标准桨叶挥舞参数测量及定位参数校准技术研究

为准确测量直升机标准桨叶在动平衡试验中的挥舞参数,该文采用桨叶切割激光光路方法把位置参数转化为激光脉冲时序参数,实现桨叶挥舞参数的非接触测量.通过补偿算法降低桨叶挥舞角自身引起的非线性误差,利用测量装置本身的激光器和时序算法对测量系统的安装参数进行定位校准,用一组标准厚度的模拟桨叶标定桨叶挥舞参数测量装置.试验结果表明,测量系统的测量不确定度满足标准桨叶校准的技术要求.该方法实现了标准桨叶挥舞参数的测量,而且测量结果可溯源到几何量标准.     

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。     

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。     

激振法疲劳试验技术提升与应用

直升机尾桨叶在飞机飞行中起着平衡主桨叶运转时所产生的旋转力矩的作用,其一旦失效直升机将无法正常着地,在设计及制造阶段对尾桨叶的性能考核将对直升机的使用安全提供十分重要的理论依据。本文所论述的是：结合公司的实际情况,如何用激振法对尾桨叶根部实施挥舞及摆振,以确定直八型机尾桨叶疲劳特性,为计算直八型机尾桨叶寿命提供依据。     

基于权系数法的功率和载荷协同控制策略

针对大型风机在高风速区由风剪切效应引起的输出功率波动和叶轮不平衡载荷,从功率和载荷两个维度出发,以NREL公司的5MW陆基风机为对象,提出一种基于权系数法的功率和载荷双目标协同的独立变桨控制策略。首先,以遗传算法优化的PID作为主控制器,通过风轮转速反馈得到统一变桨距角;其次,根据方位角反馈得到各桨叶的动态权系数,以此调整各桨叶的桨距角;最后,将叶根挥舞力矩反馈给模糊PID控制器得到载荷影响下的桨距角微调量,并对桨距角进行修正。通过FAST和Matlab/Simulink平台联合仿真,将所提控制策略与统一变桨距控制和独立变桨PI控制对比分析。结果表明,所提控制策略能有效地将输出功率稳定在额定功率附近,并且对于降低风轮不平衡载荷具有显著效果。     

航空螺旋桨振动特性影响因素

选取某航空活塞发动机的两桨叶定距螺旋桨为分析对象,基于通用有限元软件平台建立螺旋桨整体结构、单个桨叶结构的三维有限元模型。根据航空活塞动力装置性能参数,计算出螺旋桨在地面起飞状态下受到的气动、离心载荷,再利用有限元软件计算了螺旋桨整体结构、单个桨叶结构在无外载荷作用下的、只有气动载荷作用的、只有离心载荷作用的、气动和离心载荷同时作用的自振频率和振型。通过对计算结果的分析,发现了气动载荷、离心载荷、形状（整体或单个桨叶）因素对频率、振型的影响规律,对其他与气体有相互作用的旋转部件的振动特性计算和分析具有重要的指导意义。     

桨叶的耦合振动

一、前言桨叶挥舞弯曲、弦向弯曲与扭转的耦合振动固有频率的计算,过去大多是从运动微分方程出发,应用各种数学方法,求解微分方程特征值问题。这些解法难以考虑各种复杂因素的影响。用有限单元法分析桨叶的耦合振动,可以较准确地反映浆叶的外形及质量与刚度分布,还可以很方便地考虑各种因素对浆叶固有频率的影响。此外,用有限单元     

空泡水筒中螺旋桨噪声的试验研究

本文介绍上海交通大学空泡筒进行螺旋桨噪声试验研究情况及部份结果。根据试验结果,讨论了螺旋桨载荷及其径向分布、流场非均匀性等对螺旋桨噪声性能的影响。为推退叶梢空泡出现,建议桨叶梢部螺距比按公式近似估算。该式可供设计低噪声螺旋桨或减振螺旋桨参考之用。     

直升机操纵系统的数学和物理模拟

本文建立了直升机操纵系统的数学模型,通过计算判别操纵系统的动态品质,其结果与机上试验结果基本符合。文中分析了飞行中桨叶绕轴向铰的转动惯量和助力器输出端的当量质量的关系,分析了桨叶的铰链力矩和助力器输出端的载荷的关系,推导出有关计算公式,并指出了文献[1]的错误。文中还讨论了操纵系统物理模拟的几个问题。     

基于多体动力学的直升机桨叶特性仿真分析

 针对无人直升机旋翼桨叶性能改进升级的实际需求,以200 kg 级无人机旋翼为原型建模,利用COMOSOL 软件对直升机桨叶特性进行仿真分析研究。基于叶素法建立了桨叶升力的数学模型,克服了常规旋翼动力学仿真分析时气动载荷加载棘手的难题;通过研究直升机桨叶的空间旋转运动与其弹性变形间的耦合关系,得出了桨叶攻角、升力、桨尖位移随总距以及周期变距的变化曲线。将仿真结果与常规数值分析结果比较,验证了仿真结果的准确性。根据仿真结果提出了对桨叶迎角、桨叶前缘刚度等的具体改进建议,可为桨叶的改进设计提供参考依据。