无人直升机旋翼桨叶设计及动力学特性分析

复合材料在桨叶上广泛应用的同时使桨叶的受力、刚度特性比传统的桨叶更为复杂。为了降低桨叶工作时动应力和旋翼的振动水平,有必要对旋翼桨叶进行动力学特性分析。对旋翼总体参数及桨叶气动参数进行设计,采用CFD方法对旋翼悬停状态进行气动特性分析,将桨叶三维非线性弹性模型分解为二维线性剖面模型和一维非线性梁模型进行动力学特性分析。结果表明:该旋翼能够成功拉起230 kg级无人直升机,悬停效率大于0.65,工作转速下桨叶的固有频率与8阶以下的气动激振力频率保持一定的范围,避开了转速共振区,满足桨叶动力学设计要求。

耕耘不辍 创新不止 记南航直升机旋翼动力学实验室创建人高正教授

他低调，总不想让荣誉的光环打扰他身为学者平淡而充实的生活；他睿智，活跃的思维使他在直升机技术创新的道路上孜孜以求，如今硕果累累；他敬业。执著于直升机事业，终身无悔；他清正。为师业高人正。受学生爱戴．同行尊敬。而今桃李天下。

直升机旋翼动力学综合实验系统设计

构建一套完整的模拟旋翼/机体耦合系统,用于直升机旋翼动力学实验。系统由旋翼、电机及转速控制、旋翼操纵、液压油源、数据采集与分析等部分组成。实现了旋翼动力特性的仿真,能够模拟直升机旋翼/机体耦合的各种状态和设置模拟故障。

直升机旋翼动力学国家级重点实验室简介

直升机旋翼动力学国家级重点实验室于1993年立项建设，1995年底建成并通过验收。实验室运行十几年来，通过三次评估，运行良好。

直升机旋翼动力学国家级重点实验室简介

直升机旋翼动力学国家级重点实验室成立于1995年，依托单位为南京航空航天大学（隶属于工业和信息化部）和中国直升机设计研究所（隶属于中国航空工业集团公司），其中南京航空航天大学为主依托单位。

直升机旋翼动力学国防科技重点实验室

直升机旋翼动力学国防科技重点实验室是1993年建立的国家级重点实验室，依托单位是南京航空航天大学和中航工业直升机所。

共轴式直升机双旋翼系统的多体动力学模型

建立了共轴式直升机双旋翼系统结构的多体动力学模型,该细节模型包括旋翼轴内轴与外轴、桨毂、双旋翼、操纵杆、自动倾斜器、驱动器和固定支架等所有关键部件,经过分析计算,得到了关键部件与旋翼系统结构运动耦合的的动力学特性。与台架运转振动测试的结果进行对比发现,误差基本都在5%以内,验证了这种基于多体动力学的分析方法在共轴式直升机复杂系统结构动力学设计中应用的可行性。

直升机旋翼气弹动力学优化策略(Ⅱ)——多目标优化解法研究

在旋翼气弹动力学模型基础上进行了多目标优化问题的描述和分类,定义了多目标优化问题及其解,讨论了多目标优化问题的解法,提出了直升机旋翼气弹动力学多目标优化问题的解法。使用改进的遗传模拟退火算法、加权系数法、全局准则法相结合的混合式解法进行旋翼气弹动力学多目标优化问题的求解。算例结果表明:使用混合法的多目标优化解法设计变量变化平缓;同时设计目标函数的3次/转、4次/转、5次/转谐波振动载荷和桨叶总质量分别比初始设计减少13.4%、31.5%、20.9%和7.36%,优化效果明显。由本文的研究可知,在直升机旋翼气弹动力学多目标优化问题中,使用混合式多目标优化问题解法能使旋翼气弹动力学多目标优化收敛到Pareto最优解,同时可提高多目标优化问题解质量和结果的鲁棒性。

直升机旋翼模型气动与动力学特性试验的测试与采集处理方法研究

为了更好地进行直升机旋翼模型的气动和动力学特性试验研究 ,自行设计开发了一套既能满足旋翼模型各种试验要求 ,又有较强的实时处理分析功能的采集、处理、分析系统。首先介绍了系统的设计思想 ,着重描述了针对几种不同的旋翼模型 ,不同的试验要求用该系统所进行的旋翼模型测试与采集处理方法 ,即采用自由触发方式测试采集直升机共轴剪刀式尾桨的升力及扭矩 ,用正弦扫频法测量BELL 2 0 6直升机桨叶的固有频率 ,用重复外触发方式 。

无人直升机主旋翼跷跷板运动动力学建模

针对实验室30 kg级跷跷板结构主旋翼自主无人直升机的结构特点,在对其进行空气动力学分析后,基于达朗伯原理建立绕自由空间点转动的主旋翼跷跷板运动空气动力学模型,并以实际物理参数为条件开展计算机仿真实验。仿真结果验证了所建模型的正确性,并进一步指出:主旋翼跷跷板运动系统是自稳定系统;自主无人直升机的结构特点决定了跷跷板运动的过渡过程,而桨叶受到的相对气流作为激励信号在主旋翼跷跷板运动的稳态过程中起主导作用。

