检索结果-内蒙古大学图书馆

振动与冲击 2021年第12期40卷 227-231,264页

作者：张仕明周云胡和平直升机旋翼动力学重点实验室中国直升机设计研究所江西景德镇333000

主动控制旋翼可用于减振、降噪、性能提升等,被称为下一代旋翼。经典的频域HHC算法常受限于作动器性能饱和,极大的降低了控制性能。在基于1-范数约束的二次规划(QP)法的基础上,提出了一种迭代-QP算法,进一步减小了控制信号的保守,提升... 详细信息

主动控制旋翼可用于减振、降噪、性能提升等,被称为下一代旋翼。经典的频域HHC算法常受限于作动器性能饱和,极大的降低了控制性能。在基于1-范数约束的二次规划(QP)法的基础上,提出了一种迭代-QP算法,进一步减小了控制信号的保守,提升了控制性能。采用一副装有主动控制后缘襟翼(ACF)旋翼的线性模型进行仿真,并与缩放、截断、自动权重、序列二次规划、1-范数-QP法进行比较,展现了迭代-QP法处理HHC中作动器饱和问题的优越性。

关键词：旋翼主动控制后缘襟翼减振饱和

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低温对航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为的影响

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航空材料学报 2021年第1期41卷 91-100页

作者：刘牧东中国直升机设计研究所旋翼传动部江西景德镇333001

为了研究航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为和机理,测试2种常用航空铝合金2524-T3和7050-T7451在常温25℃和低温–70℃下的疲劳与裂纹扩展性能,借助断口金相分析微观机理。结果表明:相同应力加载水平下,铝合金低温疲劳寿命延长而低温裂纹扩... 详细信息

为了研究航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为和机理,测试2种常用航空铝合金2524-T3和7050-T7451在常温25℃和低温–70℃下的疲劳与裂纹扩展性能,借助断口金相分析微观机理。结果表明:相同应力加载水平下,铝合金低温疲劳寿命延长而低温裂纹扩展速率减慢,–70℃低温对2种航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为产生有益影响;–70℃低温环境下疲劳裂纹萌生区出现明显的台阶状小平面,两侧断面间形成凹凸错位,疲劳裂纹萌生困难;而在裂纹扩展区疲劳条带和韧窝特征减弱,且出现明显的沿晶特征,裂纹趋向于沿着晶界曲折扩展,疲劳和裂纹扩展寿命延长;随着加载应力水平提高,断口表面凹凸错位和沿晶特征减弱,而疲劳条带和韧窝特征增多。

关键词：铝合金低温疲劳裂纹扩展机理

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无轴承旋翼摆振模态阻尼识别技术研究及其应用

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振动与冲击 2018年第19期37卷 225-230页

作者：张仕明周云胡和平直升机旋翼动力学重点实验室中国直升机设计研究所江西景德镇333000

旋翼桨叶的一阶摆振后退型模态是影响直升机地面共振稳定性的主要模态。为了识别装机状态下桨叶一阶摆振模态阻尼,该研究发展了基于FFT分析的移动矩形窗法、基于Fourier级数的移动矩形窗法、基于希尔伯特变换法和基于Wavelet小波变换等... 详细信息

旋翼桨叶的一阶摆振后退型模态是影响直升机地面共振稳定性的主要模态。为了识别装机状态下桨叶一阶摆振模态阻尼,该研究发展了基于FFT分析的移动矩形窗法、基于Fourier级数的移动矩形窗法、基于希尔伯特变换法和基于Wavelet小波变换等四种方法的无轴承旋翼一阶摆振模态阻尼识别技术,针对试验中测得的信号出现的频率成分密集和信噪比差等情况在阻尼识别过程中增加了数字滤波器,数值仿真和基于装机试验数据的识别均表明,基于Fourier级数的移动矩形窗和基于Wavelet小波变换两种阻尼识别技术可有效分离无轴承旋翼摆振模态,数字滤波器可有效提高桨叶摆振阻尼识别精度。

关键词：旋翼无轴承阻尼识别摆振滤波

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三维桨尖旋翼桨叶表面压力测量试验

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南京航空航天大学学报 2011年第3期43卷 346-350页

作者：林永峰刘平安陈文轩陈雪松黄水林中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室景德镇333001

研制了三维桨尖(抛物线后掠下反桨尖)4 m直径模型旋翼,并在旋翼试验台和大型低速风洞中完成了该模型旋翼的气动特性试验。采用了新的桨叶表面压力传感器布埋技术,有效地开展了三维桨尖旋翼桨叶表面非定常压力测量风洞试验。试验结果表明... 详细信息

