检索结果-内蒙古大学图书馆

环境技术 2021年第1期39卷 36-41页

作者：季佳高蒙崔腾飞张晓娟孙志华中国直升机设计研究所通用技术部景德镇333001 中国航发北京航空材料研究院航空材料先进腐蚀与防护航空科技重点实验室北京100095

为验证橡胶及密封剂对高原高寒环境的适应性,采用8360橡胶和HM119密封剂进行加速试验和高原、高寒地区外场自然暴露试验,对试验后试验件的表面形貌、硬度、拉伸强度、扯断伸长率进行测试。通过对非金属材料性能影响显著的低温、湿热、... 详细信息

为验证橡胶及密封剂对高原高寒环境的适应性,采用8360橡胶和HM119密封剂进行加速试验和高原、高寒地区外场自然暴露试验,对试验后试验件的表面形貌、硬度、拉伸强度、扯断伸长率进行测试。通过对非金属材料性能影响显著的低温、湿热、紫外等关键因素分析,根据一定的当量关系编制直升机高原高寒加速腐蚀老化试验环境谱,利用该谱进行加速试验。试验结果表明8360和HM119经过试验室加速试验和外场暴露试验后,基本没有发生老化、腐蚀现象,表面形貌变化不大,8360硬度、拉伸强度、扯断伸长率基本保持不变;HM119硬度略有上升、拉伸强度和扯断伸长率略有下降;8630和HM119加速试验与外场暴露性能变化基本相同、变换规律一致,所编制的高原高寒加速腐蚀老化试验谱与实际环境有良好的一致性。

关键词：非金属材料高原高寒加速腐蚀老化试验环境谱

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基于直升机耦合分析的振动响应预测研究

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装备环境工程 2020年第9期17卷 7-14页

作者：冯志壮代志雄刘晨中国直升机设计研究所旋翼动力学重点实验室江西景德镇333001

目的预测直升机振动响应。方法采用中等变形梁理论建立直升机旋翼桨叶结构有限元模型,以准定常气动力模型及Pitt动态入流理论模拟旋翼上的气动作用力,结合旋翼结构及气动模型形成旋翼动力学分析模型,并以旋翼动力学试验结果验证模型的... 详细信息

目的预测直升机振动响应。方法采用中等变形梁理论建立直升机旋翼桨叶结构有限元模型,以准定常气动力模型及Pitt动态入流理论模拟旋翼上的气动作用力,结合旋翼结构及气动模型形成旋翼动力学分析模型,并以旋翼动力学试验结果验证模型的正确性。基于Patran建立直升机机体动力学模型,根据旋翼动力学分析结果,筛选并提取机体模态信息。结果耦合旋翼动力学及机体动力学模型,形成直升机全机耦合动力学分析模型,采用时间有限元方法求解耦合模型,以此模型进行直升机机体振动响应预测及与试验对比分析研究。结论该方法机体振动响应计算值与试验值变化规律相同。

关键词：直升机动力学耦合模型振动响应

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黏弹阻尼器拉压疲劳损伤三维成像分析

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航空动力学报 2020年第12期35卷 2635-2641页

作者：张宝双敖波丁阳江洪流邬冠华南昌航空大学无损检测技术教育部重点实验室南昌330063 中国航空工业集团有限公司中国直升机设计研究所江西景德镇333001 南昌航空大学材料科学与工程学院南昌330063

采用显微CT(micro-computed tomography)对阻尼器结构分段进行了三维观察,成像分辨率为91.89μm。通过三维分割成功提取了橡胶层空隙、开裂缺陷,并定量分析空隙缺陷的直径、总体积等几何特征参数。为了提高成像分辨率,对单个空隙缺陷进... 详细信息

