粒子群优化在直升机旋翼动平衡调整中的应用

传统的直升机旋翼调整方法没有考虑调整参数与振动信号之间的非线性关系,针对这一缺点,提出将广义回归神经网络(GRNN,General Regression Neural Network)和粒子群算法相结合的旋翼调整方法,采用GRNN网络建立旋翼动平衡调整模型,以桨叶的调整参数作为神经网络的输入,以旋翼转轴和机身的三向的加速度测量值作为网络输出,建立调整参数与直升机振动信号间的模型.以直升机振动作为目标函数,采用粒子群优化算法对桨叶的调整参数进行寻优,获得当直升机振动最小时的桨叶的调整量. 飞行实验结果表明,此方法可通过飞行测试获得的新数据对神经网络进行更新,使系统在使用过程中不断完善,并可在较少的飞行调整下完成旋翼的动平衡调整.      

旋翼多维振动最优调整方法

针对直升机旋翼系统非线性、难以建模的特点,采用径向基函数(RBF,Ra-dial Basis Function)神经网络建立直升机旋翼动平衡调整模型.根据约束条件以直升机机身振动值作为目标函数建立适应度函数,以旋翼系统的调整参数为优化变量,进行神经网络学习和优化.利用粒子群优化(PSO,Particle Swarm Optimization)算法对适应度函数进行寻优,获得当直升机振动最小时的桨叶的调整参数.实验结果表明:PSO算法寻优效率方面高于遗传算法;RBF神经网络和PSO算法相结合可以有效地实现直升机旋翼动平衡调整.     

直升机桨叶混沌振动控制

在直升机旋翼桨叶动平衡试验中,桨叶挥舞模型可表述为带周期激扰的Duffing型振动方程.对控制桨叶挥舞的混沌振动问题,提出了用改变Duffing模型激扰项的方法来抑制系统的混沌振动状态.在Duffing模型中耦合3倍周期的振动激扰,用解析的Melnikov方法分别分析了Duffing模型在单倍周期激扰信号、3倍周期激扰信号或者在两种激扰信号共同作用下振动方程的混沌阈值区间,并根据不同的激扰信号对桨叶挥舞振动模型进行了仿真试验.结果证明在引入3倍周期的耦合激扰项后,系统混沌振动的区间范围大大减小了.      

直升机旋翼积冰的数值模拟

为研究直升机旋翼桨叶积冰问题,通过对积冰形成机理和直升机飞行原理的分析,建立了基于CFD(Computational Fluid Dynamics)技术的直升机旋翼桨叶结冰预测的理论模型;采用欧拉法求解水滴控制方程,在经典Messinger模型的基础上提出了积冰表面质能平衡的改进模型;以UH-60型直升机和CH-47型直升机为样机,具体分析了积冰条件下直升机桨叶冰形预测的方法,为进一步研究直升机结冰后的飞行动力学问题及防除冰系统的设计奠定了基础,对提高直升机飞行安全性具有积极意义.     

旋翼结冰模型与纵列式直升机平衡特性分析

为了研究纵列式直升机结冰后的飞行动力学问题,基于CFD(ComputationalFluid Dynam ics)技术提出了旋翼结冰的理论模型;基于旋翼冰风洞试验数据,考虑桨叶表面附着冰脱落及桨叶表面局部温度对结冰的影响,提出了旋翼结冰的工程模型.建立了纵列式直升机结冰后的飞行动力学模型,研究了不同飞行速度条件下结冰对样机CH-47B平衡特性的影响,分析了环境温度、结冰时间、液态水含量以及平均水滴直径对旋翼扭矩的影响.计算结果的对比分析显示:两种结冰模型在计算精度上基本一致,表明结冰模型合理,能够用来进行结冰后的飞行动力学分析,为纵列式直升机结冰后的飞行动力学研究奠定了基础.     

