计算有很大的提高。     

微型无人直升机旋翼操纵机构设计及分析

针对微型无人直升机体积小、载重量轻的特点,论述了一种利用惯性力的作用和材料的弹性性能对旋翼进行操纵的机构。该机构对电机驱动力矩的变化反应灵敏,能够满足控制微型无人直升机各种飞行模态的需要。考虑离心力的影响,应用Hamilton原理建立了桨叶的摆振运动方程,并用广义Galerkin法对方程进行求解,分析了微型直升机旋翼桨叶变速度旋转时在摆振平面内的弯曲振动。结果表明:轴心到桨叶根部的回转半径和旋翼的变速度回转对桨叶变形有影响;旋翼初始回转角速度对桨叶的摆振频率有影响。     

受控后缘小翼智能旋翼气动弹性分析

建立了一种考虑刚体小翼-弹性桨叶耦合的后缘小翼智能旋翼动力学分析模型,分析小翼受控后的旋翼气动弹性响应及动载荷变化。通过与SA349/2直升机的飞行实测数据比较,证实模型的计算结果可靠,精度与CAMRAD II软件相当。悬停状态基准旋翼的后缘小翼受控后,桨尖的挥舞/摆振/扭转响应都明显增加,且响应幅值基本随小翼的偏转角线性增加。对0.197前进比的前飞状态,以针对桨毂载荷的优化控制规律操纵后缘小翼偏转,挥舞与摆振响应变化不明显,震荡扭转响应的幅值明显增大。对于两个计算状态,挥舞响应与扭转响应收敛速度均比摆振响应快。     

舰载直升机“舰面共振”动力学分析

为了解舰载直升机舰面开车状态的动力学特性,以某舰载直升机为研究对象,建立了全机多体动力学模型、起落架液压缓冲系统模型和旋翼减摆器液压模型,进行了全机"舰面共振"动力学仿真分析。研究了舰船横摇角、舰船运动周期、旋翼液压减摆器参数对直升机"舰面共振"稳定性的影响。结果表明:在"舰面共振"状态,旋翼液压减摆器节流孔参数对舰载直升机机身振动幅值有较大的影响,随着减摆器节流孔孔径的增大,机身振动幅值大幅增加,直升机不稳定转速区扩大;舰船运动周期对机身振动幅值和不稳定转速区几乎没有影响;在不稳定转速区之外,舰船横摇角对机身振动稳态响应幅值的影响较明显。进入不稳定转速区后,由于自激振动影响,机身大幅振动,舰船横摇角对机身振动幅值的影响不再明显。     

基于几何精确桨叶模型的旋翼刚柔耦合建模

建立一种适合于多种直升机桨毂构型的高精度旋翼结构动力学模型。将几何精确桨叶模型集成到传统的旋翼刚柔耦合动力学模型中去,使得新模型既适用于全铰接式旋翼,又能对先进桨毂构型(无铰式或无轴承)桨叶精确建模。建模过程中不进行阶次截断,不作小量假设。采用有限变形下的Green应变表达式及几何精确的弹性变形运动几何学关系式,推导桨叶应变能、动能以及外载荷虚功。桨叶根部铰约束处的转角分别以三个独立刚体自由度与桨叶弹性变形自由度耦合,依据Hamilton作用量原理建立旋翼刚柔耦合动力学方程。大变形梁与铰接式旋翼桨叶算例验证了模型的有效性与高精度。     

采用流固耦合方法的直升机桨叶鸟撞数值模拟

在鸟撞直升机桨叶过程中,鸟体与桨叶撞击相对速度很大,呈现出流体特性,属于典型的流固耦合瞬态冲击动力学问题。首先针对文献中的鸟撞铝板试验采用ALE流固耦合方法进行了分析,对计算方法与鸟体模型进行了验证。然后进行了桨叶鸟撞数值模拟。数值模拟结果表明ALE 方法能够准确模拟鸟撞过程,适用于直升机桨叶鸟撞分析。通过应力、位移以及撞击压力等计算结果的详细分析,对直升机旋翼抗鸟撞设计具有一定的参考价值。     

基于ADAMS的舰载机起落架摆阵稳定性仿真分析

针对航母舰载机着陆过程中的一定振动问题,首先研究了支柱的耦合角度、结构扭转和侧摆的柔性,并结合刚柔耦合理论研究了轮胎的耦合系数和地面作用特性。然后根据动力学原理,建立了航母舰载机前起落架的摆振动力学方程。此外,运用CATIA 3D建模和ADAMS动力学仿真分析建立舰载机起落架数字样机仿真模型。以起落架轮胎的刚度和阻尼材料参数为研究对象,得到了不同阻尼模式和不同承载条件下的扭转、侧坡自由度、应力变化的时间响应曲线。比较了各种吸振阻尼材料在刚柔耦合作用下的影响,以及相互组合后的材料对阻尼吸振器的影响。研究结果显示,航母舰载机飞行器的仿真效果平稳,无振动。线性吸振阻尼和方形吸振阻尼具有更好的阻尼吸振效果,可以更快地吸收和耗散摆振的振动能量,从而不会产生过大的阻尼扭矩。     

漂浮体系斜拉桥黏滞阻尼器参数的简化计算

根据漂浮体系斜拉桥的动力响应特点以及近断层速度脉冲型地震动特性,基于结构动力学基本理论,提出了考虑附加黏滞阻尼器的漂浮体系斜拉桥三质点简化动力模型.利用等效阻尼比概念以及能量消耗等效原理,推导得到了速度脉冲型地震动作用下漂浮体系斜拉桥线性及非线性黏滞阻尼器阻尼系数的简化计算公式.最后,通过一座漂浮体系斜拉桥实例,验证了相关公式的正确性.     