采用显微CT(micro-computed tomography)对阻尼器结构分段进行了三维观察,成像分辨率为91.89μm。通过三维分割成功提取了橡胶层空隙、开裂缺陷,并定量分析空隙缺陷的直径、总体积等几何特征参数。为了提高成像分辨率,对单个空隙缺陷进行局部高分辨显微CT成像及三维可视化分析,获取单个空隙形貌信息。结果表明:黏弹阻尼器以产生脱黏、空隙、开裂缺陷为主,上、下段橡胶层空隙最大直径分别为13.12、12.21 mm,发现上、下段端部存在开裂现象,环状裂纹体向上延伸至橡胶层表面,向下延伸至铝合金内筒外壁。局部显微CT三维成像分辨率为20.85μm,结果显示单个空隙表面形貌存在褶皱、凹坑现象,但未发现微小裂纹。DR(digital radiography)成像实验结果表明通过X射线切向照相检测黏弹阻尼器橡胶层脱黏、空隙缺陷是可行的。

关键词：黏弹阻尼器三维成像空隙脱黏三维可视化

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直升机应急漂浮系统研究现状

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中文科技期刊数据库(文摘版)工程技术 2021年第2期 00421-00423页

作者：张琛生徐明李黔中国直升机设计研究所总体气动部江西景德镇333001

水上或水陆两栖直升机机为了能够保证在水上应急降落时的安全撤离,大部分都需要加装应急漂浮系统来提供额外的浮力和漂浮稳定性,为机组和乘员撤离争取宝贵的时间。本文通过检索和综合分析国内外文献,从目前直升机应急漂浮系统的布置形... 详细信息

水上或水陆两栖直升机机为了能够保证在水上应急降落时的安全撤离,大部分都需要加装应急漂浮系统来提供额外的浮力和漂浮稳定性,为机组和乘员撤离争取宝贵的时间。本文通过检索和综合分析国内外文献,从目前直升机应急漂浮系统的布置形式、主要的研究内容和手段等方面进行综述,并重点举例介绍了国内外试验研究和数值模拟研究的方法和结论。为应急漂浮系统的研究、设计和布置提供一些参考。

关键词：直升机应急漂浮研究现状弗劳德缩比数值模拟

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开口加强矩形加筋板的自振特性分析

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哈尔滨工程大学学报 2020年第11期41卷 1617-1622页

作者：张俊李天匀朱翔陈旭中国直升机设计研究所江西景德镇333000 华中科技大学船舶与海洋工程学院湖北武汉430074 船舶与海洋水动力湖北省重点实验室湖北武汉430074 高新船舶与深海开发装备协同创新中心上海200240

针对目前对曲线加筋开口板振动问题研究较少的情况,本文基于瑞利李兹法对带有开口加强的矩形加筋板的自振特性进行研究。复杂边界条件采用弹簧模型模拟。求取能量泛函时,将加筋板视为光板和筋条叠加,分别求取光板和筋条的应变能、动能... 详细信息

针对目前对曲线加筋开口板振动问题研究较少的情况,本文基于瑞利李兹法对带有开口加强的矩形加筋板的自振特性进行研究。复杂边界条件采用弹簧模型模拟。求取能量泛函时,将加筋板视为光板和筋条叠加,分别求取光板和筋条的应变能、动能。通过使筋条的位移与对应位置处的板的位移协调将筋条与光板连接。由于改进的傅里叶级数具有良好的性质,选用该函数作为位移试函数统一对光板和筋条的位移场进行描述。对整体结构的能量泛函求极值得到特征方程,求解特征方程得到固有频率。以纵横加筋开口矩形板为例说明本文分析的准确性,结果表明本文方法对开口处存在加强的开口加筋薄板的振动问题的计算具有较好的适用性,为工程实际问题提供参考。

关键词：加筋板开口板曲线加筋瑞利李兹法弹簧模型自由振动能量法改进的傅里叶级数

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共轴刚性旋翼气动外形优化设计

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南京航空航天大学学报 2019年第2期51卷 160-165页

作者：招启军张威原昕朱正王博南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016 中国直升机设计研究所景德镇333001

采用前行桨叶概念(Advancing blade concept,ABC)的共轴刚性旋翼构型的直升机具有高速前飞的能力,然而大前飞速度带来的强桨尖压缩性等影响对桨叶气动外形提出了更高的要求。鉴于此,本文针对共轴刚性旋翼的气动布局进行了优化设计,通过... 详细信息

