典型飞行状态桨榖交变载荷和机体振动水平预估

为了评估直升机机体振动水平,开展了桨毂交变载荷预估工作,以某型直升机为算例,采用综合气弹分析方法对其典型飞行状态下进行桨毂振动载荷计算;通过模块化方法建立某型直升机有限元模型,以计算一阶通过频率下的桨毂振动载荷为输入,预估了机体驾驶员座椅处的振动响应,并与相同飞行状态实测振动水平做了对比分析.结果表明:机体响应预测结果与飞行实测结果一致性较好,计算结果符合该型机机体振动随飞行速度变化的规律.     

无自动倾斜器旋翼分析

桨盘上的非定常气动力、旋翼-机身之间的相互干扰导致直升机在飞行的过程中遭受到过多的振动。长时间高水平的振动会降低直升机的整体性能,减少直升机动力系统的结构寿命。建立了刚性常规旋翼的配平模型,并对无自动倾斜器旋翼的基准设计和优化设计方案进行了耦合配平仿真分析。在此基础之上,以黑鹰UH—60的机身为研究对象,对其进行了强迫振动响应分析。分析结果表明,随着前进比的增加,桨叶总距和周期变距的绝对值增加;桨盘入流先减小后增加;作用在直升机桨毂上的载荷幅值有所增大;经过优化设计后的无自动倾斜器旋翼在一定程度上降低了桨毂载荷。     

直升机星形柔性桨毂夹板载荷飞行试验研究

以桨毂夹板应变测量法为基础,通过飞行试验,获得夹板静应变幅值、动应变幅值和结构动力学特性,分析了夹板静载荷和动载荷随时间、测点位置及直升机典型飞行状态的变化规律,为夹板载荷谱的编制、结构改型及寿命评估提供依据.     

可调螺距螺旋桨动态加载装置刚体动力学分析

可调螺距螺旋桨(调距桨)桨毂机构及桨叶等在运行中会承受较大的载荷,利用加载重块旋转产生的离心力模拟调距桨在叶根法兰中心处推力弯矩、扭力弯矩、离心力和离心力扭矩,使得试验能高效简易地实现.通过单质点等效块体旋转,将模型大大简化,在此基础上分析定螺距和调距两种状态下设计算法.分析结果为桨毂强度测试试验奠定了基础.     

吊舱推进器桨毂间隙影响的数值分析

以拖式吊舱推进器为对象,采用求解RANS（Reynolds Averaged Navier Stokes）方程的方法研究桨毂间隙对水动力性能的影响,应用滑移网格技术处理桨叶与吊舱的非定常相互作用.分别计算了具有不同间隙宽度的模型,以考察有、无间隙以及间隙宽度变化对推进器各部分水动力的影响.计算结果表明：桨毂间隙对推进器单元水动力及桨叶水动力的影响均很小;桨毂间隙内压力作用于桨毂后端面形成推力,其大小约为桨叶推力的2%~3%;桨毂后端面与桨叶随边的距离一定时,间隙内压力随间隙宽度的增大而降低.     

吊舱推进器桨毂间隙影响的数值分析

以拖式吊舱推进器为对象,采用求解RANS(Reynolds Averaged Navier-Stokes)方程的方法研究桨毂间隙对水动力性能的影响,应用滑移网格技术处理桨叶与吊舱的非定常相互作用.分别计算了具有不同间隙宽度的模型,以考察有、无间隙以及间隙宽度变化对推进器各部分水动力的影响.计算结果表明:桨毂间隙对推进器单元水动力及桨叶水动力的影响均很小;桨毂间隙内压力作用于桨毂后端面形成推力,其大小约为桨叶推力的2%～3%;桨毂后端面与桨叶随边的距离一定时,间隙内压力随间隙宽度的增大而降低.     

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。     

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。     

直升机智能旋翼后缘小翼参数研究

介绍了用于直升机减振的后缘小翼型智能旋翼相关设计参数的研究。建立了后缘小翼型智能旋翼的气弹动力学分析模型。研究了小翼的关键设计参数:小翼展长、小翼弦长、小翼径向位置、小翼重心布置以及前进比等对后缘小翼偏转角度、驱动机构需用功率以及桨毂振动载荷的影响。参数分析结果用于指导模型的设计并为后续的模型试验提供理论依据。     

非均匀桨结合后掠桨尖的旋翼厚度噪声研究

针对普通直升机存在噪声大的问题,分析了一种将桨叶间距非均匀与桨尖后掠二者相结合的旋翼的厚度噪声。通过FW-H方程的Formulation1A公式计算了该旋翼在不同桨叶间距和桨尖后掠角情况下的厚度噪声。计算结果表明,在桨盘平面内距离桨毂中心3m处,桨尖后掠角度为80°时的厚度噪声约比无后掠的普通旋翼的厚度噪声降低3dB,采用将非均匀桨与桨尖后掠二者相结合的旋翼可以在降低厚度噪声的同时明显减小特征线谱的幅值,此外还可明显改变旋翼在桨盘平面内的指向性。     

不同铸造方法对船用螺旋桨毂成型质量的影响

采用ZCuAl9Fe4Ni4Mn2铝青铜合金为结构材料,研究3种不同铸造方法对船用桨毂组织性能的影响。结果表明,重力铸造桨毂窗口下方有大量氧化夹渣存在;低压铸造容易获得组织致密、性能优良的桨毂,但工序较多;离心铸造可获得较为致密的桨毂断面组织,二次氧化夹渣状况较重力铸造得到明显改善,但离心转速超过150r/min时,容易产生缩孔和缩松。     

基于飞行实测的直升机操纵与载荷特性

为了解决当前计算方法与技术手段无法准确预估直升机操纵与载荷特性问题,利用飞行测试的手段,在某型直升机上开展了操纵与载荷特性研究工作,获取了真实飞行环境下直升机稳定平飞时的4个操纵量、2个姿态角及关键部件载荷的实测结果和变化曲线,对实测结果和变化曲线进行分析.结果表明:通过实测获取的直升机操纵与载荷特性是正确有效的.该结果对于完善和优化当前现有计算方法和技术手段,提升预估精度具有十分重要的意义.     

