直升机尾传动轴抗弹击损伤研究综述

直升机尾传动轴在军事应用中容易遭受弹击损伤,严重影响直升机飞行安全。为此,国内外开展了大量直升机尾传动轴抗弹击损伤研究工作。本文首先从军事需求角度阐述尾传动轴抗弹击损伤研究的重要意义。然后从尾传动轴弹击损伤评定指标、研究方法、影响因素以及尾传动轴抗弹击性能提升方法4方面介绍了国内外直升机尾传动轴抗弹击损伤研究现状及其发展趋势。最后论述了国内在尾传动轴抗弹击损伤研究方面的不足之处,并从材料性能参数测试、新型数值仿真模拟方法、尾传动轴抗破片冲击研究和弹击复合材料尾传动轴数值模拟4方面展望了我国在尾传动轴抗弹击损伤方面亟需开展的研究。

高转速柔性转子动平衡设计及研究

转子动平衡不良是其振动大的主要原因,在尾传动轴结构设计初期,合理给出允许的动不平衡量关系到整根轴的品质好坏。本文在转子动力学理论基础上,通过对直升机传动轴典型结构进行分析,结合试验验证,给出传动轴动平衡量计算方法,为后续尾传动轴设计提供参考。

直升机尾传动轴弹体冲击动力响应与失效破坏

直升机在低空作战时,尾传动轴易被地面高射枪弹击中产生弹击损伤。为获得弹体入射角度和速度对尾传动轴动力响应与失效破坏的影响,本文中建立了尾传动轴弹体冲击动力学有限元模型,结合实验验证了有限元模型的准确性,分析了弹体在不同入射角度和速度下尾传动轴的失效破坏规律,计算了弹体不同入射角度下尾传动轴凸面和凹面的临界穿透速度,得到了弹体入射角度、速度与2次冲击力峰值及其时间间隔函数变化关系,提出了一种弹体冲击参数估算方法。分析结果表明,尾传动轴的失效破坏形式呈向后翻转的花瓣型,射出孔损伤比射入孔更大;其凸面和凹面临界穿透速度随弹体入射角度的增大而增大,弹体速度远大于凸凹面临界穿透速度或正冲击时,弹道轨迹无明显偏转;冲击力峰值随弹体入射角度的增大而减小,随弹体速度的增大而增大,而2次冲击力峰值时间间隔随弹体入射角度的增大而增大,随弹体速度的增大而减小;基于2次冲击力峰值时间间隔和弹道轨迹路程能有效计算弹体冲击参数,误差在5%以内。这将为在线监测尾传动轴弹击状态提供参考依据,确保直升机在严酷战场中的安全飞行与任务执行。

尾传动轴轴承性能试验机的研制

直升机市场的不断发展,对与直升机尾传动轴相配套的深沟球轴承的性能和可靠性提出更高的要求。为了对某款直升机尾传动轴所使用的深沟球轴承进行寿命和可靠性试验,现设计一款尾传动轴轴承性能试验机,使用变频器控制电机改变试验轴承转速,使用弹簧加载系统和丝杠螺母加载系统来模拟轴承在实际工作过程中的受载情况,通过温度传感器和振动传感器测量轴承运转状态。经过多个型号轴承的载荷谱试验后,证明该试验机运行稳定可靠,能够满足设计要求,可用于直升机尾传动轴轴承的试验研究。

膜片联轴器刚度对尾轴自激振动的敏感性分析

针对直升机尾传动轴系动力学设计需求,参照某型直升机尾传动轴结构形式,建立了花键-膜片联轴器-轴系动力学模型。讨论了膜片联轴器各向刚度对尾轴系统自激振动影响的敏感性。研究结果表明:轴系的自激振动响应对膜片联轴器角向刚度变化最为敏感,对扭转刚度的变化敏感性一般,而径向刚度与轴向刚度在小范围变化时对轴系自激振动的影响可以忽略。

