直升机旋翼

摘要： 双掠旋翼桨叶不仅能够提高旋翼的气动性能,还能有效降低旋翼噪声,但由于双掠桨叶几何结构的特殊性,前掠角度和后掠角度的变化对其动力学特性有很大影响,有必要对双掠桨叶动力学特性开展研究。运用Harmilton原理推导桨叶的运动方程,采用有限元法对旋翼系统进行简化,通过求解广义特征值,得到桨叶的各阶固有频率;在此基础上,分析前掠角度和后掠角度的变化对桨叶动特性的影响,得到参数影响规律。结果表明:前掠角度和后掠角度的变化对桨叶前三阶固有频率影响较小,随着后掠角度的增大,桨叶的四阶和五阶频率逐渐变小。

摘要： 项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。

摘要： 直升机旋翼桨尖运动与旋翼振动、锥度密切相关,直接关系到直升机的安全性、舒适性和可靠性。针对传统标杆法、频闪仪法等旋翼桨尖运动测量存在的有安全隐患、精度差、专业性太强等问题,提出了一种基于数字影像的非接触式旋翼桨尖运动测量方法。该方法具有对测试环境要求低、测量精度高、通用性好等特性。试验结果表明,使用该方法对旋翼桨尖运动测量取得的效果很理想。

摘要： 基于一种线圈内置剪切阀式磁流变阻尼器结构,设计了一种全尺寸旋翼磁流变阻尼器结构,并将结构参数与磁路参数进行关联,提出了一种基于活塞组件结构的磁路结构参数仿真优化方法.基于改进的Bingham模型,建立了该全尺寸旋翼磁流变阻尼器参数化阻尼功计算模型.研制了全尺寸旋翼磁流变阻尼器样件,开展了性能试验与试验验证技术研究,研究了结构参数、运动参数、电流参数对阻尼器性能的影响.将试验结果与仿真计算结果进行了对比,仿真计算模型与试验模型的符合性较好,研制的旋翼磁流变阻尼器样件性能稳定.

摘要： 针对直升机旋翼桨叶结冰问题,研究了结冰前后三维旋翼桨叶气动特性.基于多参考系模型建立了旋翼桨叶三维结冰数值模拟方法,对其中空气流场计算、水滴撞击特性计算、结冰生成计算和几何模型重构等步骤进行了介绍.以C-T旋翼为模型,计算分析了结冰对旋翼桨叶气动特性的影响.计算结果表明,结冰后旋翼桨叶升力降低、阻力增加,悬停性能下降明显.结冰破坏了桨叶各个截面原有的气动外形,导致涡的产生,使得截面气动特性恶化.

摘要： 旋翼作为直升机关键动部件之一,其健康状态直接关系到直升机的安全性与可靠性.针对直升机主旋翼离心上限动器的损伤问题,通过机理分析、运动仿真确定其损伤原因,制定改进措施并通过了试飞验证,对国内直升机技术的发展具有积极促进性作用.

摘要： 针对直升机旋翼悬停时,大拉力附近悬停效率降低的情况,本文建立了基于前缘下垂的提升旋翼悬停气动特性的数值模拟方法,以积分形式的雷诺平均N-S方程为主控方程。首先以VR-12翼型为研究对象,研究前缘下垂角度对二维翼型气动特性的影响分析。其次,以修改后的7A旋翼为研究对象,探究了桨叶r/R=0.75~1位置处不同的前缘下垂角度对悬停状态的气动特性的影响。研究发现,前缘下垂对大迎角附近的二维翼型及三维悬停旋翼的气动特性均有较为明显的提升,并且能够有效抑制失速涡的生成。

摘要： “翼型”是飞机机翼及尾翼、导弹翼/舵面、直升机旋翼、螺旋桨、风力机叶片等外形设计的基本元素和气动力的“基因”,也是影响其综合气动性能的核心因素之一。美国和前苏联等国家从20世纪二三十年代开始持续对翼型开展研究,奠定了其成为航空强国的基础。20世纪80年代起翼型研究在我国开始越来越受重视.

