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

【摘要】：為研究直升機槳葉揚起下墜接觸過程動力學問題,本文根據(jù)Hamilton原理建立了槳葉揚起下墜過程的動力學方程,用有限單元法將槳葉離散成若干個梁單元,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起下墜過程的動響應。用三種不同模型模擬了槳葉與限動塊間的碰撞,分析了不同模型時槳葉揚起下墜過程的動響應。(1)用帶阻尼器的條件鉸彈簧模擬了槳葉與限動塊間的碰撞,動響應計算結(jié)果與試驗值吻合的很好,槳尖最大負向位移誤差為2.13%,響應時間誤差為7.18%。對比了不同鉸彈簧剛度、阻尼比和積分步長對接觸力矩的影響,結(jié)果表明,相同的積分步長時,鉸彈簧剛度對計算收斂性影響較大;阻尼比對接觸力矩的幅值影響很小;積分步長越小,計算結(jié)果收斂性越好,但計算效率卻大大下降。(2)用兩個彈性小球等效了槳葉與限動塊間的碰撞,建立了含有剛度和粘滯阻尼的等效碰撞模型,動響應計算結(jié)果與試驗值吻合的很好,槳尖最大負向位移誤差為2.07%,響應時間誤差為7.40%。對比了不同剛度的彈性小球?qū)~動響應的影響,結(jié)果表明,不同剛度彈性小球的計算結(jié)果差距很小。(3)建立了槳葉三維有限元模型,并做了隱—顯式動力學分析,動響應計算結(jié)果與試驗值吻合的很好,槳尖最大負向位移預測精度提高,響應時間誤差減小;最大接觸力矩略小于另外兩種模型,碰撞持續(xù)時間更長。對比了不同的碰撞初始角對槳葉動響應的影響,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.
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2016
【分類號】：V275.1

【相似文獻】

相關期刊論文 前10條

1 董良;李惠斌;馬效臣;;直升機槳葉動平衡試驗技術(shù)研究[J];測控技術(shù);2007年01期

2 張勇;宋瑞華;孫江;;直升機槳葉運動參數(shù)監(jiān)測儀設計[J];海軍航空工程學院學報;2013年04期

3 顧仲權(quán) ,周蒂蓮;利用譜分析確定直升機槳葉旋轉(zhuǎn)時的固有頻率[J];南京航空航天大學學報;1984年02期

4 潘煥友;楊天;;直升機槳葉耐顆粒物/砂磨蝕標準分析[J];直升機技術(shù);2013年04期

5 覃海鷹;童國榮;譚鵬;;直升機槳葉折疊鉸磨損分析與改進[J];直升機技術(shù);2010年04期

6 岳巍;余洵;;直升機槳葉靜強度分析中的一個新方法[J];直升機技術(shù);2007年02期

7 朱旭程;侯志強;;基于懸臂梁位移模型的直升機槳葉損傷檢測[J];機械強度;2009年06期

8 高義中;;直升機槳葉強度的模糊可靠性分析[J];直升機技術(shù);1994年03期

9 孫偉;張呈林;;直升機槳葉氣動外形多目標優(yōu)化設計[J];航空動力學報;2011年07期

10 熊峻江;韓海軍;曾本銀;王春生;;直升機槳葉根部材料全范圍裂紋擴展速率測定與數(shù)據(jù)處理[J];實驗室研究與探索;2007年11期

相關會議論文 前5條

1 陳兆晨;馮振宇;鄒田春;楊倩;王羽;;含損傷復合材料直升機槳葉振動特性的有限元仿真研究[A];第十八屆玻璃鋼/復合材料學術(shù)年會論文集[C];2010年

2 程佳;郭紅奎;馬春才;;直-九直升機槳葉銷故障分析及處理[A];2011航空維修理論研究及技術(shù)發(fā)展學術(shù)交流會論文集[C];2011年

3 姜昆;梁廷偉;;直升機槳葉校準技術(shù)研究[A];第二屆中國航空學會青年科技論壇文集[C];2006年

4 余洵;岳巍;吳堂珍;;直升機槳葉過渡剖面邊界區(qū)域應力傳遞邊界效應初探[A];江西省航空學會結(jié)構(gòu)強度專業(yè)學術(shù)研討會論文集[C];2012年

5 熊峻江;韓海軍;曾本銀;王春生;;直升機槳葉根部材料全范圍裂紋擴展速率測定與數(shù)據(jù)處理[A];第七屆全國MTS材料試驗學術(shù)會議論文集（二）[C];2007年

相關碩士學位論文 前3條

1 吳世杰;直升機槳葉揚起下墜接觸過程動力學研究[D];南京航空航天大學;2016年

2 王瑞娟;基于動力學邊界效應的直升機槳葉損傷檢測方法研究[D];南京航空航天大學;2011年

3 徐鵬國;直升機槳葉助力器電液伺服加載系統(tǒng)的研究[D];西北工業(yè)大學;2003年

，

本文編號：1783185