固体材料外弹性阻尼支承的设计与实验研究

本文提出了一种用于高速旋转机械的新型固体材料外弹性阻尼支承(简称固体阻尼器)的设计方法,并通过挠性转子与带有这种阻尼器的流体动压滑动轴承结合的运行实验,介绍了转子-轴承系统的振动测试和分析方法。此种固体阻尼器的性能可在一定范围内选择,以便提供使转子振动得以控制所必须的阻尼。它的使用能够明显提高系统的动态稳定性。     

滑动轴承转子系统挤压油膜阻尼器最佳参数的设计与实现

尽管挤压油膜阻尼器具有明显改善转子系统振动特性的作用，合理确定挤压油膜阻尼器的设计参数却非易事，尤其是在复杂的轴承－转子系统情况下．文中介绍了一种行之有效的挤压油膜阻尼器最优设计方法——虚设振幅逆解法．利用该方法可以首先估算系统所需的最佳支承质量、支承刚度和支承阻尼，进而可以确定满足以上参数要求的挤压油膜阻尼器的结构参数．文中针对滑动轴承支承的单质量弹性转子系统，分别对普通挤压油膜阻尼器和静压挤压油膜阻尼器的２种情况进行了计算和分析     

转子-阻尼器-密封系统的运动稳定性分析

为分析转子—阻尼器—密封系统在密封的作用下所出现的不稳定现象以及阻尼器在抑制系统不稳定中的作用,对于一个水平放置的转子模型,考虑了线性形式的密封作用力、线性阻尼器以及非线性阻尼器的作用,通过求解综合运动微分方程的特征值,讨论了这类系统的运动稳定性。分析结果表明,作为一个非线性元件,阻尼器可以在系统出现失稳时为系统提供更多的阻尼,从而延缓不稳定的发生,有时可导致系统在极限环状态下运行。     

磁流变液阻尼器-柔性转子系统的力学模型(I):单盘悬臂转子

从Bingham模型出发，推导出用于转子振动控制的剪切式磁流变液阻尼器的阻尼力计算公式；利用Langrange方程建立了磁流变液阻尼器－单盘悬臂柔性转子系统的运动微分方程，为转子系统动力持性的理论分析奠定基础。     

车辆半主动悬架系统的振动特性的研究

建立了基于混合模式的磁流变液减振器的工作电流与阻尼力的数学模型和单自由度车辆随机振动非线性数学模型．运用随机振动理论，对磁流变液减振器非线性模型进行了线性化处理，给出了减振器等效阻尼系数、车身加速度等参量的随机统计量的计算方法．利用数值仿真分析了半主动悬架系统控制器的驱动电流对车辆减振器等效阻尼系数的影响，对车辆悬挂质量垂直振动加速度功率谱均方根值的影响．研究结论表明磁流变液减振器所产生的阻尼力具有非线性特性，通过调节减振器等效阻尼系数可以实现对车辆随机振动特性的调节，并且适当地增加磁流变液减振器的驱动电流能够降低车辆随机振动加速度功率谱均方根值，提高车辆行驶的平顺性．     

Experimental study of suppressing the unbalanced response vibration of rotor system with a G-type integral squeeze film damper

Conventional squeeze film dampers have numerous challenges including lock up,bistable response and incoordinate precession.In order to resolve these nonlinear problems,a novel G-type integral squeeze film damper(GISFD) is proposed in this research.The experimental test rig is provided to investigate the rotor system with an unbalanced single disk.Numerical simulation results show that the structural design of GISFD is reasonable,which can ensure its safe and stable operation.The influence of different support stiffnesses on the first-order speed of the rotor system is analyzed.Experimental results show that GISFD can effectively suppress the unbalanced response vibration of the rotor.In a certain range,it is found that the suppression effect of GISFD increases with the increase in the kinematic viscosity of the damping fluid.When the silicone oil with kinematic viscosity coefficients v=30.0 cm~2/s is employed,the vibration reduction of GISFD is approximately 71.51%.Furthermore,the experimental results show that with the increase of the unbalance,there is a linear relationship between the unbalance and the corresponding amplitude of the unbalanced response.It is concluded that GISFD has excellent linear damping characteristics and reduces the sensitivity of the rotor system to the unbalanced mass.     

磁流变阻尼器动态性能分析

磁流变材料由悬浮于载体液中的磁化微粒和添加剂构成，根据磁流变效应设计的磁流变液体阻尼器具有结构紧凑、功耗低、阻尼力大、动态范围广、响应速度快等特点，其阻尼力可以通过调节外加的磁场大小来控制。该文结合具体工程应用从磁流变材料流变特性、动力学、机械学和电磁学的角度出发，建立了磁流阻尼器的动力学模型，应用该模型可由磁流变阻尼器设计参数得到其动力学特性曲线，并与试验结果进行比较，为磁流阻尼器设计和工程应用提供了参考。     

倾转旋翼飞机直升机模态短舱倾转飞行控制

为了研究倾转旋翼飞机短舱倾转过程中的飞行控制问题,提出了一种基于线性规划的动态逆方法,以实现直升机模态下短舱小角度倾转时的姿态和速度控制。建立了倾转旋翼飞机简化的纵向非线性模型,以短舱角、旋翼纵向周期变距和总距作为控制输入,使用基于线性规划控制分配的动态逆方法设计了控制器。仿真结果表明:飞机在执行姿态或速度指令时,在无输入饱和和输入速率饱和的情况下能以最快速度完成倾转。该方法能完成要求的控制任务,闭环系统稳定,稳态性能好,有一定的鲁棒性。