摘要： 建立间断伽辽金方法并将其应用于直升机旋翼桨尖涡演化和气动特性的精确模拟。首先,选取旋转参考坐标系下的雷诺平均N-S方程作为控制方程,采用嵌套网格方法对旋翼流场进行模拟,在桨叶网格和背景网格上分别采用有限体积法和间断伽辽金法。此外,空间离散采用高分辨率、低耗散的Harten-Lax-Van Leer contact(HLLC)格式,时间离散采用显式三阶龙格-库塔格式。然后,采用所建立的CFD方法对C-T旋翼的气动特性和桨尖涡演化进行了数值模拟,计算结果与试验数据吻合较好,很好地验证了间断伽辽金方法的准确性,展示了其相较于有限体积方法在捕捉桨尖涡细节方面的优势。最后,对比分析了在不同桨尖马赫数和旋翼总距下旋翼桨尖涡的演化规律。

摘要： 基于CAMRADⅡ软件,建立旋翼气弹动力学综合分析模型,包括配平模型、Flutter模型、旋翼结构模型、旋翼气动模型等.针对某直升机旋翼桨叶结构设计与载荷分析问题,对桨叶动特性、气动载荷、剖面载荷等方面进行计算分析,开展不同的配平方法和气动模型与桨叶振动载荷水平的相关性研究.对低速平飞状态,研究不同的配平方法(包括均匀入流、带预定尾迹的非均匀入流、带自由尾迹的非均匀入流)对桨叶气动载荷与桨叶剖面挥舞方向振动载荷水平的影响.同时气动载荷方面,利用飞行实测值和相同状态下的CFD计算结果与CAMRADⅡ的计算结果进行对比验证;桨叶剖面载荷方面,利用飞行实测值和CAMRAD JA的计算结果与CAMRADⅡ的计算结果进行对比验证,得到一种比较准确的直升机旋翼桨叶载荷的计算方法.

摘要： 旋翼桨叶作为直升机最重要的部件,集升力面、拉力面和操纵面于一身,其气动弹性问题直接关系到全机的动力学特性,是工程研制中必须解决的关键性问题.本文就直升机旋翼气弹研究中几个最关键的方面进行了必要论述,包括旋翼气动力模型、旋翼动力学模型及旋翼气弹耦合问题的求解方法,并提出了几点目前旋翼气弹问题研究的发展趋势和方向.

摘要： 为准确计算直升机旋翼在复杂的桨-涡干扰(BVI)状态下的气动载荷,在刚性旋翼CFD方法中引入桨叶弹性变形的影响,建立了一套适合于弹性旋翼BVI 状态气动特性分析的CFD/CSD耦合方法.旋翼CFD模块对RANS/Euler方程进行求解,并采用JST格式、双时间法推进和B-L湍流模型.旋翼CSD模块采用中等变形梁假设的有限元模型,通过Newmark-Beta方法求解桨叶运动方程.通过代数变换方法进行桨叶网格变形,并建立一个适于流场/结构信息交换的CFD/CSD耦合方法.通过分析Caradonna-Tung旋翼流场和UH-60A桨叶结构特性,分别验证CFD和CSD模块的有效性.在此基础上,开展UH-60A直升机旋翼的BVI状态气动载荷分析,并与飞行测试数据进行了对比.计算结果表明,相比于旋翼综合分析中的升力线理论和刚性旋翼CFD方法,耦合的CFD/CSD方法可以更准确地预测BVI状态气动载荷,并获得了一些有意义的结论.

摘要： 建立了一套基于CFD/FW-H_pds方法的旋翼跨声速高速脉冲噪声预估技术.在建立的旋翼流场CFD求解基础上,采用基于可穿透旋转积分面的鲁棒性较好的FW-H_pds方法来求解旋翼高速脉冲(HSI)噪声,并通过对UH-1H旋翼和AH-1旋翼的跨声速噪声的计算验证了该方法的有效性.

摘要： 为显著提高直升机旋翼粘性绕流CFD模拟效率,建立了一套高效的基于隐式LU-SGS算法和OpenMP并行策略的旋翼非定常流场数值求解方法.首先,基于二维剖面翼型的Poisson方程求解和网格插值、翻折方法生成绕桨叶的C-O型贴体正交网格,并采用高效的基于“扰动衍射”挖洞方法与“Inverse map”相结合的洞边界划定及贡献单元搜索方法的运动嵌套网格技术.在此基础上,以耦合S-A湍流模型的非定常RANS方程为主控方程,对流通量采用三阶Roe-MUSCL格式进行离散,时间推进采用隐式LU-SGS双时间推进方法,同时采用OpenMP并行策略加速流场求解.最后,运用所建立的方法分别对悬停7A以及前飞SA349/2旋翼的气动特性及涡尾迹特征进行了模拟,通过与试验值对比验证了本文方法在旋翼非定常流场CFD模拟中的高效性和高精度特征.