研制了三维桨尖(抛物线后掠下反桨尖)4 m直径模型旋翼,并在旋翼试验台和大型低速风洞中完成了该模型旋翼的气动特性试验。采用了新的桨叶表面压力传感器布埋技术,有效地开展了三维桨尖旋翼桨叶表面非定常压力测量风洞试验。试验结果表明,下反桨尖的压力系数随方位角变化幅值比非下反桨尖的小,桨尖下反可以减弱桨-涡干扰,且随前进比增大,压力系数的峰值也增大。

关键词：直升机旋翼三维桨尖压力测量

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共轴刚性旋翼悬停状态桨叶表面压力测量试验与计算研究

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北京航空航天大学学报 2021年第12期47卷 2484-2493页

作者：江露生曹亚雄刘婷樊枫中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学国家级重点实验室景德镇333001

针对共轴刚性模型旋翼悬停状态,开展了桨叶表面压力测量试验与数值模拟研究。试验采用微型压力传感器进行桨叶表面压力测量,不仅获得了桨叶表面压力的试验数据,同时为CFD计算方法计算桨叶表面压力提供了验证数据。计算与试验结果对比吻... 详细信息

针对共轴刚性模型旋翼悬停状态,开展了桨叶表面压力测量试验与数值模拟研究。试验采用微型压力传感器进行桨叶表面压力测量,不仅获得了桨叶表面压力的试验数据,同时为CFD计算方法计算桨叶表面压力提供了验证数据。计算与试验结果对比吻合度良好,验证了CFD计算方法的有效性。研究获得了共轴刚性旋翼上下旋翼桨叶表面的流动情况和压力特性,结果表明:对于上下各4片桨叶的共轴刚性旋翼,桨叶表面压力随着桨叶旋转呈周期性变化,旋转一周出现8个小周期;在上下旋翼扭矩配平的悬停状态,下旋翼桨叶大部分区域受下洗流影响,下旋翼剖面拉力低于上旋翼;在桨尖区域,下旋翼的桨距角大于上旋翼,受各自上洗流的影响,下旋翼剖面拉力高于上旋翼。

关键词：共轴刚性旋翼桨叶表面压力压力测量试验数值模拟悬停状态

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航空铝合金材料低温裂纹扩展研究现状与展望

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航空工程进展 2020年第1期11卷 10-19页

作者：刘牧东中国直升机设计研究所旋翼传动部

铝合金材料由于具有强度高和易加工等优势,已广泛应用于航空工程领域,低温是航空铝合金材料使用中不可避免的环境因素,低温下航空铝合金材料的裂纹扩展行为得到国内外学者和工程界的广泛关注和大量研究。本文综述航空铝合金材料的低温... 详细信息

铝合金材料由于具有强度高和易加工等优势,已广泛应用于航空工程领域,低温是航空铝合金材料使用中不可避免的环境因素,低温下航空铝合金材料的裂纹扩展行为得到国内外学者和工程界的广泛关注和大量研究。本文综述航空铝合金材料的低温裂纹扩展进展,梳理航空铝合金材料的低温裂纹扩展试验研究状况,归纳低温断裂失效机理,总结低温裂纹扩展模型表征和寿命评估方法,并展望进一步研究方向,为航空铝合金材料工程设计和应用提供帮助。

关键词：铝合金低温裂纹扩展模型表征寿命评估

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新型液弹隔振器设计与仿真

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航空学报 2017年第S1期38卷 85-91页

作者：冯志壮钱峰程起有陈全龙中国直升机设计研究所旋翼动力学重点实验室景德镇333001

针对直升机机身振动水平过大的问题,设计了一种带斜角橡胶件的新型主减液弹隔振器。通过动力学建模计算,分析了液弹隔振器传递特性,讨论了液弹隔振器设计参数对隔振效率的影响。对新型液弹隔振器性能进行了校核,结果表明该设计在各向减... 详细信息

针对直升机机身振动水平过大的问题,设计了一种带斜角橡胶件的新型主减液弹隔振器。通过动力学建模计算,分析了液弹隔振器传递特性,讨论了液弹隔振器设计参数对隔振效率的影响。对新型液弹隔振器性能进行了校核,结果表明该设计在各向减振效率高于60%的情况下仍具有高的静刚度,适用于直升机工程应用。