舰载直升机旋翼/机体耦合动力学稳定性

建立了舰载直升机和舰船运动耦合动力学模型,考虑了舰载直升机起落架非线性和非对称的特点,并将舰船振动自由度与旋翼/机体系统相结合分析了直升机系统耦合动力学稳定性.舰载直升机采用无轴承旋翼,用中等变形梁理论建立桨叶、柔性梁和扭矩套的有限元模型,考虑桨叶多路传力特点和桨叶根部的摆振销与变距拉杆的约束.起落架包括液压作动器和橡胶轮胎,起落架系统具有非线性特点,在不同载荷下其刚度和阻尼都不同.采用所建立的动力学模型分析了舰载直升机的"舰面共振"动力学特性,首先通过算例中的无轴承旋翼直升机"地面共振"频率与阻尼曲线验证了旋翼机体耦合模型的正确性.其次发现舰船在横摇振动情况下,旋翼/机体耦合系统的旋翼不稳定转速区域会提前出现,如果鱼叉系留则会推迟不稳定转速,并且增加系统的阻尼.     

直升机减振的旋翼桨叶优化设计研究综述

围绕降低直升机振动水平的旋翼桨叶减振优化设计,对国内外这方面研究进展情况作了综述;着重讨论了降低旋翼激振力减振优化设计分析中的几个主要问题,包括桨叶减振优化设计途径与目标,桨叶优化设计中的分析模型,优化设计方法及灵敏度分析技术,以及桨叶优化减振设计研究的最新发展方向和需进一步研究的问题等.      

基于小扰动理论的桨叶叶素气动载荷计算方法

针对直升机飞行仿真应用,采用小扰动理论建立了桨叶叶素气动载荷计算方法。该计算方法集成了弹性桨叶挥舞-摆振-扭转模态,耦合了旋翼动态入流、非定常动态失速气动模型和旋翼配平模型。整个算法采用标准的状态空间格式。为验证算法,以UH-60A直升机为例,在低速和高速2种定常飞行情况下,研究了偏航流效应对旋翼气功性能的影响,结果表明高速飞行时偏航流效应对旋翼气功性能影响较大。模拟了桨盘平面诱导速度分布以及桨叶叶素气动载荷,将仿真结果与飞行试验结果进行对比验证,本文建立的方法可以准确地求解定常飞行时桨叶的非定常气动载荷,捕捉其沿方位角的变化特征,对于大速度前飞仍能适用。      

单旋翼直升机气动布局对飞行性能的影响

为研究单旋翼直升机气动布局对直升机飞行性能的影响,以直升机飞行动力学模型为基础,在原始气动布局下分别对平飞、爬升与下滑和稳定协调转弯情况下的旋翼需用功率进行了配平,并计算了飞行性能指标,计算结果与参考数据吻合较好,证明模型可用.以UH-60A直升机为例,研究了不同气动布局参数下的直升机飞行性能,结果表明, 在变化范围内,旋翼位置参数对前飞和垂直飞行性能影响都很大,减小旋翼纵向距离有利于提高飞行性能,尾桨倾斜角在悬停和小速度情况下对飞行性能影响较大,平尾水平位置的后移有助于提升最大飞行速度.      

基于混合遗传算法的直升机前推/后拉配平

针对直升机配平模型为多元且初始值难以确定的非线性方程组,以及全局最优解不唯一等问题,发展了一种基于遗传算法/拟牛顿法的高效混合迭代算法。介绍了直升机各个模块动力学方程。其中在旋翼建模中,考虑实际飞行环境下桨叶的运动和操纵特性,以动态入流和叶素法为理论基础,建立了具有配平特性的旋翼气动力模型。基于直升机飞行仿真动力学模型,详细推导了前推/后拉的配平变量和约束方程。通过构造目标函数,将全机配平问题转化为优化问题。通过计算UH-60A直升机在前推/后拉的配平解,并与飞行测试数据进行比较验证。结果表明,前推配平结果与飞行数据有偏差,后拉配平结果与飞行数据吻合。旋翼非定常气动特性是引起总距和脚蹬配平计算误差的主要原因。建立的配平算法适用于直升机不同稳定飞行条件下的仿真。     

新型进化神经网络模型

目前的进化神经网络模型大多采用遗传算法进行网络进化设计.而研究表明,这种进化神经网络存在遗传编码、遗传操作及网络结构限制等很多问题;而采用进化规划是一种很好的途径.鉴于此,为了克服传统进化规划算法的不足,结合作者提出的快速免疫进化规划提出了一种网络连接权值及其拓扑结构同时进化优化的新型进化神经网络模型.最后,通过典型的异或分类问题(XOR)比较了该模型同BP神经网络及传统进化神经网络的计算性能,发现它不但计算精度好,而且计算效率高.      

