无轴承旋翼摆振模态阻尼识别技术研究及其应用
无轴承旋翼挥舞角与摆振角的测量方法与应用
无轴承旋翼挥舞角与摆振角的测量方法与应用孟微;胡和平;周云【摘要】在分析国内外资料的基础上,提出了一种在国内现有条件下可行且满足精度要求的无轴承旋翼挥舞角、摆振角的试验测量方法.其要点为先利用激光方法测得的无轴承旋翼静态位移-载荷关系得到角度-载荷关系,结合应变方法测得的无轴承旋翼旋转状态下的载荷,最终通过转换得到无轴承旋翼旋转状态下挥舞角、摆振角.基于CAMRADII软件的计算分析与试验结果具有良好的相关性,这表明该方法可行且具有较高的准确度.【期刊名称】《直升机技术》【年(卷),期】2012(000)003【总页数】10页(P1-10)【关键词】柔性梁;挥舞角;摆振角;静态标定;载荷测量【作者】孟微;胡和平;周云【作者单位】中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,江西景德镇333001;中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,江西景德镇333001;中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,江西景德镇333001【正文语种】中文【中图分类】V217+.320 引言20世纪60年代开始，为了提高旋翼性能以提升直升机综合性能，陆续出现了无铰旋翼和无轴承旋翼。
目前，无轴承旋翼技术已成功应用到BO-108、EC-135、AH-1Z、RAH-66 等直升机上，具有结构简单、零件数量少、重量轻、可靠性高等诸多优点，但其复杂的非线性弹性耦合、运动耦合以及引入的多路传力结构等，使其技术更加复杂化，分析、预测难度大。
通过试验方法来进一步加强对复杂的无轴承旋翼弹性运动耦合规律的认识，是突破无轴承旋翼关键技术的有效手段。
无轴承旋翼的挥舞角、摆振角不同于传统的铰接式旋翼的挥舞角、摆振角，它是由柔性梁的弹性弯曲变形产生的，为当量角度。
对其挥舞角、摆振角的测量，既是判断柔性梁运动能力的依据，又是获得控制柔性梁应力水平的前提条件。
目前，对直升机旋翼旋转状态下弹性变形的测量，国外主要采用以下方法:光栅投影法［1］、立体图像识别法［2-3］、立体图像识别改进法［4］等光学原理测量方法以及传统的应变测量方法［6-9］。
直升机旋翼桨毂结构形式
直升机旋翼桨毂（含主桨尾桨）结构形式1. 简介尾桨是用来平衡反扭矩和对直升机进行航向操纵的部件。
旋转着的尾桨相当于一个垂直安定面，能对直升机航向起稳定作用。
虽然后桨的功用与旋翼不同，但是它们都是由旋转而产生空气动力、在前飞时处于不对称气流中工作的状态，因此尾桨结构与旋翼结构有很多相似之处。
尾桨的结构形式有跷跷板式、万向接头式、铰接式、无轴承式、“涵道尾桨” 式等等。
前面几种形式与旋翼形式中的讨论相似，只是铰接式尾桨一般不设置摆振铰。
70 年代以来，又发展了无轴承尾桨（包括采用交叉式布置无轴承尾桨）及“涵道尾桨”。
“涵道尾桨”是把尾桨置于机身尾斜梁的“涵道”之中。
涵道风扇直径小，叶片数目多。
前飞时尾面可以提供拉力，因此，可以减小尾桨的需用功率。
但在悬停时“涵道风功率消耗偏大，对直升机悬停和垂直飞行性能不利。
可以避免地面人员或机外物体与尾桨相碰撞，安全性好。
1.1. 名词解释（参考图2.2-1）1）水平铰（挥舞铰）的作用：发动机丁作时，旋翼便以一定的转速转动。
在飞行过程中（如前飞），由于飞行速度的存在，使得旋翼前行桨叶的相对气流速度大于后行桨叶的相对气流速度，从而使前行桨叶产生的升力大于后行桨叶产生的升力。
若没有水平铰，则由两侧桨叶升力大小不等所构成的滚转力矩，将使直升机倾斜。
有水平铰时，情况则不同。
前行桨叶升力大，便绕水平铰向上挥舞；后行桨叶升力小，便绕水平铰向下挥舞。
这样，横侧不平衡的滚转力矩就不会传到机身，从而避免了直升机在前飞中产生倾斜。
2）垂直铰（摆振或摆振铰）的作用：直升机前飞时，桨叶在绕旋翼轴转动的同时还要绕水平铰挥舞。
桨叶作挥舞运动时，桨叶重心距旋翼轴的距离不断变化。
由理论力学得知，旋转着的质量对旋转轴沿径向有相对运动时，会受到科氏力的作用。
而挥舞运动引起的科氏力是周期交变力。
有关直升机空气动力的资料表明，一片桨叶的科氏力的最大幅值可以高达桨叶自重的7 倍以上。
这样大的科氏力会在旋转平面内造成很大的交变弯矩，在没有垂直铰的条件下，容易使桨叶根部因材料疲劳而提前损坏；传到机身，还会引起机身振动加剧。
关于无轴承旋翼直升机气动机械稳定性分析
关于无轴承旋翼直升机气动机械稳定性分析
无轴承旋翼直升机是一种新型的飞行器，其旋翼没有传统的轴承结构，而是通过气动力来实现稳定飞行。