摘要： 考虑旋翼工作特点,建立了一套三维旋翼结冰的数值模拟方法.首先,旋翼桨叶的网格采用嵌套网格,围绕翼型的贴体网格使用求解Poisson方程的方法生成,通过剖面网格插值、翻折方法生成桨叶C-O型贴体网格.其次,将Navier-Stokes方程作为主控方程以求解三维旋翼粘性绕流流场,并采用S-A湍流模型,以更准确地获得旋翼流场信息.在流场求解基础上,用拉格朗日法建立水滴运动方程进行求解,其中,对三维旋翼流场中的水滴初始位置进行了动态布点,有效减少了该环节的计算时间.在旋翼结冰计算环节中,将水溢流方向分解为弦向和径向,并嵌入离心力的影响,以此对Messinger结冰模型进行改进,使其更适应于三维旋翼结冰模拟.在悬停条件下,对UH-1H直升机的旋翼进行了三维结冰预测,通过与国外结果的比较,验证了旋翼三维结冰数值模拟方法的正确性.最后,在不同气象条件参数下,分别对旋翼桨叶的气流流场、水滴撞击特性及结冰冰形进行了数值模拟.得到结论:旋翼桨叶的展向结冰区域和结冰量随水滴平均当量直径的增加而增加;结冰量随温度的增加而减小,计入离心力的作用后,展向结冰区域随温度的增加而扩大.

摘要： 舰面流场下舰载直升机起动过程中会出现桨帆效应,危害直升机安全.为研究舰面流场旋翼瞬态气弹响应,通过CFD方法模拟得到舰面流场速度分布信息,动力学建模采用非线性准定常气动模型和中等变形梁假设,根据Hamilton原理得到旋翼非线性动力学隐式微分方程,通过隐式Newmark数值积分方法对旋翼起动过程瞬态气弹响应进行计算.计算了标准舰船模型真实来流条件下直升机不同起动位置的旋翼瞬态气弹响应,以左舷来流,来流速度20m/s为例,计算得到的结果可看出在直升机起动位置越靠近舰首、越靠近左舷,桨叶负向挥舞越大,越不利于直升机安全起动.产生该现象的原因是靠近舰首、靠近左舷位置垂向气流变化梯度明显高于舰右舷尾部的气流变化梯度.研究表明,舰面流场气流变化梯度对旋翼瞬态气弹响应影响明显,直升机起动应选取流场变化梯度较小位置,为直升机起动位置选取提供了理论依据.

摘要： 舰面流场下舰载直升机起动过程中会出现桨帆效应,危害直升机安全.为研究舰面流场旋翼瞬态气弹响应,通过CFD方法模拟得到舰面流场速度分布信息,动力学建模采用非线性准定常气动模型和中等变形梁假设,根据Hamilton原理得到旋翼非线性动力学隐式微分方程,通过隐式Newmark数值积分方法对旋翼起动过程瞬态气弹响应进行计算.计算了标准舰船模型真实来流条件下直升机不同起动位置的旋翼瞬态气弹响应,以左舷来流,来流速度20m/s为例,计算得到的结果可看出在直升机起动位置越靠近舰首、越靠近左舷,桨叶负向挥舞越大,越不利于直升机安全起动.产生该现象的原因是靠近舰首、靠近左舷位置垂向气流变化梯度明显高于舰右舷尾部的气流变化梯度.研究表明,舰面流场气流变化梯度对旋翼瞬态气弹响应影响明显,直升机起动应选取流场变化梯度较小位置,为直升机起动位置选取提供了理论依据.

摘要： 舰面流场下舰载直升机起动过程中会出现桨帆效应,危害直升机安全.为研究舰面流场旋翼瞬态气弹响应,通过CFD方法模拟得到舰面流场速度分布信息,动力学建模采用非线性准定常气动模型和中等变形梁假设,根据Hamilton原理得到旋翼非线性动力学隐式微分方程,通过隐式Newmark数值积分方法对旋翼起动过程瞬态气弹响应进行计算.计算了标准舰船模型真实来流条件下直升机不同起动位置的旋翼瞬态气弹响应,以左舷来流,来流速度20m/s为例,计算得到的结果可看出在直升机起动位置越靠近舰首、越靠近左舷,桨叶负向挥舞越大,越不利于直升机安全起动.产生该现象的原因是靠近舰首、靠近左舷位置垂向气流变化梯度明显高于舰右舷尾部的气流变化梯度.研究表明,舰面流场气流变化梯度对旋翼瞬态气弹响应影响明显,直升机起动应选取流场变化梯度较小位置,为直升机起动位置选取提供了理论依据.

