高速直升機總體部件技術(shù)方研究案及關(guān)鍵部件研究.pdf

1、常規(guī)直升機飛行速度相對較低、航程相對較小，這很大程度地限制了其應(yīng)用和發(fā)展，因此提高其飛行速度和增大最大航程已成為直升機研究的重點和熱點。發(fā)展和應(yīng)用高速、長航時直升機，在軍用和民用領(lǐng)域分別可有效地提升部隊機動和戰(zhàn)斗能力，可提高其應(yīng)用經(jīng)濟性和時效性。
　　本研究主要內(nèi)容包括：⑴依據(jù)設(shè)計指標與需求以及主流高速構(gòu)型，確定其總體技術(shù)方案。論文中的高速直升機方案以共軸反轉(zhuǎn)雙旋翼為主旋翼，尾部配備共軸反轉(zhuǎn)螺旋槳作為輔助推進裝置。根據(jù)設(shè)計指標與要

2、求，分析高速直升機的飛行環(huán)境，建立高速直升機的初步外形，進行高速直升機的總體布局，分析高速直升機的控制面并確定了其發(fā)動機規(guī)格和主要參數(shù)等。對高速直升機功率需求進行分析，驗證所確定的發(fā)動機是合理的，所確定的主要參數(shù)滿足高速直升機的設(shè)計指標與要求。⑵根據(jù)總體技術(shù)方案，對主旋翼系統(tǒng)進行設(shè)計與分析?；趧恿?葉素理論，建立槳葉的微元升力、阻力和扭矩等，利用積分法對微元載荷在槳盤內(nèi)沿展向和周向進行數(shù)值積分。對主旋翼系統(tǒng)的載荷進行了數(shù)值分析和求解，

3、獲得不同飛行狀態(tài)下槳葉載荷在槳盤上的分布云圖，其仿真結(jié)果可用于高速直升機主旋翼零部件的結(jié)構(gòu)設(shè)計與分析。根據(jù)直升機的構(gòu)型特點和總體方案中確定的主要參數(shù)，對主旋翼系統(tǒng)的槳葉和槳轂進行初步結(jié)構(gòu)設(shè)計，并對其進行靜強度分析。⑶結(jié)合總體技術(shù)方案和旋翼載荷分析，對主旋翼操縱機構(gòu)進行模塊化運動學(xué)和靜力學(xué)建模與分析。建立直升機在任意飛行狀態(tài)下主旋翼操縱機構(gòu)運動學(xué)模型，所建立的運動學(xué)模型可為主旋翼操縱機構(gòu)機理建模和控制建模提供理論依據(jù)。建立主旋翼操縱機構(gòu)的

4、靜力學(xué)模型，并在不同的飛行狀態(tài)下對其靜力學(xué)關(guān)系進行仿真分析，所建立的靜力學(xué)模型可用于分析直升機在不同飛行狀態(tài)下主旋翼操縱機構(gòu)間的靜力學(xué)關(guān)系，結(jié)合操縱機構(gòu)動力學(xué)模型對操縱機構(gòu)進行優(yōu)化。⑷基于清華大學(xué)實驗室在研共軸式直升機，搭建直升機旋翼系統(tǒng)載荷和操縱機構(gòu)載荷測量實驗平臺。載荷測量實驗主要包括旋翼氣動載荷測量、操縱機構(gòu)拉桿載荷測量和旋翼轉(zhuǎn)速測量三個方面，介紹實驗系統(tǒng)的各部分硬件電路和上位機，并對下一步的實驗內(nèi)容進行規(guī)劃，測得的載荷數(shù)據(jù)可用于