铰接式旋翼舰面瞬态气弹响应及参数研究

为了研究舰面铰接式旋翼桨叶桨尖与机体相碰的原因及参数影响,本文采用中等变形梁模型处理桨叶弹性变形,用有限转角模拟桨叶绕铰刚性运动和非线性准定常气动模型处理气动力。通过与国外计算及试验数据的相关性分析,验证了本文建模及计算方法的正确性。参数分析表明:1)挥舞限动块脱开前,桨叶弹性变形提供的桨尖挥舞位移占主要部分,脱开后,桨叶刚性运动提供的桨尖挥舞位移占主要部分;2)舰面流场采用梯形流时,计算的桨尖挥舞位移最大;3)挥舞限动角大小及离心式限动块释放时间对桨尖最大挥舞位移影响不明显;4)直接增加桨叶挥舞刚度可显著地减小桨尖向下最大挥舞位移;5)随总距增加,桨尖挥舞挠度减小不明显,这是通过增加总距来减小桨叶挥舞位移不可行的另一原因。

高速旋转铰接式旋翼的固有特性分析

该文基于有限体积法建立了铰接式旋翼的多体模型计算了其在高速旋转状态下时的固有频率,并给出了对应的固有振型,计算值与文献参考值进行了对比分析,结果表明有限体积法具有较高的精度。与此同时还考虑了转速、后扫掠结构以及桨毂刚度对其固有频率的影响。结果表明,转速对其旋翼桨叶具有明显的刚化效应,后扫掠结构能够降低其扭转固有频率,桨毂刚度对其频率的影响较大。该研究成果对于旋翼的减振降噪设计提供了理论基础。

模态修型减振的旋翼桨毂谐波振动载荷计算

基于模态修型的方法推导了直升机旋翼桨叶根部剪力的计算公式,通过合成桨叶根部载荷推导了旋翼桨毂的谐波振动载荷公式。将本文建立的桨毂谐波载荷计算模型与商用软件CAMRAD计算出的结果进行对比,结果表明:本文所建立模型的旋翼计算频率与CAMRAD计算的频率相比,基阶频率计算误差在2%以内,前十阶频率误差都在8%以内;与已有文献试验测试的桨毂谐波振动载荷相比最大误差在25%以内。说明了本文建立的旋翼桨毂谐波振动载荷计算模型具有可行性和有效性。

旋翼创新升级推动国产直升机跨越发展

我国直升机旋翼设计技术起步于上世纪六七十年代的直-5、直-6和直-7研制时期,发展于八十年代测仿的直-8金属全铰接式旋翼和参考样机设计的直-11星形柔性旋翼研制,而真正形成能力则是通过直9复合材料旋翼反设计研究、25B旋翼原理样机预先研究、直-10旋翼先期攻关与国际合作研制。在此基础上,自主研制成功大型直升机先进复合材料旋翼系统。