直升机超临界尾传动轴限幅减振器非线性动力学特性研究

直升机超临界尾传动轴在跨临界转速时会产生剧烈的振动。限幅减振器是专门针对尾传动轴跨临界减振问题设计的一种复合式减振器。限幅减振器与尾传动轴组成的系统具有摩擦、碰撞等强非线性特征,动力学特性异常复杂。为揭示限幅减振器工作机理并指导减振器设计,建立了具有双间隙结构的限幅减振器与尾传动轴系统的弹簧‑质量‑阻尼等效模型。分别基于直接时间域积分和时频变换谐波平衡(Harmonic Balance Method with Alternating Frequency‑Time Domain Technique)+数值延拓(Numerical Continuation)两种方法对控制方程进行了求解。计算结果表明,限幅减振器存在无作用、正常减振、异常减振、限位四种工作状态。其中,限位状态是针对故障工况下尾传动轴进行的临时限位保护。此外,进一步研究了减振器参数对减振和限位效果的影响,得到了传动轴与碰摩环之间间隙、碰撞刚度以及临界摩擦力对限幅减振器减振效果的影响规律。发现存在最优临界摩擦力,且最优临界摩擦力与传动轴不平衡量等有关。同时限位状态下,通过增加碰摩环与底座之间的碰撞刚度可以减小限位幅值,但也会产生更大的冲击力。最后,开展了正常减振工况下碰摩间隙和临界摩擦力两个关键参数对限幅环减振效果影响的试验研究,验证了模型的有效性。

机动飞行时直升机尾传动轴的横向振动建模与特性

提出了直升机空间机动飞行及尾传动轴运动位姿的一种描述方法,建立了相关坐标系。基于扩展哈密顿原理,建立了直升机空间机动飞行下尾斜轴横向弯曲振动的动力学模型,并利用伽辽金法将偏微分方程转化为常微分方程。水平传动轴可以当作尾斜轴的一种特例,通过一坐标变换矩阵即可将尾斜轴的动力学方程变换为水平传动轴的动力学方程。分析了直升机空间机动飞行对尾传动轴横向弯曲振动特性的影响。结果表明:直升机的机动飞行会对尾传动轴的横向弯曲振动产生附加的刚度效应、阻尼效应和激励效应,使得传动轴轨迹中心的位置和运动轨道的大小发生改变。

直升机机动飞行对尾传动轴临界转速的影响

直升机的平动分量和尾传动轴的位置参数均不影响传动轴的临界转速,仅直升机的转动分量对传动轴临界转速产生影响。通过几种典型机动飞行分析了直升机各转动分量对尾传动轴临界转速的影响。结果表明:偏航角速度与水平轴的临界转速近似呈抛物线关系,而与尾斜轴的临界转速近似呈线性关系且为左右对称图形;随着尾斜轴倾斜角的增大,对称轴向左偏移;俯仰角速度对尾传动轴临界转速的影响与偏航角速度相同;横滚角速度与水平轴和尾斜轴临界转速之间均呈线性关系,且随尾斜轴倾斜角的增大,对称轴向右偏移;传动轴第二阶临界转速变化曲线的对称轴对应角速度大小近似为第一阶临界转速时的16倍。

快速线调频小波原子滤波与尾传动轴振动辨识

针对直升机尾传动轴振动辨识问题,提出了基于快速线调频小波匹配追踪的原子滤波算法,并进行了振动辨识。该算法基于快速线调频小波匹配追踪稀疏分解算法,通过对分解得到的稀疏原子进行带通、幅值滤波的预处理,采用基于原子几何框架重叠与邻近原则的原子选择和基于原子调频斜率差异特性的毛刺原子去除方法,实现了特征原子的筛选。实验研究表明,快速线调频小波匹配追踪算法能够得到尾传动轴的稀疏分解,并能准确识别机械系统的振动特征;采用相应原子滤波方法成功分解得到了尾传动轴上的尾桨激励振动特征信号。

直升机尾传动系扭转振动的分析

在简化直升机尾传动系结构的基础上,根据轴段的扭转动力学方程,用分离变量法获得轴段的扭转主振型。再根据轴段、支点的扭转动力学方程和边界条件,用振型叠加原理求得尾传动系扭转振动的精确解,并进行了扭转振动分析。提出直升机的尾传动系是多个轴段和圆盘的串联系统。给出了尾传动系扭转频响函数的变化幅值的测试方法。

