摘要：本文根据应变能函数表示的超弹性不可压缩本构方程,及非线性几何关系,给出了柱坐标系下橡胶构件有限元分析的公式。对直升机旋翼桨毂橡胶球面弹性轴承这种橡胶-金属叠层轴对称结构,在对称及非对称载荷作用下的大应变大变形问题进行了分析计算。并通过了试验的验证,计算与试验结果吻合良好。

摘要：为了研究旋翼桨尖涡涡核结构,采用粒子图像测速(PIV)技术对4m直径桨尖开孔旋翼在悬停状态的桨尖涡流场进行了详细测量,获得了旋翼145°方位角处桨尖涡附近流场的速度分布,以及桨尖涡的涡核半径、旋转速度和涡量分布等试验数据,并研究了PIV分析中选取不同审查窗尺寸对桨尖涡结构测量结果的影响。为了避免桨尖涡位置不稳定的影响,提出了基于桨尖涡流场速度特征的条件平均法,并与简单平均法和基于涡量峰值的条件平均法进行了对比,验证了对桨尖涡流场进行条件平均的必要性,以及所提出的条件平均法的有效性。

摘要：旋翼桨叶的一阶摆振后退型模态是影响直升机地面共振稳定性的主要模态。为了识别装机状态下桨叶一阶摆振模态阻尼,该研究发展了基于FFT分析的移动矩形窗法、基于Fourier级数的移动矩形窗法、基于希尔伯特变换法和基于Wavelet小波变换等四种方法的无轴承旋翼一阶摆振模态阻尼识别技术,针对试验中测得的信号出现的频率成分密集和信噪比差等情况在阻尼识别过程中增加了数字滤波器,数值仿真和基于装机试验数据的识别均表明,基于Fourier级数的移动矩形窗和基于Wavelet小波变换两种阻尼识别技术可有效分离无轴承旋翼摆振模态,数字滤波器可有效提高桨叶摆振阻尼识别精度。

摘要：为了节省直升机材料研制费用并缩短研发周期,本文试图以理论模拟方法代替腐蚀疲劳试验。试验测定了2种航空铝合金材料LD2CS和LD10CS的预腐蚀疲劳性能,根据试验观测现象和断口扫描电子显微镜(SEM)分析结果,建立了新的腐蚀凹坑当量裂纹的抛物线模型,并基于线弹性断裂力学方法推导了预腐蚀铝合金表面腐蚀凹坑当量裂纹的应力强度因子新公式,发展了疲劳载荷作用下航空铝合金材料的预腐蚀疲劳寿命估算方法。最后,采用本文的模型和算法对2种铝合金材料LD2CS和LD10CS的预腐蚀疲劳性能进行了模拟,发现本文所提新模型和算法的模拟结果与试验数据吻合良好,预测得到的预腐蚀铝合金疲劳性能比传统的半椭圆模型和半圆模型具有更高的预测精度。

摘要：直升机因其独特的飞行模式,实现了快速发展和在各个领域的广泛应用。随着对直升机舒适性、低声污染性等要求的提出,其噪声问题成为亟须解决的问题。本文以直升机外部噪声和内部噪声的主要产生来源及传播途径为切入点,综述了国内外基于材料及结构的直升机噪声控制现状,分别阐述了传统隔声材料、智能压电控制材料、声学超材料/结构、阻尼材料的噪声控制特性和效果,传统材料已不再适用于现阶段直升机轻量化减振降噪的需求,智能复合材料、新型吸声结构、声学超材料因其优异的降噪能力及降噪特点,将成为更具发展前景的减振降噪选择。最后结合现阶段直升机减振降噪材料发展现状,提出未来直升机降噪材料/结构的发展趋势主要为主动降噪技术、共振吸声、超材料声学带隙、阻尼材料降噪等,并为直升机未来减振降噪材料/结构的研究发展方向提出了可行的研究思路。

摘要：针对直升机机身振动水平过大的问题,设计了一种带斜角橡胶件的新型主减液弹隔振器。通过动力学建模计算,分析了液弹隔振器传递特性,讨论了液弹隔振器设计参数对隔振效率的影响。对新型液弹隔振器性能进行了校核,结果表明该设计在各向减振效率高于60%的情况下仍具有高的静刚度,适用于直升机工程应用。

摘要：针对大前进比变转速旋翼气弹动力学问题开展分析研究。基于Hamilton原理以及中等变形梁理论建立旋翼动力学方程,并针对大反流区气动力计算方法和大前进旋翼气弹配平计算方法进行修正,集成考虑大前进比的旋翼气弹计算模型。在旋翼动力学模型的验证基础上,开展大前进比下变转速旋翼气弹动力学计算分析。通过计算桨叶剖面气动和结构载荷表明:随着前进比增加,反流区内桨叶剖面出现周期交变的脉冲式法向力和气动力矩;桨叶挥舞、摆振弯矩随转速降低而增加,且在接近共振转速频率时挥舞和摆振弯矩明显增加。提取桨叶结构载荷中的气动部分,表明脉冲气动力会带来显著的气动部分变化。

摘要：为了对直升机盒段件入水载荷进行分析,开展了模型垂直入水冲击试验,同时采用有限元-光滑粒子流体动力学(finite element method-smooth particle hydrodynamics,简称FEM-SPH)耦合数值方法进行仿真分析,计算了不同材料构型和速度下的过载、压力及应变结果。与试验结果进行对比表明,仿真结果与试验值吻合较好,预测的结构失效破坏模式与试验结果基本一致,可为真实直升机入水冲击的结构设计提供参考。

摘要：针对共轴刚性旋翼复合式高速直升机构型,分析了其操纵特点,提出两种配平操纵方式:切换操纵方式和耦合操纵方式,并分析了两种操纵方式的优缺点。从多操纵面的冗余控制出发,对耦合操纵方式的操纵规律进行了配平分析,并根据配平情况评估了旋翼和尾推桨的载荷结果。研究结果表明,共轴刚性旋翼高速直升机旋翼的总距操纵、周期操纵与飞行速度、机身俯仰角有一定关系,旋翼载荷和常规直升机相比大幅增加,同时和机身俯仰角也密切相关。

摘要：直升机综合外挂梁作为连接机身和武器发射装置的过渡结构,探究其在武器发射过程中受扰响应具有积极的工程意义。将综合外挂梁结构简化为空间线性梁结构,建立局部单元坐标与系统坐标系下的刚度矩阵、质量矩阵、阻尼矩阵和力向量的关系,构建了直升机综合外挂梁空间梁响应模型;结合动力学方程,推导了综合外挂梁各节点随时间的六自由度响应关系;最后结合实例仿真,计算出武器发射过程中综合外挂梁的受扰情况。