摘要： 舰面流场下舰载直升机起动过程中会出现桨帆效应,危害直升机安全.为研究舰面流场旋翼瞬态气弹响应,通过CFD方法模拟得到舰面流场速度分布信息,动力学建模采用非线性准定常气动模型和中等变形梁假设,根据Hamilton原理得到旋翼非线性动力学隐式微分方程,通过隐式Newmark数值积分方法对旋翼起动过程瞬态气弹响应进行计算.计算了标准舰船模型真实来流条件下直升机不同起动位置的旋翼瞬态气弹响应,以左舷来流,来流速度20m/s为例,计算得到的结果可看出在直升机起动位置越靠近舰首、越靠近左舷,桨叶负向挥舞越大,越不利于直升机安全起动.产生该现象的原因是靠近舰首、靠近左舷位置垂向气流变化梯度明显高于舰右舷尾部的气流变化梯度.研究表明,舰面流场气流变化梯度对旋翼瞬态气弹响应影响明显,直升机起动应选取流场变化梯度较小位置,为直升机起动位置选取提供了理论依据.

摘要： 本发明属于直升机领域，公开了一种共轴双旋翼带尾推直升机传动系统及直升机，传动系统包括第一锥齿轮、第一换向锥齿轮、第二锥齿轮、第二换向锥齿轮、尾推输出轴、第三锥齿轮、第三换向锥齿轮和星形齿轮系，第一锥齿轮与动力输入轴连接，第一换向锥齿轮与第一锥齿轮啮合；第二锥齿轮与第一换向锥齿轮传动连接，第二换向锥齿轮与第二锥齿轮啮合，第二换向锥齿轮与尾推输出轴连接，尾推输出轴与尾推进桨传动连接；第三锥齿轮与第二换向锥齿轮传动连接，第三换向锥齿轮与第三锥齿轮啮合；第三换向锥齿轮与星形齿轮系传动连接。本发明尾推进桨传动设置为两级传动输出，共轴双旋翼设置为四级传动输出，可同时满足尾推进桨和共轴双旋翼的功率输出需求。

摘要： 本实用新型涉及无人机技术领域，具体公开了一整单旋翼无人直升机多级减速系统及单旋翼无人直升机，所述多级减速系统包括发动机、同步传动带和减速器，发动机的输出轴通过同步传动带与减速器的输入轴进行动力传递，减速器的输出轴与单旋翼无人直升机的旋翼系统连接并进行动力传递，所述单旋翼无人直升机包括所述多级减速系统。本实用新型通过在发动机输出轴与旋翼系统之间设置同步传动带和减速器进行动力传递，使动力输出轴的位置可根据实际情况调整，有效的减小了发动机工作时产生的振动量以及动力传递时产生的振动量。

摘要： 本实用新型公开了一种模型直升机的旋翼及包含该旋翼的模型直升机，该旋翼包括配重孔和配重块，所述配重孔开设在旋翼远离模型直升机机身的末端，并且配重孔垂直于旋翼，所述配重块嵌入式安装在所述配重孔内，所述旋翼能够给模型直升机提供足够的升力，同时能够提高模型直升机飞行的稳定性。本实用新型的旋翼可以调节，可以反复使用配重块，配重块的重量可加重可减重。本实用新型同时公开了包含该旋翼的模型直升机。

摘要： 本发明公开了一种直升机旋翼桨叶系留方法及直升机旋翼桨叶系留装置，涉及直升机技术领域。所述直升机旋翼桨叶系留方法用于至少含有三个桨叶的直升机旋翼桨叶系留，包含以下步骤：步骤一：将桨叶奇偶数量的不同，选择一个或两个桨叶平行于机身系留；步骤二：当桨叶奇偶数量的不同，以步骤一中已经系留好的桨叶为对称中心，系留剩余桨叶；步骤三：利用刚性支架连接各个桨叶套。所述直升机旋翼桨叶系留装置包含桨叶套、支撑杆及刚性支架，其中，所述桨叶套套设在需要系留的桨叶上，所述支撑杆一端与所述桨叶套连接，另一端与机身连接，所述刚性支架用于连接各个桨叶上的桨叶套。本发明的有益效果：减少了支撑杆的数量，提高了工作人员的系留效率。

摘要： 本发明公开了一种直升机旋翼桨叶系留方法及直升机旋翼桨叶系留装置，涉及直升机技术领域。所述直升机旋翼桨叶系留方法用于至少含有三个桨叶的直升机旋翼桨叶系留，包含以下步骤：步骤一：将桨叶奇偶数量的不同，选择一个或两个桨叶平行于机身系留；步骤二：当桨叶奇偶数量的不同，以步骤一中已经系留好的桨叶为对称中心，系留剩余桨叶；步骤三：利用刚性支架连接各个桨叶套。所述直升机旋翼桨叶系留装置包含桨叶套、支撑杆及刚性支架，其中，所述桨叶套套设在需要系留的桨叶上，所述支撑杆一端与所述桨叶套连接，另一端与机身连接，所述刚性支架用于连接各个桨叶上的桨叶套。本发明的有益效果：减少了支撑杆的数量，提高了工作人员的系留效率。

