傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的回轉(zhuǎn)顫振是旋翼?yè)]舞產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)氣動(dòng)力與彈性機(jī)翼的彎曲和扭轉(zhuǎn)發(fā)生耦合的振動(dòng)發(fā)散現(xiàn)象,是限制傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)最大飛行速度的主要原因之一。后期為提高回轉(zhuǎn)顫振邊界,提升最大飛行速度,V22機(jī)翼采用厚翼型加小展弦比的設(shè)計(jì)方案,利用提高機(jī)翼剛度的方法弱化傾轉(zhuǎn)旋翼與機(jī)翼之間氣動(dòng)彈性耦合以達(dá)到提高前飛回轉(zhuǎn)顫振臨界速度的目的。V22為提高回轉(zhuǎn)顫振臨界速度而犧牲了巡航效率并付出了較大的結(jié)構(gòu)重量代價(jià)。本文基于Hamilton原理,利用彈性機(jī)翼有限元模型,充分考慮外伸小翼氣動(dòng)力、慣性力和阻尼對(duì)系統(tǒng)的貢獻(xiàn),建立了傾轉(zhuǎn)旋翼/短艙/外伸小翼/主機(jī)翼氣動(dòng)彈性耦合分析模型。通過(guò)回轉(zhuǎn)顫振穩(wěn)定性分析,預(yù)估分析模型的回轉(zhuǎn)顫振臨界速度和邊界速度。同時(shí),利用CFD軟件對(duì)旋翼/外伸小翼之間的空氣介質(zhì)流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行深入細(xì)致研究,為外伸小翼設(shè)計(jì)給出理論依據(jù)和指導(dǎo)。由于對(duì)稱(chēng)模態(tài)的回轉(zhuǎn)顫振現(xiàn)象先于反對(duì)稱(chēng)模態(tài)出現(xiàn),故本文設(shè)計(jì)了半展機(jī)翼的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)縮比模型。通過(guò)對(duì)機(jī)翼大梁進(jìn)行特殊設(shè)計(jì),使機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度較低的同時(shí)保證機(jī)翼的垂向剛度和撓度,使其可在較低風(fēng)速情況下實(shí)現(xiàn)回轉(zhuǎn)顫振。利用3D打印技術(shù)設(shè)計(jì)制造不同幾何參數(shù)的短艙外伸小翼,結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn),開(kāi)... 

【文章來(lái)源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：77 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

XV-15傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)為了同時(shí)滿(mǎn)足三軍需求，1983年4月，美國(guó)Bell和Boeing公司聯(lián)合開(kāi)展XV-22魚(yú)鷹傾轉(zhuǎn)

1983 年 4 月，美國(guó) Bell 和 Boeing 公司聯(lián)合開(kāi)圖 1.2 所示，1989 年成功試飛，6 架原型機(jī)在試飛過(guò)程中面臨下馬的危險(xiǎn)。后來(lái)經(jīng)多方調(diào)查結(jié)果表明，事故均因人為5 年，V-22 魚(yú)鷹開(kāi)始進(jìn)入部隊(duì)服役。V-22 魚(yú)鷹的兩側(cè)發(fā)動(dòng)在未出現(xiàn)故障情況下相互獨(dú)立，發(fā)動(dòng)機(jī)分別驅(qū)動(dòng)各自的旋動(dòng)機(jī)故障，任意一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)可以同時(shí)驅(qū)動(dòng)兩側(cè)的旋翼實(shí)現(xiàn)身頂部的啟動(dòng)裝置通過(guò)半軸分別驅(qū)動(dòng)兩側(cè)的發(fā)動(dòng)機(jī)和旋翼也有類(lèi)似的應(yīng)用。V-22 機(jī)翼可繞機(jī)翼根部旋轉(zhuǎn)，旋翼槳葉可對(duì)艦載空間極為有利，便于魚(yú)鷹在海軍推廣和應(yīng)用。-22 魚(yú)鷹在氣動(dòng)問(wèn)題方面存在渦環(huán)問(wèn)題、多部件氣動(dòng)干擾問(wèn)制問(wèn)題，在動(dòng)力學(xué)方面存在大速度前飛時(shí)回轉(zhuǎn)顫振問(wèn)題以現(xiàn)象等問(wèn)題。V-22 研制裝備至今，雖發(fā)生過(guò)多起重大安全系統(tǒng)的復(fù)雜性和執(zhí)行遠(yuǎn)高于常規(guī)直升機(jī)或固定翼飛機(jī)的任致，傾轉(zhuǎn)旋翼技術(shù)自身并無(wú)顛覆性問(wèn)題，在使用過(guò)程中所

V-280首飛懸停試飛現(xiàn)場(chǎng)

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]傾轉(zhuǎn)旋翼氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)[J]. 薛立鵬,張呈林.  空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào). 2011(04)
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[3]傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的操縱策略和配平方法[J]. 曹蕓蕓,陳仁良.  南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào). 2009(01)
[4]傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼耦合系統(tǒng)過(guò)渡狀態(tài)氣彈動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)研究[J]. 董凌華,楊衛(wèi)東,張呈林.  振動(dòng)工程學(xué)報(bào). 2008(05)
[5]傾轉(zhuǎn)旋翼過(guò)渡狀態(tài)的尾跡及氣動(dòng)力特性計(jì)算與分析[J]. 李春華,徐國(guó)華.  應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào). 2008(03)
[6]傾轉(zhuǎn)旋翼航空器建模方法研究[J]. 周文雅,李立濤,楊滌.  飛行力學(xué). 2008(03)
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[8]傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)旋翼對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)干擾的建模及分析[J]. 李春華,徐國(guó)華.  空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào). 2008(02)
[9]新型傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性分析模型[J]. 胡國(guó)才.  海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào). 2006(06)
[10]直升機(jī)模式下傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)多體氣彈動(dòng)力穩(wěn)定性分析(英文)[J]. 董凌華,楊衛(wèi)東,夏品奇.  Transactions of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics. 2006(03)

博士論文
[1]采用擺振柔軟式旋翼的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)動(dòng)力學(xué)研究[D]. 侯鵬.南京航空航天大學(xué) 2013
[2]傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼氣彈耦合動(dòng)力學(xué)研究[D]. 董凌華.南京航空航天大學(xué) 2011

碩士論文
[1]帶機(jī)身運(yùn)動(dòng)全展傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)前飛氣彈穩(wěn)定性參數(shù)影響分析[D]. 呂偉.南京航空航天大學(xué) 2013
[2]基于LQR方法的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣彈穩(wěn)定性控制仿真分析[D]. 付饒.南京航空航天大學(xué) 2013
[3]計(jì)入傾轉(zhuǎn)鉸剛度特性的傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣彈穩(wěn)定性分析[D]. 于嗣佳.南京航空航天大學(xué) 2013
[4]擺振柔軟傾轉(zhuǎn)旋翼/機(jī)翼氣彈耦合穩(wěn)定性分析[D]. 周濤.南京航空航天大學(xué) 2012
[5]傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)氣彈剪裁穩(wěn)定性參數(shù)影響分析[D]. 楊自鵬.南京航空航天大學(xué) 2012



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