直升机不同尾桨距卡滞后的着陆轨迹和操纵优化

计算并分析直升机遭遇不同尾桨距卡滞后的最优安全着陆和操纵过程。首先,将直升机不同尾桨距卡滞后的安全着陆问题表示成最优控制问题。然后,采用直接多重打靶法将最优控制问题离散为非线性规划问题,并进行数值求解。最后,分别计算样例直升机遭遇大尾桨距卡滞与小尾桨距卡滞后的最优安全着陆过程和操纵策略。结果表明:当尾桨卡滞在大桨距时,尾桨提供侧向力大,有利于使用较大的功率状态以较小的速度和下降率着陆,期间可以通过侧滑来保持航向稳定;当尾桨卡滞在小桨距时,尾桨提供侧向力小,有利于在经济速度附近飞行,但不利于着陆机动。若此时采用常规着陆,则触地时偏航角速度很大,容易造成危险。若此时采用自转着陆,则触地时偏航角速度很小,因此着陆更为安全。直升机尾桨距卡滞后安全着陆的轨迹优化方法可以得到直升机遭遇不同尾桨距卡滞后的最优着陆轨迹和操纵,从而为尾桨距卡滞飞行试验提供一定的参考。

正负尾桨距下尾桨两侧噪声特性试验研究

开展正、负尾桨距条件下的尾桨噪声试验研究,并分析推力侧与拉力侧的尾桨噪声指向性差异。首先,在消声试验室中搭建了尾桨悬停状态噪声试验平台;其次,利用布置的传声器阵列,测量了不同传播距离下的噪声量级、尾桨拉力侧和推力侧不同观察角下的噪声水平以及尾桨在正负尾桨距和不同转速下的噪声水平。试验测量结果与理论分析吻合,试验结果表明在拉力侧和推力侧均存在噪声指向性,且拉力侧的噪声水平高于推力侧;在一些观察角下,噪声值不是在0°尾桨距时最小。

直升机涵道尾桨永磁同步电机设计与仿真

针对直升机涵道尾桨机械传动系统传动链长、噪声大、结构复杂、传动轴刚度差和安装维护周期长等缺陷,设计一种适用于直升机涵道尾桨的永磁同步电机。通过探究悬停工况下电机主要尺寸与尾桨桨叶长度、宽度以及安装角度的关系,明确一定范围内电机主要尺寸最小时的功率、转矩和转速;采用分数槽集中绕组进一步提升了功率密度,基于14极18槽完成了电机设计。建立电磁场和温度场有限元仿真模型,验证电磁设计的合理性以及永磁体分段降温的有效性。与未分段相比,当永磁体沿周向分4段时,永磁体平均温度降低了55.43%。结果表明:该电机功率密度较高,输出特性良好并且温升较低,能够长时间可靠运行。

直升机尾桨参数对RCS影响分析

在执行战时任务时,对武装直升机的隐身性能提出了较高要求,为降低直升机在执行任务时被发现的概率,基于几何光学法和一致性绕射理论,研究直升机尾桨翼型厚度、弯度、剪刀角角度对RCS的影响。选用两种雷达照射方位,通过对尾桨不同参数和涂敷吸波材料的RCS峰值、均值对比,判断更有利于直升机尾桨隐身的条件。结果表明:雷达从地面照射时,尾桨厚度小、弯度小的RCS会适当减小,剪刀角角度的变化会导致RCS峰值相位变化;雷达平行照射时,厚度小的尾桨RCS小,弯度小的RCS峰值更小;在桨叶前缘与桨尖端面涂敷吸波材料可以有效降低桨叶整体RCS。因此,选择尾桨的厚度越小、弯度越小,有利于降低直升机尾桨的RCS,对桨尖端面和桨叶前缘进行吸波材料涂敷可以有效降低整体RCS。