在飞行过程中，由于旋翼受到气动力的作用，会引起旋翼的振动和摆动，这就需要对无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性进行分析。
无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性主要包括两个方面的内容：一是旋翼的自激振动问题，二是旋翼的阻尼振动问题。
无轴承旋翼直升机的旋翼自激振动问题是指在飞行过程中，由于旋翼受到气动力的激励作用，会引起旋翼的振动，并且振幅会逐渐增大，导致旋翼失去稳定性。
为了解决这个问题，需要对旋翼的气动力进行分析和计算，找出旋翼的自激振动频率和振动模态，并且设计出合适的控制方法来消除振动。
对于无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性分析，一般可以采用数值仿真的方法。
需要建立无轴承旋翼直升机的气动力模型，包括旋翼的气动力计算模型和飞行器的力学模型。
然后，可以使用计算流体力学方法对旋翼的气动力进行计算，得到旋翼的气动特性。
接下来，可以利用振动分析方法，比如有限元法或模态分析法，对旋翼的自激振动和阻尼振动进行计算和分析。
可以设计出合适的控制方法，比如使用主动阻尼器或控制表面来实现对旋翼振动的控制。
通过对无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性分析，可以评估无轴承旋翼直升机的飞行稳定性，并且指导无轴承旋翼直升机的设计和控制。
还可以为其他类似结构的飞行器提供参考和指导。
无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性分析具有重要的理论和实际意义。
直升机旋翼摆振阻尼结构[实用新型专利]
![直升机旋翼摆振阻尼结构[实用新型专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/86ba415549d7c1c708a1284ac850ad02df800743.png)
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)实用新型专利(10)授权公告号 (45)授权公告日 (21)申请号 201721797359.1(22)申请日 2017.12.20(73)专利权人 甄圣远地址 230000 安徽省合肥市蜀山区长江西路6号(72)发明人 甄圣远 (74)专利代理机构 合肥市上嘉专利代理事务所(普通合伙) 34125代理人 郭华俊(51)Int.Cl.B64C 27/32(2006.01)(54)实用新型名称直升机旋翼摆振阻尼结构(57)摘要本实用新型涉及一种直升机旋翼摆振阻尼结构，包括桨夹及设置在桨夹端部的旋翼，所述桨夹的端部设置开口，所述旋翼的一端插置在开口内，所述桨夹的开口两侧分别设置有第一、第二连接销轴，所述第一、第二连接销轴分别靠近桨夹及旋翼布置，所述第二连接销轴上套设有橡胶阻尼块，所述橡胶阻尼块固定在桨夹的外壁上，上述的旋翼与桨夹之间通过第一、第二连接销轴连接，并且在第二连接销轴上套设橡胶阻尼块，橡胶阻尼块可有效吸收旋翼摆动时产生的能量，从而可有效阻尼和限制旋翼出现的前后摆动的幅度，提高直升机飞行时的稳定性，该阻尼结构具有更换方便、重量轻、体积小的优点。
权利要求书1页 说明书2页 附图1页CN 207580169 U 2018.07.06C N 207580169U1.直升机旋翼摆振阻尼结构，包括桨夹(10)及设置在桨夹(10)端部的旋翼(20)，其特征在于：所述桨夹(10)的端部设置开口(101)，所述旋翼(20)的一端插置在开口(101)内，所述桨夹(10)的开口(101)两侧分别设置有第一、第二连接销轴(30、40)，所述第一、第二连接销轴(30、40)分别靠近桨夹(10)及旋翼(20)布置，所述第二连接销轴(40)上套设有橡胶阻尼块(50)，所述橡胶阻尼块(50)固定在桨夹(10)的外壁上。
2.根据权利要求1所述的直升机旋翼摆振阻尼结构，其特征在于：所述桨夹(10)的开口(101)两侧所在的外壁上分别开设有卡槽(11)，所述卡槽(11)的轮廓呈腰形，所述橡胶阻尼块(50)与卡槽(11)的轮廓吻合且卡置在卡槽(11)内。
多旋翼无人机惯性单元阻尼减振设计与仿真研究
河南科技Henan Science and Technology 工业技术总775期第五期2022年3月多旋翼无人机惯性单元阻尼减振设计与仿真研究周苏洁（浙江安防职业技术学院，浙江温州325016）摘要：为了提高无人机飞行的稳定性，提出一种基于干摩擦效应的多旋翼无人机惯性单元阻尼减振器，即利用橡胶摩擦片与悬臂支架之间的接触摩擦作用，从而达到耗散振动能量的目的。
