分类: 航空、航天科学技术 >> 航空、航天系统工程 提交时间: 2023-12-15 合作期刊: 《应用力学学报》
摘要: 飞控系统与直升机之间产生耦合,会诱发或加剧直升机振动。国内对飞控系统与直升机耦合产生的振动问题认识较少,缺乏系统的介绍,出现相关问题时往往需要从各个方向逐步排查,花费大量的人力和时间,影响研制进度。本研究从直升机振动的角度出发,阐述了飞控系统与直升机之间耦合的两种模型,以此对耦合产生的振动问题进行分类,并对两大类问题的典型频率特征进行分析,对耦合问题的机理及关键影响因素进行归纳总结。针对飞控系统与直升机相互耦合后产生的振动问题,提出了一般的解决措施。以某型号直升机实际问题为例,说明飞控系统与直升机相互耦合后产生的振动问题的严重性,进一步分析飞控系统与直升机相互耦合的关键途径及影响的频率范围,同时证明了所提出的一般解决措施的有效性,可以为飞控系统与直升机相互耦合产生的振动问题快速处理提供借鉴。
分类: 工程与技术科学 >> 工程与技术科学其他学科 提交时间: 2023-11-10 合作期刊: 《应用力学学报》
摘要: 隔振平台连接直升机机体与光电跟瞄吊舱,对机载跟瞄系统的跟瞄精度至关重要。采用多个笼形隔振器并联,设计了一种直升机机载跟瞄系统的被动隔振平台。由欧拉变换描述隔振平台的空间姿态,基于Lagrange方法建立隔振平台的动力学模型,获得了不同激振频率下隔振平台的振动传递率。利用ANSYS动力学仿真验证了隔振平台理论模型的正确性,校核了大过载情况下隔振平台的冗余保护能力。通过实际飞行测试,检验了隔振平台的隔振效果。
分类: 力学 >> 应用力学 提交时间: 2023-03-20 合作期刊: 《应用力学学报》
摘要: 直升机航炮在发射时形成的强烈冲击波不仅对周边结构构成损伤,产生的炮振环境还会导致附近设备的失效和损坏,航炮的机弹相容设计一直是武装直升机研制过程中的难点问题。本研究基于经典的爆炸力学理论和某航炮地面靶试实测结果,对炮口冲击波形成的压力场进行了数值拟合,同时考虑冲击波正压时间的差异性,分别建立了超压分布的空间场与时间脉冲场。根据模拟台架与航炮的结构方案,在有限元软件中对炮口冲击波形成的超压扩散过程进行了模拟,然后利用非线性瞬态分析方法,对直升机模拟台架在超压作用下的冲击过程进行了仿真,分析了台架蒙皮、骨架以及连接结构的动态响应变化规律,可以为地面台架的尺寸设计和结构优化提供依据。
分类: 力学 >> 基础力学 提交时间: 2022-11-01 合作期刊: 《应用力学学报》
摘要: 直升机通过旋翼产生升力并实现飞行操纵,旋翼部件一旦发生失效,将会产生灾难性的后果,而鸟撞是直升机低空飞行特点下的典型事故。因此,有必要关注直升机旋翼的鸟撞动力学过程及其损伤失效行为。本研究结合适航规章和国家军用标准要求分析了直升机旋翼鸟撞的特点及研究意义,综述了近年来直升机旋翼鸟撞的试验研究,分析旋翼鸟撞的模型表征方法,总结旋翼鸟撞的数值模拟技术,并介绍了旋翼抗鸟撞优化及鸟撞预防策略,最后对直升机旋翼鸟撞研究的未来发展进行了展望,为直升机旋翼工程设计提供技术支持。
分类: 计算机科学 >> 计算机科学的集成理论 提交时间: 2018-04-12 合作期刊: 《计算机应用研究》
摘要: 针对无人直升机模型复杂,控制器难于设计,易受外界干扰等问题,在建立亚拓系列直升机动力学模型基础上,提出了一种改进的二阶线性自抗扰控制器。首先,将线性扩张状态观测器用于估计影响输出结果的扰动,并加入跟踪微分器。然后,改进了控制器结构与反馈补偿系数,使直升机姿态角能够更快地响应所输入的指令,并能够按设定的角度飞行,以完成要求的任务;最后,通过引入白噪声干扰模块,来验证本文控制器的抗干扰能力。对比仿真结果表明,本文所提出的控制器对于无人直升机的姿态角有较好的控制效果,优于其他两种控制器。特别是在噪声干扰的条件下,也有较好的动态性能和鲁棒性。
分类: 物理学 >> 普通物理:统计和量子力学,量子信息等 提交时间: 2023-11-10 合作期刊: 《应用力学学报》
摘要: 舰载直升机易受外部机动载荷波动的影响导致水平传动轴和尾斜轴相连接的轴角发生偏差,引起尾传动系统振动超标,严重时会造成尾传动轴断裂甚至坠机等灾难性事故。论文首先推导含轴角参数的尾传动系统振动方程,得到了轴角偏差与啮合刚度的关系,探究了偏差值与尾斜轴振动幅值的内在关联,以某型直升机尾斜传动系统为研究对象,建立尾传动系统动力学模型,揭示了轴角参数对尾斜轴振动特性的影响规律:不同设计角度的尾传动系统在轴角发生偏差时振动响应趋势基本一致,尾斜轴振动幅值会随设计角度的增加而增加; 轴角在0°~2°范围内发生偏差时,尾斜轴的振动幅值会呈现先增加后减小的趋势,偏差在1.5°左右时尾斜轴振幅达到最大值。当轴角偏差相同时,尾斜轴上中间减速器处的振动幅值为尾减速器处的3.6倍。研究结果可为直升机尾传动系统动力学设计与振动故障分析提供参考。
分类: 力学 >> 应用力学 提交时间: 2023-03-20 合作期刊: 《应用力学学报》
摘要: 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New-mark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。