基于梁模型的无轴承尾桨等效建模及模态分析

无轴承尾桨叶开展模态试验时,出现同一阶对称型与反对称型摆振频率差异较大的现象。为了揭示频率出现差异的原因,对该无轴承尾桨叶进行有限元分析与试验研究。建立无轴承尾桨有限元模型时,考虑到无轴承尾桨多路传力方式及根部边界约束复杂的特点,采用分步式建模方法:第一步基于静力缩聚方法对柔性梁根部夹持区等效梁进行计算,获得根部剖面等效刚度;第二步基于三维等效梁模型计算方法,采用ABAQUS软件建立无轴承尾桨的有限元梁模型。对不同根部边界约束下的无轴承尾桨动特性进行了分析研究,并开展了不同根部边界条件下的静态动特性试验,计算结果与试验结果吻合良好。研究结果表明:柔性梁根部边界条件对桨叶摆振模态频率影响较大,是桨叶出现同一阶对称型与反对称型摆振频率较大差异的原因;分步式建模方法可以兼顾无轴承尾桨动特性计算的精确性和计算效率,满足工程设计需求。

直升机尾桨毂低温下轴向铰转动困难问题分析与处理

直升机尾桨毂在极端低温环境下(环境温度-44.5℃)地面调试过程中发生了轴向铰转动困难故障。为此,对故障现象、结构尺寸设计、温度对零件尺寸的影响等进行了分析和充分的试验,制定并采取相应措施。这些措施经地面试验和装机试飞验证,取得了很好的实施效果。

无人直升机尾桨轴承超声信号故障映射模型

无人直升机被广泛应用于军事民用领域中执行高危任务,对其进行健康维护具有重要意义。尾桨轴承是无人直升机尾桨的关键零件,关系到无人直升机的平衡与航向控制。传统基于振动信号的监测诊断方法易受环境噪音干扰,诊断算法也易受噪声混叠影响。为解决以上问题,提出了一种基于超声信号的无人机尾桨轴承故障映射模型。首先,采集轴承不同故障状态下的超声信号。然后,利用自适应噪声完备集合经验模态分解(CEEMDAN)算法将信号分解,对分解后的信号分量计算各类熵值并融合构造特征向量。最后,将特征向量输送到基于粒子群优化算法的最小二乘支持向量机中建立特征向量与故障类型的映射模型,实现故障诊断。该方法在超声信号下对尾桨轴承早期故障诊断具有有效性和敏感性。

直升机涵道尾桨气动噪声特性风洞试验研究

基于中国航空工业空气动力研究院FL–52航空声学风洞试验条件,对直升机涵道尾桨模型的气动噪声特性进行了试验研究。对试验数据进行了射流剪切层影响修正,获得了涵道尾桨在悬停、前飞状态下的噪声频谱及远场指向性。分析了噪声随桨尖马赫数的变化规律,结果显示涵道尾桨气动噪声符合载荷噪声特性。对比了桨叶沿桨毂周向分布规律对气动噪声频谱特征的影响。获得了悬停和前飞状态下涵道对噪声传播的遮蔽效果影响,悬停状态下尾桨旋转平面内噪声降低约2 dB,前飞状态下尾桨旋转平面内噪声降低5~8 dB。

分布式涵道尾桨气动噪声特性研究

为研究新型分布式涵道尾桨噪声特性,建立了基于滑移网格和可穿透积分面的分布式涵道尾桨气动、噪声特性分析方法并验证了方法的有效性。流动控制方程采用非定常雷诺平均N-S方程,空间离散采用二阶逆风Roe格式,时间推进方法采用隐式LU-SGS格式,湍流模型采用S-A一方程湍流模型,噪声求解方法采用FW-H方程。基于建立的方法,对比分析了传统变总距孤立尾桨和电动变转速多涵道尾桨气动与噪声特性。结果表明:相同气动力状态下,相比于变总距孤立尾桨,在尾桨噪声主要影响方位(桨盘平面内),三涵道尾桨噪声降低5~6 dB。随着转速降低,分布式涵道尾桨噪声声压级逐渐降低。

基于SST全湍流伴随的尾桨翼型优化方法

为解决当前翼型优化中广泛使用的冻结湍流黏性假设存在的固有缺陷和基于Spalart-Allmaras(S-A)全湍流伴随中湍流模型对气动力计算精度较差的问题,提出一套新的翼型优化方法,其耦合了全湍流连续伴随求解、剪切应力传递(SST)湍流模型封闭的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、自由变形参数化方法和动网格变形技术。基于所提方法,在气动力系数相较于S-A模型有更高捕捉精度的基础上,对NPL9615翼型以最大升阻比为优化目标,并与冻结湍流黏性假设方法对比。结果表明:所提方法将原有翼型的升阻比提高了16.39%,而冻结湍流黏性假设方法获得最终翼型的升阻比仅提高了原有翼型的9.84%,说明所提方法在最优外形的获取上要领先于冻结湍流黏性假设,并且当翼型周围的湍流动能显著提高时,其优势愈发扩大。

