【摘要】：傳統(tǒng)的直升機(jī)尾傳動軸系的研究主要是以線性理論為主。然而,受到中間膜片聯(lián)軸器連接方式、粘性阻尼器支承剛度等方面的影響,尾傳動軸系在激勵幅值較大時會逐漸呈現(xiàn)非線性的動力學(xué)特征,需要對尾傳動軸系中存在的非線性進(jìn)行研究。本文針對尾傳動軸系開展線性和非線性模態(tài)試驗(yàn),提出了基于標(biāo)準(zhǔn)模態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)識別尾傳動軸系非線性模態(tài)參數(shù)的方法,結(jié)合有限元仿真以及模型修正技術(shù),準(zhǔn)確的識別出尾傳動軸系存在的非線性,為進(jìn)一步精確研究直升機(jī)尾傳動軸系的動力學(xué)特性奠定了基礎(chǔ)。論文的研究,對直升機(jī)的動力學(xué)設(shè)計(jì)具有重要的理論意義和重要的工程實(shí)用價值。本文的主要研究內(nèi)容如下:(1)提出了基于頻響函數(shù)識別直升機(jī)尾傳動軸系非線性模態(tài)的方法,并通過仿真測試來定性和定量地驗(yàn)證非線性模態(tài)測試方法的準(zhǔn)確性,最終將非線性模態(tài)測試方法應(yīng)用于尾傳動軸系的非線性模態(tài)參數(shù)識別。(2)按照從部件到整體的思路,先后對尾傳動單根軸、連接后的尾傳動軸系、阻尼器支承狀態(tài)下的尾傳動軸系開展低激勵水平下的線性模態(tài)試驗(yàn),并分別建立起尾傳動軸系的有限元實(shí)體模型和簡化模型�；谀B(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù),驗(yàn)證了實(shí)體模型的精確性,同時對簡化模型的相關(guān)參數(shù)進(jìn)行修正,得到了在不同狀態(tài)下準(zhǔn)確的尾傳動軸系簡化模型。(3)在自由—自由狀態(tài)下對尾傳動軸系開展不同激勵幅值下的非線性模態(tài)試驗(yàn),分別沿水平和豎直方向激勵軸系,識別出尾傳動軸系連接處的非線性模態(tài)參數(shù)。在此基礎(chǔ)上,結(jié)合建立的自由—自由狀態(tài)下的尾傳動軸系簡化模型,識別出尾傳動軸系連接處的非線性剛度參數(shù)。(4)在支承狀態(tài)下對尾傳動軸系開展不同激勵幅值下的非線性模態(tài)試驗(yàn),分別沿水平和豎直方向激勵軸系,識別出尾傳動軸系支承處的非線性模態(tài)參數(shù)。在此基礎(chǔ)上,結(jié)合建立的支承狀態(tài)下的尾傳動軸系簡化模型,進(jìn)一步識別出其支承處的非線性剛度參數(shù)。
【圖文】：

基于頻響函數(shù)的某直升機(jī)尾傳動軸系非線性模態(tài)分析感器，會耗時耗力，且不方便。（2）即時分析，激光測量掃描所有的測點(diǎn)，可以在很完成，數(shù)據(jù)采集分析系統(tǒng)就可以對采集到的激勵力、速度響應(yīng)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，得到所速度頻響函數(shù)，進(jìn)一步識別軸系的線性模態(tài)參數(shù)，如結(jié)構(gòu)的模態(tài)頻率、阻尼比和振型

基于頻響函數(shù)的某直升機(jī)尾傳動軸系非線性模態(tài)分析進(jìn)行網(wǎng)格劃分。網(wǎng)格劃分是有限元計(jì)算準(zhǔn)確的前提，如果網(wǎng)格劃分的很，但是會消耗大量的時間，以及當(dāng)網(wǎng)格達(dá)到一定精度，有限元的計(jì)算結(jié)網(wǎng)格劃分的很粗，計(jì)算的結(jié)果就不那么準(zhǔn)確。因此有必要根據(jù)實(shí)際幾何行不同的網(wǎng)格劃分。這里使用了兩種網(wǎng)格劃分尺寸：對軸身使用的 10m性阻尼器和花鍵接頭的一端使用 4mm 的四面體網(wǎng)格。劃分網(wǎng)格并賦予限元模型如圖 3. 2 所示。圖 3. 2 單根尾傳動軸的有限元模型，，不添加約束，通過有限元計(jì)算得到 1000Hz 以內(nèi)的固有頻率和模態(tài)振型扭轉(zhuǎn)模態(tài)以及重模態(tài)，得到與模態(tài)試驗(yàn)相對應(yīng)的 5 階頻率和振型，如圖態(tài)試驗(yàn)的 3-5 階的彎曲振型是軸的周向波動引起的。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號】：V275.1

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本文編號：2675145