采用前行桨叶概念(Advancing blade concept,ABC)的共轴刚性旋翼构型的直升机具有高速前飞的能力,然而大前飞速度带来的强桨尖压缩性等影响对桨叶气动外形提出了更高的要求。鉴于此,本文针对共轴刚性旋翼的气动布局进行了优化设计,通过改进桨叶平面外形提升旋翼前飞性能。基于雷诺平均NS(Reynold-saveraged Navier-Stokes,RANS)方程对共轴旋翼流场进行了气动性能数值模拟,在此基础上建立了代理模型结合遗传算法(Genetic algorithm,GA)的高效共轴旋翼气动布局优化方法,以前飞升阻比为目标函数进行优化,得到约束外形下的具有非线性弦长分布、尖削及后掠特征的桨叶外形。试验结果表明优化桨叶相比基准矩形桨叶升阻比得到明显的提升(前进比为0.6状态下升阻比提升约30%),证明了优化的有效性。

关键词：共轴刚性旋翼桨叶外形前飞优化设计升阻比 RANS方程

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中心锥构型对波瓣引射器排气系统性能的影响

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直升机技术 2024年第4期 29-33页

作者：陈彪洪彬中国直升机设计研究所江西景德镇333001 陆军装备部驻某地区航空军事代表室江西景德镇333002

波瓣引射排气系统在直升机涡轴发动机排气上多有应用,但是对于中心锥的使用研究还较少。在典型波瓣引射器几何结构不变的情况下,构建了不同的中心锥几何模型,采用数值模拟的方法,研究了双曲线形、锥管形、S形、直管+锥管形这四种不同构... 详细信息

波瓣引射排气系统在直升机涡轴发动机排气上多有应用,但是对于中心锥的使用研究还较少。在典型波瓣引射器几何结构不变的情况下,构建了不同的中心锥几何模型,采用数值模拟的方法,研究了双曲线形、锥管形、S形、直管+锥管形这四种不同构型的中心锥对波瓣引射器排气系统的引射能力、总压损失、热混合效率等的影响。结果表明,双曲线形中心锥在引射能力、热混合效率方面会更优一些,但同时也会带来更大的总压损失;而总体看来,几种构型的中心锥对波瓣引射器的引射能力、掺混效果、总压损失的影响均较小;工程应用中可以综合考虑不同构型的加工难度、拆装维护性等实际波瓣引射器的参数来选择中心锥方案。

关键词：中心锥波瓣引射器直升机排气引射能力总压损失热混合效率

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可调频液压式动力反共振隔振器动力学分析及优化设计

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振动与冲击 2019年第14期38卷 33-36,47页

作者：范德礼吴文敏董兴建彭志科中国直升机设计研究所江西景德镇300300 上海交通大学机械系统与振动国家重点实验室振动、冲击、噪声研究所上海200240

对直升机主减安装结构进行隔振设计的目的在于阻断叶率旋翼桨毂力向机体传递,从而降低机体振动水平。针对上述主减隔振问题,提出了一种反共振频率可调的液压式动力反共振隔振器,基于拉格朗日方程建立其动力学模型。动力学分析表明:通过... 详细信息

对直升机主减安装结构进行隔振设计的目的在于阻断叶率旋翼桨毂力向机体传递,从而降低机体振动水平。针对上述主减隔振问题,提出了一种反共振频率可调的液压式动力反共振隔振器,基于拉格朗日方程建立其动力学模型。动力学分析表明:通过调节空气弹簧的刚度可调节反共振频率。进一步保持反共振频率不变,采用遗传算法优化设计隔振器的结构参数,可得到更宽的隔振频带,且隔振器质量更轻。

关键词：动力反共振频率可调带宽优化设计

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面内碰摩作用下带冠叶片组合共振动力学特性研究

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装备环境工程 2025年第1期22卷 69-80页

作者：苑高飞冯志壮谷晓宁邢龙涛樊枫中国直升机设计研究所直升机动力学全国重点实验室江西景德镇333001 大连理工大学机械工程学院辽宁大连116024

目的研究面内碰摩作用下带冠叶片组合共振的动力学特性。方法将带冠叶片等效为端部具有集中质量的旋转悬臂梁结构,随后基于宏观滑移原理建立冠间碰摩载荷的力学模型,并采用谐波平衡法求解该载荷的等效刚度和等效阻尼,最后采用多尺度法... 详细信息