交变接触载荷下的铝合金微动疲劳

针对机械工业中广泛存在的微动疲劳失效问题,自主设计开发了一套接触载荷实时可控的微动疲劳试验系统,研究了恒定接触载荷和交变接触载荷对6061-T651铝合金微动疲劳寿命的影响.结果表明:在交变接触载荷条件下,存在一个临界接触载荷使得微动疲劳寿命最低,且微动疲劳寿命随着平均接触载荷的增加呈现先减小后增加的变化行为;在低接触载荷作用下,交变接触载荷条件下的微动疲劳寿命明显低于恒定接触载荷条件下的微动疲劳寿命;在高接触载荷作用下,交变接触载荷与恒定接触载荷对微动疲劳寿命的影响相近.     

带毂直齿轮冷精锻新工艺及其数值模拟

根据带毂直齿轮的结构特点,采取4种具体措施解决其精密成形问题,提出一种带毂直齿轮精锻新工艺,以某具体带毂直齿轮零件为例,建立了其精锻成形过程的刚塑性有限元仿真模型,分析了其速度、应力与应变等场量信息,结合坐标网格实验探讨成形过程中金属的流动规律并进行成形载荷分析.结果表明:在较低载荷条件下,采用该带毂直齿轮精锻工艺能够获得齿形饱满的齿轮锻件;有限元模拟与工艺实验结果吻合较好,带毂直齿轮精锻工艺切实可行.     

基于分离涡模拟方法的导管桨近尾流场及尾涡特性分析

基于分离涡模拟(DES)方法对设计工况下导管桨的近尾流场及尾涡特性进行数值模拟.数值计算中选用SpalartAllmaras湍流模型封闭N-S方程,采用滑移网格技术及混合网格划分方法完成导管桨敞水性能数值计算.通过分析导管桨瞬态尾流场及尾涡空间结构发现:近尾流场中螺旋桨半径区域瞬态诱导速度大,尾流中分布着连续漩涡结构,尾流加速作用明显.导管桨尾涡主要由导管剪切层涡、叶片涡系及毂涡组成,叶片涡系中包含叶梢涡、叶根涡、毂涡及相邻梢涡带之间诱导产生的S形二次涡;导管桨尾涡结构中多重涡系之间产生复杂干扰,尾涡形态出现融合、扭曲、分解并逐渐扩散.     

高速列车车体气动载荷疲劳强度试验装置研究

研制车体交变气动载荷试验装置,利用该装置对新造车体进行疲劳强度试验,讨论车体交变气动载荷疲劳试验加载方法、压力、压力波形与周期、加载次数等参数,并完成车体交变气动载荷疲劳试验装置方案及数据采集系统方案设计;将合武铁路现场测得的CRH2型动车组以250 km/h速度过隧道时车内外压力差曲线与该试验装置测得的压力曲线进行比较。研究结果表明:车内外压力差曲线与该试验装置测得的压力曲线基本吻合,该试验装置可真实模拟列车高速通过隧道时车体承受的交变气动载荷,为研究新造高速列车车体在交变气动载荷作用下的疲劳强度特性提供了重要的试验手段,建议我国新造车体按其实际运行过程中承受的交变气动载荷加载进行疲劳强度试验。     

小型无人直升机建模与分析

由于小型无人直升机具有不同于大型直升机的独特特点,提出采用结构分析法推导小型无人直升机的数学模型.将小型直升机看作2个刚体（机体和主旋翼）,借助Kane方法推导了小型直升机的动力学模型,并与单刚体建模进行了比较.分析表明,2种建模方法的运动学方程和平移动力学方程相同,但旋转动力学模型完全不同.采用2种刚体所建模型的响应具有余弦规律而单刚体所建模型则呈线性规律.飞行试验验证了模型的有效性.     

PL—1型疲劳裂纹装置

《PL-1型疲劳裂纹装置》安装在WE型万能试验机上,并且与试验机锁紧成一个整体。振动头由偏心机构驱动,对三点弯曲试样施加交变载荷,其载荷大小由电感器监视.该装置具有随裂纹扩展而载荷相应减小等性能,因此适用于预制金属及非金属材料疲劳裂纹.     

飞行中螺旋桨相位测量技术

在螺旋桨桨轴1P载荷飞行测量中,利用激光传感器完成了螺旋桨相位测量。结合相位信号和桨轴载荷受力分析计算,实现了飞机爬升状态下桨轴1P载荷的分离计算。飞行试验中获得的螺旋桨相位信号清晰稳定,表明测试方法是成功的,为桨轴载荷的分析计算提供了关键参数,较好的解决了螺旋桨1P载荷桨轴直接测量中的相位问题。     

不同载荷条件下椭圆柱齿轮动态接触特性分析

为研究载荷对椭圆柱齿轮动态接触特性的影响,利用LS-PROPOST软件模拟了轮齿的动态啮合过程,结果表明:在轮齿啮合过程中,齿线方向和齿廓方向的等效塑性应变、等效应力和表面压力随轮齿在节曲线上位置的不同而发生变化;在交变载荷条件下,轮齿的等效塑性应变、等效应力、表面压力、轮齿啮合力和力矩均在一定范围内有所增加;在交变载荷和普通载荷两种条件下,轮齿都具有较好的接触性能.