基于频响函数识别直升机尾传动轴系非线性的方法

提出了基于测试频响函数识别尾传动轴系非线性模态参数的方法。利用线性的模态分析技术,并结合响应幅值线性化理论,通过步进正弦扫频测试激励尾传动轴系,得到直升机尾传动轴系不同激励水平下的频响函数信息,最终识别出尾传动轴系的非线性模态参数。分析结果表明:随着激励力幅值的增大,尾传动轴系的一阶固有频率减小约2%,而阻尼比增大约1.5倍,且在同一状态下多组试验分析结果一致。提出的识别尾传动轴系非线性模态参数的方法,为进一步精确研究直升机尾传动轴系的动力学特性奠定了基础。

直升机尾传动轴系的非线性刚度参数辨识方法

提出了基于测试数据来识别尾传动轴系非线性刚度参数的方法.首先,对尾传动轴系进行低幅值激励下的模态测试,并建立尾传动轴系的简化模型,与试验结果对比验证模型的准确性.然后,对尾传动轴系开展不同激励水平下的步进正弦扫频测试,基于测试频响函数得到固有频率随位移幅值的变化关系.对建立的尾传动轴系简化模型进行有限元迭代计算,可以识别出固有频率随等效刚度的变化关系.最终建立起尾传动轴系等效刚度与位移幅值的关系,识别出尾传动轴系的非线性刚度参数.

基于分布质量轴模型的尾传动轴系临界转速分析

以直升机尾斜轴为研究对象,推导了传动轴的分布质量传递矩阵,模型中考虑了弯矩、横向位移、剪切变形、转动惯量、陀螺力矩和轴向力等因素的综合影响。建立了膜片联轴器和弹性支承的传递矩阵。给出了尾传动轴系临界转速的计算方法。以三支点水平轴系为分析对象,将本文传递矩阵法计算的结果与有限元法计算的结果进行了对比分析,以检验本文传递矩阵法的有效性。本文传递矩阵法相对于有限元法的最大计算误差为4.1%,表明本文传递矩阵法的计算精度较高,同时本文传递矩阵法的计算速度更快,便于设计人员进行尾传动轴系临界转速的影响因素分析。

限幅装置对直升机尾传动轴系统动力学行为的影响研究

直升机尾传动轴系统易超临界工作,采用一种新型的限幅装置对其进行跨临界减振研究。分别建立尾传动轴动力学方程组,限幅装置动力学方程组和弹性支承动力学方程组,并基于界面协调理论相互耦合,建立具有限幅装置的直升机尾传动轴系统耦合动力学方程组。通过数值算法求解系统方程组,分别研究了偏心量、预紧力、碰摩间隙、辅助支座与摩擦环间隙以及碰摩摩擦因数对系统幅频响应特性的影响规律。结果表明:尾传动轴和限幅装置之间的碰摩使系统产生了附加刚度,导致转轴在共振点处出现跳跃和滞后现象;同时,限幅装置可以有效的降低转轴过临界转速的振动幅值,但不同参数下的减振效果不同,在设计时需要考虑。该研究为直升机尾传动轴系统的减振设计提供理论指导。

一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法

为保障直升机被弹击后仍具备充足时间供直升机安全降落,亟需对弹击后传动轴进行损伤容限设计,确保其被击中后仍拥有足够的剩余疲劳寿命。本文提出了一种直升机尾传动轴抗弹击损伤容限分析方法,可有效预测弹击损伤后的疲劳裂纹扩展寿命。采用该方法对尾传动轴进行弹击动力学仿真分析;其次,发展一种非标准断裂韧度测试方法以获取尾传动轴的断裂韧度;给出一种非标准疲劳裂纹扩展试验方法以获得尾传动轴的疲劳裂纹扩展材料常数;通过建立尾传动轴弹击损伤三维裂纹扩展模型对疲劳裂纹扩展寿命进行预测;通过尾传动轴疲劳裂纹扩展试验对所提出方法的有效性进行验证。分析结果表明,在相同入射角条件下,切边入射导致的尾传动轴剩余疲劳性能普遍低于中部入射的;在相同的入射位置条件下,45°入射比0°入射导致的尾传动轴剩余疲劳性能低。