直升机尾桨需用功率评价方法研究

作为操纵面和气动面,尾桨需用功率一直是直升机设计过程中非常关注的问题。工程当中的尾桨需用功率,原则上可以通过对尾桨轴扭矩的实测换算获得,但受限于传感器加装尾桨轴后的结构干涉等问题,一直无法获得飞行过程中尾桨轴的扭矩实测值。该文通过间接测量的方式,利用实测获得的直升机尾斜轴扭矩值,开展直升机真实大气飞行过程中的尾桨需用功率评价研究,选取定常的直升机稳定平飞和稳定悬停状态,将理论计算与实测结果进行对比,分析二者的差异性,同时分析基于尾斜轴扭矩测量结果的间接功率评价方法的准确性。该测量方法可为直升机尾桨需用功率评价提供可靠的技术支撑。

直升机尾桨叶翼型段疲劳试验技术研究

目的 提升尾桨叶翼型段疲劳试验安装和调试速率,加快考核出尾桨叶翼型段疲劳性能和疲劳寿命。方法 通过标定出尾桨叶翼型段挥舞与摆振标定系数和预扭角,分析出一种通过理论计算出安装攻角的方法,利用理论计算出的攻角指导实际安装攻角,调整攻角值到实际加载满足试验要求的载荷值,在尾桨叶翼型段安装和调试完成后进行了疲劳试验。结果 4件尾桨叶翼型段理论计算攻角值与实际安装攻角进行对比,安装攻角理论值与实际值偏差范围在1.5°以内,并且4件尾桨叶翼型段疲劳试验载荷分布误差小于4%,疲劳性能满足6000飞行小时的疲劳寿命要求。结论 尾桨叶翼型疲劳试验中,理论计算攻角值具有加快估算安装攻角的意义,提升疲劳试验效率,试验调试载荷分布基本一致。经过尾桨叶翼型段疲劳试验验证后,试验件疲劳性能良好且稳定,为后续科研试验转入鉴定试验提供了基础。

测试系统在某直升机高频尾桨振动的应用

通过某架机在科研试飞阶段出现的尾桨高频振动异常情况,结合机上加装的振动监测系统,监测直升机飞行时的振动变化情况,为飞行员及时了解和掌握直升机工作状态信息,使之采取相应的处置措施,同时也在飞行结束后对测试记录数据进一步处理分析,从而发现问题及隐患,为直升机日常维护提供数据支持,提高维护质量、效益和使用安全。

某型直升机尾桨断裂故障分析

明确某型直升机尾桨断裂故障原因,对于该型机的使用、维护有现实意义,对于新机型的安全性提升有借鉴意义。首先通过故障树分析法对某型直升机尾桨叶断裂故障进行分析,得到底事件分析结果;然后开展宏、微观断口分析;最后对柔性梁断口损伤演化开展仿真分析。结果表明:桨叶断裂性质为低应力高周双向弯曲疲劳断裂,当柔性梁纤维压缩方向强度性能值小于700 MPa时,断口的形式与故障尾桨柔性梁断口类型相似;大载荷状态尾桨会产生较大的振动,振动的增加加剧了尾桨的载荷,导致尾桨柔性梁根部载荷增加,超出柔性梁设计承载能力,桨叶柔性梁根部疲劳断裂。

基于超单元法的无轴承尾桨根部动力学等效参数分析

无轴承尾桨柔性梁根部通过金属夹板夹持,在夹持区外侧袖套与柔性梁通过支撑轴承连接。传统的设置刚性梁段的简化分析方法计算低阶模态误差较大,依赖试验修正,无法满足正向工程设计需求。基于超单元理论,利用三维有限元对柔性梁根部夹持区进行静力缩聚,得到适用于梁模型旋翼气弹分析的等效桨毂动力学参数,并分析了柔性梁缩聚长度的影响。尾桨静态特性和旋转动特性试验结果表明,该等效方法计算准确。

