本文對(duì)縱列式直升機(jī)懸停時(shí)空中共振穩(wěn)定性進(jìn)行了理論研究。首先建立了縱列式直升機(jī)旋翼/機(jī)體耦合動(dòng)力學(xué)分析模型,建立旋翼動(dòng)力學(xué)模型時(shí)考慮槳葉的剛體揮舞和擺振運(yùn)動(dòng),在揮舞鉸和擺振鉸上附加線性阻尼和彈性約束剛度,計(jì)入前后旋翼之間氣動(dòng)干擾,應(yīng)用牛頓法推導(dǎo)了槳葉運(yùn)動(dòng)方程;建立機(jī)體動(dòng)力學(xué)模型時(shí)假設(shè)機(jī)身為彈性梁,考慮機(jī)身的彎曲和扭轉(zhuǎn)一階彈性模態(tài),利用有限元的方法推導(dǎo)了機(jī)體運(yùn)動(dòng)方程。然后采用小擾動(dòng)假設(shè)和多槳葉坐標(biāo)變換,建立了旋翼/機(jī)體耦合擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程。最后選擇一縱列式直升機(jī)為算例,運(yùn)用特征值分析的方法對(duì)縱列式直升機(jī)旋翼/機(jī)體耦合系統(tǒng)動(dòng)穩(wěn)定性進(jìn)行分析,獲得了前后旋翼高度差、機(jī)身剛度等參數(shù)對(duì)懸�？罩泄舱竦挠绊懸�(guī)律。本文的研究表明:旋翼擺振后退型模態(tài)與機(jī)體彎曲和扭轉(zhuǎn)模態(tài)發(fā)生耦合,有可能使縱列式直升機(jī)在懸停時(shí)發(fā)生空中共振;前后旋翼高度差增大,懸停空中共振的穩(wěn)定裕度減小;擺振鉸阻尼系數(shù)以及機(jī)身剛度增加,懸�？罩泄舱竦姆�(wěn)定裕度也增大。 

【文章來源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁數(shù)】：67 頁

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

空中共振不穩(wěn)定區(qū)槳葉擺振與槳轂中心運(yùn)動(dòng)圖像

圖 1.2 CH-47 縱列式直升機(jī)縱列式直升機(jī)在交通運(yùn)輸，物資輸送，戰(zhàn)場(chǎng)支援等方面都可以發(fā)揮出巨大的作用，是為實(shí)用的重型直升機(jī)，因此各國對(duì)其都進(jìn)行設(shè)計(jì)研發(fā)，如英國布列斯特公司研發(fā)的布列73、前蘇聯(lián)雅克福列夫設(shè)計(jì)局研發(fā)的雅克-24、美國波音公司研發(fā)的 CH-46 和 CH-47 等較為成功，名氣較大的就是美國波音公司研發(fā)的 CH-47 支奴干直升機(jī)，CH-47 是美國波


本文編號(hào)：3146505