某直升机尾传动轴系非线性振动特性的试验研究

采用正弦激励对某直升机全尺寸的尾传动轴系进行振动试验,研究了其等效固有频率和阻尼比随激励水平的变化规律;通过不同激励水平正弦扫频试验,获取尾传动轴系的频响函数;基于频响函数辨识等效固有频率和阻尼比随激励水平的变化关系。试验表明:随着激励水平的增大,尾传动轴系的等效固有频率随着位移水平逐渐增大,呈现刚度渐硬的非线性刚度特征;而等效阻尼比则随着速度水平逐渐减小,呈现阻尼非线性特征。该试验方法对于直升机尾传动轴系的动力学设计优化具有重要意义。

直升机尾传动轴临界转速计算方法及影响因素研究

对于新研制的直升机传动轴系,设计阶段通常要进行多种方案对比与影响参数分析,以获得相对较优的设计方案,但采用有限元法计算工作量较大、计算效率偏低,亟需一种快速且精确的直升机传动轴临界转速分析方法。以某直升机尾斜轴为研究对象,建立了综合考虑弯矩、横向位移、剪切变形、转动惯量、陀螺力矩和轴向力等因素影响的尾传动轴临界转速的计算模型,推导出临界转速计算公式。通过对比多种分析模型的计算结果,获得了各个影响因素对直升机尾传动轴临界转速的影响规律,并给出了选用直升机尾传动轴临界转速分析方法的建议。

直升机尾传动轴弹击损伤仿真与试验验证

根据直升机尾传动轴抗弹击设计要求,首先基于LS-DYNA显式动力学分析软件,采用Johnson-Cook本构模型和失效模型建立了尾传动轴弹击损伤预测模型,并结合尾传动轴弹击试验进行验证,结果表明弹击损伤预测结果与弹击试验结果吻合较好。然后,结合建立的弹击损伤预测模型,开展弹击损伤的主要影响因素研究,结果表明影响弹击损伤的主要因素为弹击入射偏移量及入射角度,弹击速度对弹击损伤影响较小。最后,建议后续在进行尾传动轴弹击试验及弹击后承载运转验证试验时,选取切边大角度工况开展,以保证尾传动轴在极限弹击工况下仍能够保证安全运转。

直升机尾传轴系相对位置变化下啮合力分析

直升机传动系统轴系结构复杂,轴系的相对位置变化将影响整个传动系统传递特性,文中以某型直升机尾传动系统——轴系相互垂直的螺旋锥齿轮系为对象,开展轴系相对位置变化下齿轮对啮合力变化特性研究。通过建立尾传轴系相对位置变化的动力学模型,结合多体动力学软件,仿真分析了不同轴系相对位置变化量、不同载荷、不同转速下,齿轮副啮合力变化规律。结果表明:平均啮合力随偏移位置增大而减小,随倾斜位置增大而增大;轴系的倾斜位置变化较偏移位置变化对齿轮啮合特性影响更大。本研究为直升机尾传动系统运行状态监测提供理论依据,对提高直升机传动系统运行稳定性,确保其安全高效运行等有着重要意义。

浅谈黄白茨煤矿架空乘人装置断轴保护的设计与应用

煤矿架空乘人装置是一种新型煤矿井下辅助运输设备,主要是作为运送人员上、下斜井或平巷之用,目前已在煤矿行业中广泛使用。架空乘人装置运行时,其驱动轮主轴、(尾)迂回轮主轴为力矩传递主要部件,为防止其主轴突然断裂,造成人员伤亡、财产损失的事故,按照2016年版《煤矿安全规程》第383条第6项规定要求":架空乘人装置应当有断轴保护措施"。本文根据黄白茨煤矿架空乘人装置现状,对断轴保护装置进行设计与应用,现场应用效果良好,安全可靠。