涵道尾桨的CFD模拟与验证

采用CFD(计算流体力学)方法分析在悬停和侧飞时直升机涵道尾桨的流场与性能。在轴对称的圆柱坐标系中,用有限容积法和S IM PLE(压力耦合方程的半隐式法)算法求解定常不可压的湍流N-S方程。在分析中,旋转的螺桨被描绘成沿螺桨桨叶展向分布的、与本地流动参数相关的、时间平均的动量源项,通过在N-S方程中加入此动量源项来替代螺桨对流体的作用。计算方法还包括涵道壁的阶梯型近似,原始变量的交错网格,k-ε湍流模型和涵道壁上的壁面函数法等措施。涵道尾桨的流场分析和性能预测同实验测量数据的良好的一致性表明,这种CFD方法可以有效的分析涵道尾桨的具体设计问题。

基于N-S方程的剪刀式尾桨前飞状态气动力计算研究

建立了一个适用于计算剪刀式尾桨前飞状态气动力的数值方法。在该方法中,采用惯性坐标系下的非定常Navier-Stokes方程作为主控方程,使用低数值耗散的Roe格式进行空间离散,并应用高效的隐式LU-SGS格式进行时间推进;采用双时间法以模拟尾桨前飞时的非定常现象;使用运动嵌套网格方法以计入尾桨桨叶的旋转运动。应用建立的方法,首先对有试验数据可作对比的Lynx直升机尾桨悬停状态气动性能进行了计算,验证了所建立方法对尾桨气动性能计算的有效性;同时,针对Helishape 7A旋翼进行了前飞状态气动载荷计算,验证了该方法对旋翼(尾桨)前飞气动载荷计算的有效性。最后,对剪刀式尾桨前飞状态进行了气动力计算,并分析了构型参数对剪刀式尾桨气动力的影响。计算结果表明,前飞状态时,相同总距下剪刀式尾桨的平均拉力要大于常规尾桨,且剪刀式尾桨在90°-180°-270°方位角内的桨-涡干扰现象较常规尾桨严重。

涵道尾桨气动特性及翼型CFD分析

以Jameson/TVD混合格式对低速时的OAF和NACA63a312翼型的升阻特性进行了计算。该方法的特点是采用有限体积法进行离散,并用龙格-库塔时间推进法进行求解。通过将计算的结果与NASA公布的试验曲线进行对比,验证了该混合格式用于旋翼气动力计算的可行性。为了进一步研究旋翼的拉力和功率,本文建立了以微圆环动量理论和叶素理论为基础的计算模型,并用该模型计算了涵道尾桨在不同条件下的拉力和功率情况,计算的结果具有一定的代表性。

复合材料无轴承尾桨柔性元件设计计算分析

无轴承尾桨柔性梁设计是无轴承尾桨设计的关键 ,设计上要满足结构的强度要求 ,同时还必须满足合理的刚度特性 ,实现尾桨的挥舞、摆振、变距运动 ,因此进行准确而快速的设计计算 ,才能适用于工程设计。本文介绍一种相当于三维弹性理论的二维有限元模型 ,计算精度高 ,速度快。经过试验 ,验证了所开发的理论方法与软件 ,可以用于无轴承尾桨柔性梁元件的特性研究 ,对层合板的厚度、铺层方向、层数、板元大小、离心力、板的安装角等的影响可进行灵敏度分析。该软件比大型商业软件 SAMCEF,NASTRAN经济实用 ,具有自主版权 ,易于根据使用情况进行修改 。

应用多块对接结构网格方法的直升机涵道尾桨气动特性分析

基于湍流Navier-Stokes方程,建立了一套直升机涵道尾桨流场及气动特性的CFD分析方法。在该方法中,针对直升机涵道尾桨流场的特点以及动量源方法对网格系统的要求,提出了一种多块对接网格生成方法,分块贴体网格采用求解Poisson方程的方法生成。通过结合涵道尾桨的运动方式、几何特征及气动特征,建立一个包含动量源项的N-S方程的涵道尾桨流场计算方法和迭代流程;为较好地捕捉涵道壁附近存在的旋涡及分离现象,采用了一方程S-A湍流模型。通过对ONERA M6机翼的绕流特性的计算分析,以及对涵道尾桨在悬停状态下的拉力、诱导速度、载荷分布等的计算分析,验证了该CFD方法的有效性。在此基础上,采用该方法进行直升机悬停、侧飞和前飞状态下涵道尾桨流场与气动特性的数值分析,得到了关于涵道尾桨流场和气动特性的一些有意义的结论。