直升机不平衡旋翼动力学建模与轴心运动轨迹分析方法研究

研究了Johnson提出的倾转旋翼不平衡载荷前飞动力学模型,将其桨叶分析方法应用于直升机旋翼系统模态分析。在刚性条件假设下推导了直升机旋翼弹性阻尼和惯性力综合作用时桨叶的挥舞和摆振运动方程,给出了固定和旋转坐标系下对应的运动方程。通过引入均匀入流和线性扭转假设,获得了运动方程的理论解析解。利用叠加原理,得到了桨毂轴心运动方程;采用Newmark法进行振动微分方程求解,最终得到了直升机旋翼的轴心运动轨迹。以某型直升机旋翼系统为例,验证了本研究所提出旋翼桨叶模态分析方法的准确性,给出了兼顾计算精度和效率的最佳求解步长选取方法;预测了典型飞行状态下的桨毂轴心运动轨迹,为直升机旋翼系统设计提供了基础方法和技术参考。

某直升机旋翼采用4片桨叶与5片桨叶的动力学对比分析

旋翼设计包括桨毂构型、旋翼桨叶片数、旋翼直径、旋翼实度、翼型剖面等一系列影响直升机性能的因素。而旋翼桨叶片数的选择,对轻型和中型直升机来讲,4片桨叶旋翼和5片桨叶旋翼具有典型意义。某直升机是5吨级的直升机,在某直升机先期方案中,旋翼设计为4片桨叶,在某直升机旋翼的对法合作中,法方提出将4片桨叶改为5片桨叶。为此,在签订某直升机旋翼对法合作的合同之前,我们对某直升机采用4片桨叶与5片桨叶的动力学性能进行了比较和分析,并得出明确的结论。

共轴式直升机旋翼/机体耦合系统动力学仿真

本文运用CATIA、ADAMS建立共轴式直升机旋翼/机体动力学模型,在ADAMS平台上对其进行动力学特性仿真。分析了共轴式直升机旋翼/机体耦合系统动不稳定的机理,上旋翼出现摆振后退型,且旋翼对机体产生的离心激振力频率与机体在起落架上的振动频率相近时,发生动不稳定现象,下旋翼对系统动稳定性产生不利影响,并确定了系统发生动不稳定的旋翼转速范围。与理论结果进行对比,验证了模型的有效性。

直升机旋翼气弹动力学优化策略(Ⅰ)——灵敏度分析技术研究

基于旋翼气弹动力学模型以及摄动法的灵敏度分析和直接解析的链式规则灵敏度分析相结合技术,推导了直升机旋翼气弹动力学的气弹稳定性、模态频率、自转惯量、桨叶质量、桨叶动应力等参数的灵敏度计算过程。通过算例计算结果表明:使用灵敏度分析方法与直接优化相比,实现动应力减少1.2%,质量减少0.84%,优化时间缩短2.73倍;该灵敏度分析技术对于直升机旋翼气弹动力学优化设计收敛的速度和优化结果效果明显。

共轴式直升机飞行动力学仿真数学模型研究

在讨论共轴双旋翼气动干扰模型的基础上 ,建立了一种共轴式直升机飞行动力学仿真数学模型。以某型共轴式直升机为样例机 ,在定直水平飞行条件下进行配平计算 ,并与国外计算结果作了对比分析 ,两者基本一致。给出了共轴式直升机在不同操纵输入下的动态响应数值模拟结果。仿真计算表明 。

对直升机动力学的现状与发展的分析

对以旋翼动力学和飞行动力学为主体的直升机动力学研究进行回顾．主要讨论与飞行力学有关的旋翼气动力模型、旋翼结构动力学、气动弹性力学、飞行动力学模型与控制以及飞行操纵与品质等方面的进展，分析它们的现状，供有关直升机研究人员参考．

直升机旋翼/动力传动扭振系统动力学分析

直升机的机械扭振系统由发动机、减速器、传动轴、旋翼和尾桨等结构组成。常规直升机使用涡轮轴发动机驱动时,该机械扭振系统又会与发动机燃油调节系统相互耦合,形成一个闭环的动力学系统。本文以常规直升机扭振系统为对象,建立了直升机旋翼动力传动扭振系统动力学模型,分析其扭振系统的固有特性。同时建立了扭振系统与发动机燃油调节系统相耦合的数学模型,分析、判断该耦合系统的稳定性。

基于矩阵运算的直升机旋翼/机体耦合动力学模型

针对直升机旋翼/机体耦合动力学建模中,小角度线性简化带来的计算精度下降以及适用范围缩小等问题,在计算桨叶速度及加速度时,基于矩阵运算,保留了运动的非线性。对不同机体运动幅值和频率情况下的小角度线性简化对桨叶速度的影响进行了仿真分析,结果发现,随着机体运动幅值的增加,线性简化影响越来越大,滚转幅值15°时,简化带来的误差超过5%;俯仰幅值15°时,简化带来的误差超过6%,且随着机体运动频率的减小,误差越来越大。对不同桨距的情况进行仿真,结果表明,所建模型可以很好地模拟直升机的动态响应,采用该模型可进行直升机旋翼/机体耦合动态响应仿真分析。

变转速旋翼瞬态动力学建模与载荷特性分析

常规直升机受旋翼前行桨叶激波和后行桨叶反流区等对飞行包线的限制,最大速度和航程等关键性能指标难以提升,严重制约了直升机在军民领域更广泛的使用。正因如此,提高直升机飞行速度一直是直升机技术领域的重要研究方向之一,也是未来直升机产业重要发展方向。通过优化旋翼的转速,一方面能在不同条件下尽可能地提高旋翼升阻比,并能降低旋翼需用功率和耗油率;另一方面,采用变转速技术可以通过降低旋翼转速,有效推迟前行激波产生,实现速度的提升。