摘要： 本发明的一个目的在于提供一种直升机旋翼变距杆，能够实现减轻直升机干重。本发明的另一个目的在于提供一种直升机自动倾斜器，其包括前述直升机旋翼变距杆。本发明的又一个目的在于提供一种直升机，其包括前述直升机自动倾斜器。为实现前述一个目的的直升机旋翼变距杆，包括外筒体以及设置在外筒体内的压电单元、活塞头、储液部、止回阀、换向阀、蓄能器、液压缸以及连接件。其中，缸筒上部与下部分别通过第一管件与第二管件与换向阀相连通，液压液通过第一管件与第二管件分别流至活塞杆的轴向两侧，换向阀分别控制第一管件以及第二管件与第一腔体的导通或封闭，以使活塞杆由液压液驱动运动。

摘要： 本发明提供一种直升机旋翼头和直升机，直升机旋翼头包括主轴、飞行组件、十字盘组件和连杆，飞行组件包括螺旋桨和桨夹，螺旋桨通过桨夹与主轴连接，十字盘组件包括内环和外环，主轴穿过内环并与内环旋转驱动连接，主轴与内环旋转驱动连接，内环设置在外环内，内环的外表面为球形面，内环的外表面上设置有轨道，轨道沿主轴的轴向弧形延伸，外环朝向内环的侧壁上设置有弧形凸起，弧形凸起在所述轨道内沿轨道的延伸方向移动；连杆铰接在桨夹与外环之间，采用以上结构，可通过控制连杆的长度可控制旋翼头的重心位置，当螺旋桨发生挥动时，外环的弧形凸起在轨道内移动，使得外环的圆周运动与倾斜运动互不干涉，减少螺旋桨的挥动对外环运动造成影响。

摘要： 本实用新型提供一种直升机旋翼头和直升机，直升机旋翼头包括主轴、飞行组件、十字盘组件和连杆，飞行组件包括螺旋桨和桨夹，螺旋桨通过桨夹与主轴连接，十字盘组件包括内环和外环，主轴穿过内环并与内环旋转驱动连接，主轴与内环旋转驱动连接，内环设置在外环内，内环的外表面为球形面，内环的外表面上设置有轨道，轨道沿主轴的轴向弧形延伸，外环朝向内环的侧壁上设置有弧形凸起，弧形凸起在所述轨道内沿轨道的延伸方向移动；连杆铰接在桨夹与外环之间，采用以上结构，通过控制连杆的长度可控制旋翼头的重心位置，当螺旋桨发生挥动时，外环的弧形凸起在轨道内移动，使外环的圆周运动与倾斜运动互不干涉，减少螺旋桨的挥动对外环运动造成影响。

摘要： 本实用新型公开了一种直升机旋翼轴用扭矩平衡传动总成及直升机，包括尾桨旋翼轴和变距机构，变距机构包括变距盘、变距套筒以及驱动组件，变距盘上设置有传动杆，驱动组件包括舵机、拉杆、变距摇臂，舵机固定于尾桨支座上，舵机的输出端位于尾桨支座内，拉杆一端伸入尾桨支座内与舵机摇臂铰接，另一端伸出尾桨支座外与变距摇臂一端铰接，变距摇臂另一端与变距套筒铰接。本实用新型通过舵机带动拉杆上下运动，进而带动变距摇臂随拉杆运动，变距摇臂带动变距套筒沿轴向滑动，从而使变距套筒带动变距盘沿轴向滑动，变距盘带动尾桨桨叶组件转动，实现尾桨变距；同时通过设置变距盘，实现了对尾桨旋翼轴的扭矩传递，延长了轴承及其它零部件的使用寿命。

摘要： 本实用新型公开了一种直升机旋翼轴扭矩传递用变距盘总成及直升机，包括以可沿尾桨旋翼轴轴向滑动且与尾桨旋翼轴传动配合的方式外套于尾桨旋翼轴的变距盘、外套于变距盘用于带动变距盘滑动的变距套筒以及用于带动变距套筒沿尾桨旋翼轴轴向滑动的驱动组件，所述变距盘上设置有用于与桨叶组件连接的传动杆，所述变距盘通过角接触球轴承与变距套筒转动连接。本实用新型不仅能够通过变距盘实现尾桨变距，而且可通过变距盘实现对尾桨旋翼轴的扭矩传递，并实现变距盘的高速转动，延长轴承使用寿命。