摘要：采用模态综合技术建立了旋翼与机体耦合气动机械稳定性分析模型,并以采用无轴承旋翼的轻型直升机为研究对象,依据机体动力学特性试验数据和旋翼设计数据,进行了地面共振和空中共振分析。研究了一些设计因数对稳定性的影响,讨论了从设计上增大阻尼的方法和在分析方法上还应注重的研究内容,研究结果表明,安装减摆器,并提高其阻尼效率,以及设计对阻尼有利的桨叶气弹耦合是消除无轴承旋翼地面共振和空中共振的重要设计措施。

摘要：针对直升机结构响应主动振动控制问题,提出一种传感器优选方法,该方法能够在不减少待减振点数目的前提下,减少传感器数目并优化其位置,且保证系统全局减振效果基本不变,从而有效降低了整个控制系统的控制规模。优化过程采用遗传算法进行求解。以Z11直升机为例对该方法的有效性进行了验证。结果分析表明,利用该优选方法,能够得到传感器数目最少,且全局减振效果降低有限的传感器最优布置方案。

摘要：本文详细论述了求解周期系数微分方程的Floquet理论及其在直升机旋翼-机身耦合动不稳定性分析中的应用,建立了一套实用的计算方法。这种计算方法,不仅可以分析旋翼特性各向同性的情况,还可以分析旋翼特性各向异性的情况,尤其对于旋翼特性各向异性情况下的旋翼-机身耦合动不稳定性的分析,该计算方法是目前最为有效和可靠的方法。本文给出了旋翼特性各向同性和各向异性情况下直升机旋翼-机身耦合动不稳定性算例计算结果,分析了一个减摆器失效和减摆器阻尼特性存在差异度情况下的耦合系统的动不稳定性,并得出明确的结论。

摘要：为验证结构响应主动控制方法在直升机振动控制中的有效性,以某轻型直升机为验证机,基于具有在线识别功能的时域自适应控制算法,进行了直升机结构响应主动控制飞行试验研究。给出了飞行试验方法、试验系统组成、试验内容及其过程。通过对飞行试验数据的处理分析,对减振效果进行了评估。试飞结果表明:ACSR(Active Control of Structure Response)系统对各测点的垂向振动均有减振效果,各速度状态下的全机垂向减振效率在30%～66%之间,巡航速度状态下具有最佳的减振效率;此外,各测点的侧向振动水平也有一定程度的减小。

摘要：从直升机耦合动力学设计的角度,结合型号设计使用情况,讨论分析了如何确定对减摆器性能的设计要求和安装布局,提出了在设计中,应着重考虑和利用减摆器性能的设计点和变化规律。

摘要：在直升机设计阶段通过建模分析进行全机动特性设计 ,准确地预测全机振动响应是控制和降低直升机振动水平的关键技术 ,本文以某直升机为研究对象 ,对机体结构的动特性建模技术进行了深入的研究。采用从部件到全机建模的研究策略 ,把整个机体分成尾段、舱门、机身段 ,分别进行有限元建模、动特性试验、相关分析、模型修改技术和建模准则的研究。在此基础上 ,对部件连接界面建模分析 ,组装修改后的各部件模型 ,建立全机动特性分析模型。通过对该机动力学建模、试验相关分析与模型修改 ,大大增强了分析模型的预测能力 ,达到了 4 0Hz以内的频率误差小于 1 1 %的预测精度 ,突破了对直升机复杂结构建模关键技术 ,建立了适用于直升机结构动力学分析的建模准则 ,在该机动特性设计中取得了成功。

摘要：本文提出了一种分析纵列式旋翼直升机“地面共振”的理论建模方法,通过算例计算与分析对多旋翼与机体耦合产生动不稳定性机理进行了研究,考察了一些重要的动力学参数或因素对“地面共振”的影响,指出了“地面共振”建模分析和工程设计应考虑的因素和设计准则。

摘要：本文基于模态分析理论和试验技术,提出了一套测定纵列式旋翼直升机在起落架上的刚体模态特性试验方法。仿真试验和工程实例验证结果表明该方法用于纵列式直升机设计的可行性。

摘要：本文以5片桨叶的叶间减摆器旋翼直升机为例,计算了一个减摆器失效时旋翼与机体耦合稳定性,比较了失效与不失效时旋翼摆振频率、阻尼和振型的变化,分析了由此引起的“地面共振”和“空中共振”的变化特点及其变化机理,提出了避免或消除失效可能导致“地面共振”的设计方法。

摘要：本文以工程设计案例对尾桨与机体模态耦合稳定性进行了研究,提出了建模应考虑的因素,研究了机体刚体模态和弹性模态与尾桨耦合产生不稳定性的特点,分析了一些设计参数及气动力对稳定性的影响。从提高稳定性的角度,对设计、分析与试验验证提出了建议。