邓旭东
- 作品数：32 被引量：13H指数：2
- 供职机构：中国直升机设计研究所更多>>
- 发文基金：中国航空科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术一般工业技术电子电信更多>>
- 低振动旋翼桨尖代理优化设计被引量：2
- 2021年
- 为探索直升机低振动旋翼的工程设计方法,将代理优化与旋翼气弹耦合分析相结合,开展了旋翼桨尖几何外形设计,推导了非平直桨叶气弹动力学方程,训练了旋翼功率、模态阻尼以及振动载荷预测的Kriging代理模型。以气动性能与气弹稳定性为约束,以桨毂振动载荷最小化为目标,采用自适应加点准则设计了优化流程。以某旋翼为例,计算了其气动性能与振动载荷,通过与试验结果对比,验证了气弹模型的有效性。对该基准旋翼0.9R-1.0R(R为旋翼半径)桨叶段的后掠、下反以及扭转分布进行了优化设计,结果表明,基于样本点最小间距的自适应加点准则能够实现目标函数与约束函数代理精度的同步提升。通过优化结果可行性分析,得到了一种"双后掠+上、下反"桨尖构型,旋翼桨毂振动载荷降低了25%。
- 邓旭东高乐邓景辉
- 关键词：旋翼减振
- 一种提高大前进比旋翼配平收敛性的计算方法
- 本发明属于直升机旋翼设计与理论建模技术，公开了一种提高大前进比旋翼配平收敛性的计算方法，采用逐步逼近法方法和残差监控方法改进旋翼配平计算方法，区别于传统的配平迭代计算方法，一种提高大前进比旋翼配平收敛性的计算方法对前进比...
- 余智豪孟微周云宋彬胡和平邓旭东
- 一种后缘襟翼型智能旋翼桨叶
- 一种后缘襟翼型智能旋翼桨叶，属于直升机部件设计技术，涉及一种结构紧凑、满足强度要求的智能旋翼桨叶。其特征在于：驱动框的定位基于前缘大梁带束数不变的原则，利用翼型基准线作为前缘定位平面的法线；驱动系统在复合材料桨叶中的接口...
- 邓旭东胡和平徐林周云孟微高乐彭敏刚
- 文献传递
- 一种直升机桨叶内埋盒形装置及其成型方法
- 本发明属于直升机桨叶制造技术，具体涉及一种直升机桨叶内埋盒形装置及其成型方法。本发明直升机桨叶内埋盒形装置包括上框、中框、下框、水平向螺座、垂直向螺座。本发明直升机桨叶内埋盒形装置的成型方法，使用复合材料预浸料对上框、中...
- 高乐胡和平张仕明邓旭东周云孟微余智豪
- 文献传递
- 一种旋转状态模型旋翼后缘襟翼偏转角度预估方法
- 本发明属旋翼设计技术领域，公开了一种旋转状态模型旋翼后缘襟翼偏转角度预估方法。通过智能旋翼压电驱动器的位移性能数据来修正仿真模型中的压电材料参数，通过压电驱动器带弹簧负载的迟滞性能测试来修正仿真模型中的输入电压幅值，使得...
- 高乐魏武雷胡和平张仕明邓旭东周云
- 文献传递
- 一种压电驱动器预应力的施加方法
- 本发明提供了一种压电驱动器预应力的施加方法，所述压电驱动器包括过压电陶瓷叠堆与放大框，通过压电陶瓷叠堆与放大框之间的过盈装配实现预应力的施加。其中，确定过盈量的步骤包括：步骤1、计算放大框在压电陶瓷叠堆驱动方向的等效刚度...
- 高乐胡和平邓旭东宋彬张仕明周云孟微
- 文献传递
- 一种提高大前进比旋翼配平收敛性的计算方法
- 本发明属于直升机旋翼设计与理论建模技术，公开了一种提高大前进比旋翼配平收敛性的计算方法，采用逐步逼近法方法和残差监控方法改进旋翼配平计算方法，区别于传统的配平迭代计算方法，一种提高大前进比旋翼配平收敛性的计算方法对前进比...
- 余智豪孟微周云宋彬胡和平邓旭东
- 文献传递
- 一种压电驱动器预应力的施加方法
- 本发明提供了一种压电驱动器预应力的施加方法，所述压电驱动器包括过压电陶瓷叠堆与放大框，通过压电陶瓷叠堆与放大框之间的过盈装配实现预应力的施加。其中，确定过盈量的步骤包括：步骤1、计算放大框在压电陶瓷叠堆驱动方向的刚度；步...
- 高乐胡和平邓旭东宋彬张仕明周云孟微
- 文献传递
- 倾转旋翼直升机过渡状态的动力学响应计算方法和装置
- 本发明公开一种倾转旋翼直升机过渡状态的动力学响应计算方法和装置，包括：拆分倾转旋翼直升机整体结构，形成部件连接拓扑图；对每个部件捆绑对应的部件连体坐标系，采用部件整体运动和部件几何参数叠加得到部件中任一点相对惯性系的运动...
- 贺子豪王司文江期凰吴令华黄水林余智豪程毅赵金瑞黄剑邓旭东
- 分布式多旋翼/倾转机翼气弹耦合动特性研究
- 2025年
- 基于准线性化隐式气弹建模方法,建立适用于分布式多旋翼/倾转机翼飞行器的耦合柔性多体动力学模型,研究其气弹耦合动力学特性。基于中等变形梁模型和准定常理论,采用Pitt-Peters动态入流模型和Floquet理论,建立求解多旋翼/大展弦比柔性倾转机翼气弹耦合系统动特性的计算方法。在验证理论模型正确性的基础上,研究分布式多旋翼/倾转机翼耦合系结构动特性、回转颤振特性和气弹耦合动响应特性。结果表明:旋翼和短舱对机翼扭转模态影响最大,旋翼与机翼耦合情况下会加大旋翼整体模态振型;增加旋翼个数并将升力桨展开可提高系统低速状态下的稳定性,但增加旋翼个数会降低机翼扭转频率,进而降低颤振速度,增加旋翼有效迎角和机翼攻角可提高系统颤振速度,而增加旋翼转速则会降低系统颤振速度;随前飞速度增加,系统先发生机翼扭转失稳后发生机翼弦向弯曲失稳的回转颤振现象,系统振动响应经历了振动收敛、小幅极限环颤振和大幅多频极限环颤振,其中,机翼颤振形式是垂向、弦向弯曲和扭转运动耦合,其三维耦合效应显著,而旋翼与机翼的模态耦合程度也在不断加深。
- 程毅赵金瑞黄水林余智豪邓旭东
- 关键词：大展弦比