广义回归神经网络在MC-CDMA多用户检测中的应用

在简要介绍了反传(BP)神经网络,径向基神经网络(RBFN),广义回归神经网络(GRNN)的基础上,可知GRNN与传统的基于反传(BP)算法的神经网络相比,有收敛速度快,鲁棒性强等优点,本文将广义回归神经网络(GRNN)技术援引到MC-CDMA多用户检测中,进行了误码率和收敛性的仿真计算,表明了GRNN在多用户检测应用中的优越性和有效性。     

航空制孔机器人末端垂直度智能调节方法

针对飞机蒙皮的机器人制孔中铆接孔的垂直度问题,提出了一种曲面法线测量的新方法,然后对钻头的姿态进行调整,保证钻头沿钻孔点的法线方向钻孔.该方法首先利用3个激光测距传感器测量出钻孔点周围3个特征点的坐标,然后求出已知的钻孔点处的切向量,通过叉积原理计算出钻孔点的法向量及其与钻头中心轴线的夹角,并将它们反馈到控制系统,最后控制系统利用定角度的二元角度调节法调节钻头的角度使其与钻孔点的法线重合.在航空制孔机器人平台上的实验及结果证明了这种钻头垂直度调节的高精度和高效性.     

基于神经网络和遗传算法的公差优化设计

针对产品制造中公差与成本之间高度非线性关系的特点,提出了一种综合神经网络与遗传算法进行公差优化的方法,该方法利用遗传算法在大范围解空间内采用概率搜索策略得到全局最优解且有较强鲁棒性的特点,以及神经网络解决高度非线性问题的优越性,首先利用神经网络对公差成本进行仿真,得到具有黑箱特点的公差成本函数关系;然后在公差分配中采用遗传算法,以总成本最小为目标函数,以满足装配公差要求和符合标准公差等级为约束条件进行优化;同时基于VC和Matlab开发了公差优化系统,以飞机舱门锁钩机构为对象进行了验证,并针对不同的公差成本及分配方法进行了对比.结果表明:采用神经网络与遗传算法综合分配的结果与传统方法相比具有较大的优越性.     

旋翼/平尾气动干扰对直升机配平特性的影响分析

旋翼/平尾气动干扰建模是直升机全机配平模型和飞行动力学模型的核心内容。常规全机配平模型主要通过旋翼下洗流或诱导速度等方式间接考虑旋翼对平尾的气动干扰作用,但未充分考虑旋翼对平尾非定常气动干扰产生的非线性气动载荷,因而仍难于准确体现旋翼/平尾气动干扰对全机配平特性的影响。为此本文基于非定常面元/黏性涡粒子法,通过在平尾面元中增加由旋翼和平尾尾迹时变干扰产生的非定常压力项,建立旋翼/平尾气动干扰模型,直接计算平尾非线性气动载荷,并耦合基于GA/LM混合优化的直升机全机配平方法,构建旋翼/平尾气动干扰作用下的直升机全机配平特性分析方法。通过计算UH-60A直升机的旋翼操纵量和机体姿态,并与试验测试值对比验证本文方法的准确性。通过与基于诱导速度考虑旋翼/平尾气动干扰的直升机配平结果比较表明,后者难于体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增现象,而本文方法能较好地体现直升机低速纵向操纵量和机体俯仰角突增,且与OH-6A、EH-101等试验测量的特性一致。研究不同平尾构型对旋翼/平尾气动干扰下直升机全机配平特性的影响,分析表明低平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,而高平尾则增加高速纵向操纵量;前置平尾产生较大的低速纵向操纵量突增,右旋直升机的右置平尾有利于减小低速纵向操纵量突增和机体俯仰角。      

直升机旋翼与机体间气动干扰风洞实验研究

介绍了由风洞实验得到的共轴式直升机在悬停和前飞时旋翼/机体气动干扰结果,并与单旋翼直升机进行了比较.旋翼对机体的干扰主要表现为:悬停时机体上产生垂向阻力和俯仰力矩;前飞时上述干扰减小,但机体的纵向和航向气动特性发生变化;分别增大水平尾翼面积和下旋翼桨距,旋翼对机体的干扰量增大;悬停时,机体对旋翼无明显影响,前飞时产生有利干扰.