目的研究面内碰摩作用下带冠叶片组合共振的动力学特性。方法将带冠叶片等效为端部具有集中质量的旋转悬臂梁结构,随后基于宏观滑移原理建立冠间碰摩载荷的力学模型,并采用谐波平衡法求解该载荷的等效刚度和等效阻尼,最后采用多尺度法建立组合共振下柔性带冠叶片的瞬态及稳态振动控制方程。研究叶冠倾角及频率解谐参数对组合共振下叶片瞬态及稳态响应动力学特性的影响。结果特定参数条件下,柔性带冠叶片将发生组合共振,忽略叶冠碰摩作用时,内共振和主共振将不会同时发生。结论组合共振下,主共振能量通过内共振模态间的耦合作用由主共振模态传递到非主共振模态上,且内共振模态稳态响应幅值存在π的相位差。几何非线性在变主共振解谐参数的稳态振动中起硬弹簧作用,而其在变内共振解谐参数的响应中起软弹簧作用。增大叶冠法向接触刚度会抑制组合共振下叶片的稳态响应幅值,并缩窄不稳定域的宽度。

关键词：带冠叶片冠间碰摩几何非线性组合共振多尺度法谐波平衡法

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基于单片桨叶调节的直升机旋翼振动主动控制方法

基于单片桨叶调节的直升机旋翼振动主动控制方法

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第十二届多体动力学与控制暨第七届航天动力学与控制和第十五届全国分析力学联合学术会议

作者：王传达彭海军黄国科喻国瑞邱志祥大连理工大学工程力学系工业装备结构分析国家重点实验室中国直升机设计研究所

针对直升机桨叶质量、气动条件等不平衡导致旋翼低频振动过大的问题,提出了一种仅通过调整每片桨叶变距拉杆的以旋翼锥体为约束的主动减振方法。首先,该方法是以振动的频域分量和变距拉杆的调整量之间的线性关系为基础,建立全局线性模型... 详细信息

针对直升机桨叶质量、气动条件等不平衡导致旋翼低频振动过大的问题,提出了一种仅通过调整每片桨叶变距拉杆的以旋翼锥体为约束的主动减振方法。首先,该方法是以振动的频域分量和变距拉杆的调整量之间的线性关系为基础,建立全局线性模型,求解建立的桨叶挥舞-扭转-摆振耦合的动力学模型获取仿真数据,使用最小二乘参数辨识方法估计出全局线性模型的转换矩阵T;然后,构造变距拉杆调整量和振动之间的二次型性能指标函数,并建立以旋翼锥体为限制的约束条件,该约束条件是以桨叶桨尖高度和变距拉杆位移之间的线性关系为基础,其目的就是为了在减振的同时将每片的桨尖高度约束在给定的范围内,使用二次规划算法求解该约束优化问题;最后,将该算法用Simulink模块实现,建立对应的操控页面,基于桨叶耦合动力学模型的求解数据,运行Simulink模型即可得到每片桨叶变距拉杆的移动量。为了检验该算法的有效性,将最优控制量回带到桨叶耦合模型中进行求解,即可得到控制后的振动数据,将其和无控时的振动进行对比,即可检验控制算法的有效性。验证结果表明:该算法能够较大程度地降低旋翼低频振动,同时也能将桨叶的桨尖轨迹约束在允许范围内,而且施加的变距拉杆控制量对直升机桨毂中心升力、扭矩等基本无影响,因此,该算法在达到较好控制效果的同时,并不会对直升机产生额外的不良影响。此外,操控页面中可以进行输入输出参数的调整,方便实用,所以该算法结合操控页面的使用,不需要专业人员也可以使用。

关键词：桨叶建模旋翼减振 Simulink建模

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