首先对干摩擦器进行结构设计，并建立其有限元仿真模型；其次利用瞬态动力学分析干摩擦阻尼器的减振效果。
结果显示：安装干摩擦阻尼减振器可以明显改善惯性测量单元的阻尼特性，使得振动幅值最大衰减率可达89%，验证了干摩擦阻尼器具有良好的减振性能。
关键词：多旋翼无人机；干摩擦阻尼；减振；瞬态响应分析中图分类号：V279文献标志码：A文章编号：1003-5168（2022）5-0033-04 DOI:10.19968/ki.hnkj.1003-5168.2022.05.007Vibration Reduction Design and Simulation of IMU Damper for MultiRotor UAVZHOU Sujie(Zhejiang College of Security Technology,Wenzhou325016,China)Abstract:In order to improve the flight stability of UAV system,a vibration damper based on dry friction effect is proposed.The purpose of dissipating vibration energy is achieved by using the contact friction between dry friction damping plate and cantilever support.In this paper,the structure of the dry friction device is designed firstly.Then,its finite element simulation model is established.Thirdly,the transient dynamic analysis is used to analyze the vibration reduction effect of dry friction damper.The results show that the installation of dry friction damper can significantly improve the damping characteristics of IMU, and the maximum attenuation rate of vibration amplitude can reach81%.It is verified that dry friction damper has good damping performance.Keywords:UAV;dry friction damping;vibration reduction;transient response analysis0引言近年来，随着无人机产业飞速发展，民用无人机的应用越来越普及。
关于无轴承旋翼直升机气动机械稳定性分析
关于无轴承旋翼直升机气动机械稳定性分析无轴承旋翼直升机是一种新型飞行器，其特点是采用无轴承设计的旋翼系统，以减少转子系统的重量和故障率。
这种设计也带来了一些新的挑战，特别是在气动机械稳定性方面。
在本文中，我们将对无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性进行分析，探讨其特点和挑战，并提出一些解决方案。
无轴承旋翼直升机采用了无轴承设计的旋翼系统，其主要特点包括：1.减少旋翼系统的重量。
传统的旋翼系统需要使用轴承来支撑旋翼的转动，而无轴承设计则可减少旋翼系统的重量，提高飞行性能。
2.减少旋翼系统的故障率。
轴承是旋翼系统的重要部件，其故障往往会导致飞行器的失效。
采用无轴承设计可减少旋翼系统的故障率，提高飞行安全性。
无轴承设计也带来了一些新的挑战，特别是在气动机械稳定性方面。
1.转子的动态特性。
无轴承设计使得旋翼系统的动态特性发生了变化，其振动和失稳特性可能与传统设计不同，需要重新进行分析和研究。
2.旋翼与机身的耦合。
无轴承设计可能导致旋翼与机身之间的耦合性更强，旋翼系统的振动和失稳可能会对机身产生更大的影响，需要对其进行深入分析。
这些挑战使得无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性分析变得更加复杂和困难，需要采用新的方法和技术来解决。