关键词：直升机主减隔振液弹隔振器传递特性动力学建模

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万向铰式倾转旋翼整体模态分析与试验

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南京航空航天大学学报 2011年第3期43卷 423-428页

作者：侯鹏董凌华黄文俊杨卫东南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室南京210016 中国直升机设计研究所旋翼系统设计研究室景德镇333001

针对带有复杂几何外形桨叶的万向铰式倾转旋翼,利用有限元法进行动力学建模,并对根部自由桨叶以及安装在台架上的旋翼进行模态分析。利用LM S系统通过局部坐标与整体坐标相结合的方式对模型桨叶及旋翼进行模态测量,并将实验的模态识别... 详细信息

针对带有复杂几何外形桨叶的万向铰式倾转旋翼,利用有限元法进行动力学建模,并对根部自由桨叶以及安装在台架上的旋翼进行模态分析。利用LM S系统通过局部坐标与整体坐标相结合的方式对模型桨叶及旋翼进行模态测量,并将实验的模态识别结果与理论分析结果进行对比,相互验证了实验方法与分析方法的有效性与合理性,结果表明所建立分析模型及方法实用性强,可以有效分析万向铰式倾转旋翼的固有特性。

关键词：直升机旋翼倾转旋翼万向铰桨毂模态分析

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直升机噪声声散射特性计算方法研究

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西北工业大学学报 2020年第6期38卷 1275-1283页

作者：樊枫曹亚雄江露生林永峰中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学国家级重点实验室江西景德镇333001

发展了直升机旋翼(尾桨)噪声与机身的声散射特性计算方法。首先,采用基于运动嵌套网格和RANS方程的旋翼CFD方法计算旋翼流场信息,为旋翼噪声计算提供气动数据;然后,采用FW-H方程来计算孤立旋翼的气动噪声特性,并应用G1A公式来计算旋翼... 详细信息

发展了直升机旋翼(尾桨)噪声与机身的声散射特性计算方法。首先,采用基于运动嵌套网格和RANS方程的旋翼CFD方法计算旋翼流场信息,为旋翼噪声计算提供气动数据;然后,采用FW-H方程来计算孤立旋翼的气动噪声特性,并应用G1A公式来计算旋翼噪声梯度,为噪声声散射分析提供边界条件;在此基础上,采用时域等效源方法计算散射声场,并与孤立旋翼声场进行叠加,最终得到考虑机身散射影响的总声场。最后,应用建立的声散射计算模型,针对旋翼/机身和尾桨/机身声散射效应进行了数值模拟,结果表明:机身对旋翼与尾桨高频噪声的散射影响较大,并且旋翼/机身以及尾桨/机身的间距越小,声散射效应越明显。

关键词：声散射旋翼噪声机身直升机

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旋翼干扰对共轴刚性旋翼振动载荷影响分析

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西北工业大学学报 2021年第6期39卷 1188-1195页

作者：余智豪张仕明宋彬周云中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室江西景德镇333001

针对旋翼干扰下的共轴刚性旋翼振动载荷问题开展计算分析。结合中等变形梁理论的结构动力学模型和含非定常自由尾迹的双旋翼气动模型,建立共轴刚性旋翼振动载荷计算模型。以XH-59A旋翼为研究对象,在模型验证的基础上详细分析旋翼俯仰角... 详细信息

针对旋翼干扰下的共轴刚性旋翼振动载荷问题开展计算分析。结合中等变形梁理论的结构动力学模型和含非定常自由尾迹的双旋翼气动模型,建立共轴刚性旋翼振动载荷计算模型。以XH-59A旋翼为研究对象,在模型验证的基础上详细分析旋翼俯仰角α、间距D以及交叉角Ψ对共轴刚性旋翼振动载荷特性影响。研究表明:增加旋翼俯仰角α会降低桨毂垂向力F_(z)和俯仰力矩M_(y)的3Ω谐波幅值,但会大幅增加滚转力矩M_(x)的3Ω谐波幅值,在高速前飞时利用俯仰角参数能调节桨毂谐波幅值水平;旋翼间距D越小,桨毂谐波幅值越高;交叉角Ψ对桨毂滚转力矩M_(x)和俯仰力矩M_(y)谐波幅值影响较大,在30°交叉角下滚转力矩M_(x)的3Ω谐波幅值增加量要高于俯仰力矩M_(y)的3Ω谐波幅值减少量,而0°交叉角下的桨毂振动载荷整体水平更低。

关键词：直升机共轴刚性旋翼振动载荷旋翼干扰

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