本文選題：直升機(jī) + 槳葉�。� 參考：《南京航空航天大學(xué)》2016年碩士論文

【摘要】：為研究直升機(jī)槳葉揚(yáng)起下墜接觸過(guò)程動(dòng)力學(xué)問(wèn)題,本文根據(jù)Hamilton原理建立了槳葉揚(yáng)起下墜過(guò)程的動(dòng)力學(xué)方程,用有限單元法將槳葉離散成若干個(gè)梁?jiǎn)卧?得到了槳葉的總質(zhì)量矩陣、剛度矩陣、阻尼矩陣和外載荷向量,用Newmark積分法求解了槳葉揚(yáng)起下墜過(guò)程的動(dòng)響應(yīng)。用三種不同模型模擬了槳葉與限動(dòng)塊間的碰撞,分析了不同模型時(shí)槳葉揚(yáng)起下墜過(guò)程的動(dòng)響應(yīng)。(1)用帶阻尼器的條件鉸彈簧模擬了槳葉與限動(dòng)塊間的碰撞,動(dòng)響應(yīng)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值吻合的很好,槳尖最大負(fù)向位移誤差為2.13%,響應(yīng)時(shí)間誤差為7.18%。對(duì)比了不同鉸彈簧剛度、阻尼比和積分步長(zhǎng)對(duì)接觸力矩的影響,結(jié)果表明,相同的積分步長(zhǎng)時(shí),鉸彈簧剛度對(duì)計(jì)算收斂性影響較大;阻尼比對(duì)接觸力矩的幅值影響很小;積分步長(zhǎng)越小,計(jì)算結(jié)果收斂性越好,但計(jì)算效率卻大大下降。(2)用兩個(gè)彈性小球等效了槳葉與限動(dòng)塊間的碰撞,建立了含有剛度和粘滯阻尼的等效碰撞模型,動(dòng)響應(yīng)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值吻合的很好,槳尖最大負(fù)向位移誤差為2.07%,響應(yīng)時(shí)間誤差為7.40%。對(duì)比了不同剛度的彈性小球?qū)~動(dòng)響應(yīng)的影響,結(jié)果表明,不同剛度彈性小球的計(jì)算結(jié)果差距很小。(3)建立了槳葉三維有限元模型,并做了隱—顯式動(dòng)力學(xué)分析,動(dòng)響應(yīng)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值吻合的很好,槳尖最大負(fù)向位移預(yù)測(cè)精度提高,響應(yīng)時(shí)間誤差減小;最大接觸力矩略小于另外兩種模型,碰撞持續(xù)時(shí)間更長(zhǎng)。對(duì)比了不同的碰撞初始角對(duì)槳葉動(dòng)響應(yīng)的影響,結(jié)果表明,隨著碰撞初始角的增加,其最大接觸力矩先增大后減小。
[Abstract]:In order to study the dynamic problem of helicopter blade lifting falling contact process, the dynamic equation of helicopter blade lifting and falling process is established according to Hamilton principle. The blade is discretized into several beam elements by finite element method. The total mass matrix, stiffness matrix, damping matrix and external load vector of the blade are obtained. The dynamic response of the falling process is solved by the Newmark integral method. Three different models are used to simulate the collision between blade and limiter, and the dynamic response of the falling process of blade hoisting is analyzed under different models. (1) the collision between blade and limiter is simulated with a conditional hinge spring with damper. The calculated results of dynamic response are in good agreement with the experimental data. The maximum negative displacement error of propeller tip is 2.13 and the response time error is 7.18. The effects of different hinge spring stiffness, damping ratio and integral step length on the contact torque are compared. The results show that the stiffness of hinge spring has a great effect on the convergence of calculation, and the damping ratio has little effect on the amplitude of contact torque. The smaller the integral step is, the better the convergence of the calculation results is, but the computational efficiency is greatly reduced. (2) the collision between blade and limiter is equivalent by two elastic spheres, and an equivalent collision model with stiffness and viscous damping is established. The calculated results of the dynamic response are in good agreement with the experimental data. The maximum negative displacement error of the tip of the propeller is 2.07 and the response time error is 7.40. The effects of elastic pellets with different stiffness on blade dynamic response are compared. The results show that the difference between the calculated results of elastic pellets with different stiffness is very small, and the three-dimensional finite element model of the blade is established, and the implicit explicit dynamic analysis is done. The calculated results of dynamic response are in good agreement with the experimental data. The prediction accuracy of maximum negative displacement of propeller tip is improved, the error of response time is reduced, the maximum contact moment is slightly smaller than the other two models, and the impact duration is longer. The effects of different impact initial angles on blade dynamic response are compared. The results show that the maximum contact moment increases first and then decreases with the increase of the initial impact angle.
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：V275.1

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本文編號(hào)：1783185