针对无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性挑战，我们可以采用以下方法和技术进行解决：1.多物理场仿真模拟。
采用多物理场仿真模拟技术，对无轴承旋翼直升机的动态特性和空气动力学特性进行分析，找出其振动和失稳的机制和特点。
2.模型试验验证。
设计合适的模型试验方案，对无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性进行验证，获取真实的数据和情况，验证仿真模拟结果的准确性。
3.结构优化设计。
针对无轴承旋翼直升机的动态特性和空气动力学特性的变化，进行结构优化设计，使得飞行器更加稳定和安全。
4.控制系统设计。
设计合适的控制系统，对无轴承旋翼直升机进行主动控制，提高其飞行器的稳定性和操纵性。
通过以上方法和技术的应用，可以有效地解决无轴承旋翼直升机的气动机械稳定性挑战，提高飞行器的稳定性和安全性。
十年心如钢，千里快哉风——记旋翼技术骨干熊绍海
人年仅33岁的熊绍海，在中航工业直升机设计研究所旋翼传动室从事旋翼研制工作岗位上度过了11个年头，尾桨叶旋翼动力学组的每一项工作，他无一没有涉猎，通过扎实的实践历练和理论钻研，他已然从青涩的设计员成长为旋翼技术领域的骨干。
直升机设计系统是充满风险与挑战的，这是一项要求近乎苛刻、极其复杂而又艰难的工作。
旋翼系统是直升机的核心，它每一项技术的进步，都标志着直升机关键技术的进步，无轴承旋翼技术更是代表着第四代直升机的关键技术。
年仅33岁的熊绍海，在中航工业直升机设计研究所旋翼传动室从事旋翼研制工作岗位上度过了11个年头，尾桨叶旋翼动力学组的每一项工作，他无一没有涉猎，通过扎实的实践历练和理论钻研，他已然从青涩的设计员成长为旋翼技术领域的骨干。
时光回到2004年，熊绍海刚参加工作的时候，他跟着师傅一起做无轴承尾桨的相关技术工作。
这期间，他掘到了无轴承旋翼技术的第一桶金，此后，他便走上了无轴承旋翼技术的发展与探索之路。
“十一五”期间，国内首次尝试摆振柔软型无十年心如钢，千里快哉风——记旋翼技术骨干熊绍海■ 汪婷婷轴承旋翼的预研工作，由于该技术当时在国内起点低、经验少、难度大，熊绍海作为课题组的重要成员，为了突破无轴承旋翼关键技术研究瓶颈，他广泛查询国内外旋翼技术资料，反复深入地思考问题，尝试了多种方案，最终完成了“十字开槽”复杂剖面柔性梁和整套缩比模型旋翼的设计。
在此过程中，熊绍海已经显现出了他的工作激情和型号研制潜力。
一次，他与组内的年轻设计团队一起在尾桨叶设计上锐意创新，他们既大胆思考，又小心求证。
这是一个大胆的举动，之前从未有过这样的设想。
在开展尾桨叶新方案设计时就遇到了一个棘手的难题，根据对尺寸、材料和铺层等对尾桨关键部件柔性梁强度评估，结果均难以达到设计要求的寿命，导致无轴承尾桨构型方案有可能颠覆，进而影响到整个新型号的研制进度。
不过这并未阻碍熊绍海的思考方向，经过反复演算，灵感火花在他的脑海里悠然绽放，他和团队成员最终顺利完成了新一轮方案设计，将一阶摆振频率提高到2.0以上，计算寿命也超过6000飞行小时，大大超越了之前某重点型号尾桨叶的2000飞行小时寿命。
无人机应用基础 3.2旋翼分类
3.2旋翼分类
一副旋翼最少有两片桨叶,最多可达8片。
旋翼直径最小约5米，旋翼最大达35米。
按桨叶与桨毂连接方式的不同，旋翼大体上分为铰接式、无铰式和无轴承式4种。
折叠铰接式旋翼
桨叶通过水平铰、垂直铰与桨毂相连接。
在一般情况下，桨叶除旋转运动外，还有绕水平铰的上下挥舞运动、绕垂直铰的前后摆动(摆振运动)及通过操纵轴向铰的变距运动(见自动倾斜器)。
这种型式的旋翼桨叶根部的弯曲载荷较小，但结构复杂，维护不便。
折叠无铰式旋翼
取消水平铰和垂直铰，但仍有轴向铰。
桨叶在挥舞方向和摆振方向相对于桨毂是固支的。
桨叶的挥舞运动和摆振运动表现为桨叶根部(或桨毂支臂)的弯曲变形。
与铰接式相比，它的结构简单，但桨叶和桨毂的弯曲载荷较大。
从70年代初开始，由于在旋翼上应用了疲劳强度较高的复合材料和钛合金，这种型式的旋翼增多。
折叠半无铰式旋翼
它的特点是只有两片桨叶，彼此连成整体，共用一个中心水平铰，没有垂直铰(好像一个跷跷板，常称跷跷板式旋翼)，但仍有轴向铰。
这种型式旋翼的结构也比较简单，但操纵性较差。
折叠无轴承式旋翼
这种型式的旋翼不仅没有水平铰和垂直铰，连轴向铰也被取消。
桨叶的变距运动靠桨叶根部(或桨毂支臂)的扭转变形来实现。
它的结
构简单，但要求桨叶根部的材料既有很高的弯曲强度和刚度，又有很低的扭转刚度。
70年代以来，在采用先进复合材料桨叶基础上，无轴承式旋翼的研究已有一定进展，但仍处于试验阶段。