倾转旋翼桨叶空气动力学/结构动力学多学科优化设计研究

采用了多学科设计优化方法, 根据涡流理论建立了倾转旋翼桨叶空气动力学分析模型, 利用CATIA, ANSYS和ADAMS等软件分析倾转旋翼桨叶结构动力学特性, 采用iSIGHT多学科设计优化软件集成空气动力学和结构动力学分析模型, 建立起倾转旋翼桨叶空气动力学/结构动力学多学科设计优化系统, 进行多学科设计优化研究.并以倾转旋翼机XV-15的桨叶为算例, 进行设计优化, 结果表明提出的倾转旋翼桨叶空气动力学/结构动力学多学科设计优化方法是可行和有效的.      

基于多体动力学的旋翼模型与气弹稳定性

针对无轴承等先进旋翼结构特点,建立了基于柔性多体系统动力学方法的旋翼气弹分析模型.旋翼各构件建模相互独立,便于组成不同构型旋翼,适合于新构型旋翼气弹分析.分析模型集成了适合于旋翼气弹分析的隐式大变形桨叶模型,构件动力学方程增加了铰链动力学方程,统一约束方程形式,改进了角运动约束方程,避免连续旋转引起的奇点问题.应用分析模型计算无铰式旋翼和无轴承旋翼的气弹稳定性,分析结构参数对旋翼气弹稳定性的影响.分析结果表明模型能准确计算结构弹性变形的耦合及非线性,提高旋翼气弹稳定性分析精度.      

基于角运动入流模型的旋翼俯仰状态气动响应计算

利用旋翼弯曲涡管理论模型,并计人涡核修正影响,发展了一个计算角运动对旋翼人流影响的分析方法,并通过该方法计算的旋翼人流分布与实验结果的对比,验证方法的有效性,然后计算了直升机在悬停和前飞时俯仰率对旋翼入流的影响.针对机动飞行时的尾迹畸变效应,对Pitt-Peters动态人流模型进行了增广,并建立了动态的尾迹畸变模型以考虑机动飞行时的尾迹滞后效应,推导了旋翼有角运动时的桨叶挥舞运动方程,并给出了旋翼的平衡分析模型.结合增广的人流模型、尾迹畸变模型、桨叶挥舞运动模型和旋翼平衡分析模型,建立了一个旋翼有角运动时的动态气动响应分析方法,并应用该方法分析了模型旋翼在机动俯仰状态下的旋翼动态挥舞响应和气动力响应.     

直升机桨叶气动外形多目标优化设计

基于自由尾迹方法建立了直升机桨叶空气动力学分析模型,应用人工神经网络方法建立代理模型,采用改进的多目标遗传算法构建了优化框架,对直升机的悬停和大速度前飞状态进行优化.以悬停效率、旋翼等效升阻比及桨叶叶素的最大阻力系数为约束,对两个飞行状态的需用功率进行优化,得到了Pareto最优解集.并以UH-60A直升机的桨叶为算例,对其外形进行优化设计,优化结果表明,提出的桨叶气动外形多目标优化框架是有效可行的.      

倾转旋翼气动优化设计

倾转旋翼的气动外形设计需要对其在直升机模式和飞机模式下的不同要求进行综合考虑,对其气动外形相关参数进行优化以使倾转旋翼同时具有较高的悬停效率和巡航效率。本文基于自由尾迹分析方法建立了倾转旋翼的气动特性分析模型,以悬停和巡航效率为目标函数,以桨叶弦长分布、预扭角分布、厚度分布及翼型分布位置和旋翼转速为设计变量,以旋翼功率和桨叶重量为约束,提出了倾转旋翼气动多目标协同优化策略,对桨叶气动外形进行了优化设计,优化后的旋翼具有更优的气动性能,表明所提出的优化方法是可行的。     

变转速旋翼气动特性分析及试验研究

直升机旋翼以固定不变的转速工作,仅能使有限状态的旋翼效率达到最优,而通过旋翼转速的变化,可以实现不同飞行状态下的旋翼效率最优.为了研究不同旋翼转速时的旋翼气动特性,首先建立了适合旋翼在低转速飞行情况下的气动特性分析模型,该模型包含了Leishman-Beddoes非定常动态失速模型与适合于低马赫数(Ma＜0.3)分析的Sheng失速修正模型;其次,在低速风洞2.5m旋翼模型试验台上试验研究了模型旋翼的悬停效率及前飞需用功率与旋翼转速之间的关系.试验与计算结果的对比表明:所建立的气动分析模型能够准确地计算旋翼在低转速情况下的气动特性;通过优化旋翼转速,增大了桨叶剖面迎角,提高了桨叶剖面的升阻比;并且当旋翼以最优转速旋转时,模型旋翼的悬停效率最大可以提高32％,前飞需用功率最大可以降低22％.     

电控旋翼气动特性建模与风洞试验验证

首先建立了带襟翼翼型的非定常气动力模型,继而基于Peters-He广义动态尾迹理论,考虑襟翼偏转对电控旋翼叶素环境的影响,建立了电控旋翼有限状态尾迹模型;进一步基于Theodorsen理论推导出电控旋翼桨叶挥舞响应与桨叶变距和襟翼操纵量的关系,综合以上建立了电控旋翼气动特性分析模型.以改进型电控旋翼试验系统为平台进行了风洞试验,测量了不同风速、不同襟翼操纵条件下的电控旋翼气动力、桨距、襟翼偏角及旋翼挥舞角的变化情况.理论计算结果与试验数据符合情况良好,验证了所建立的分析模型的正确性,并得出以下结论:旋翼转速一定时,桨叶变距与襟翼操纵基本呈线性关系;旋翼拉力随襟翼总距的增加而逐渐减小,襟翼总距较大时,其实际气动效率略有下降;前飞状态时,襟翼总距操纵会引起桨叶的纵向周期变距.      

转速优化旋翼的桨叶气动外形参数优化设计

为了获得转速优化旋翼桨叶的最优气动外形,采用自由尾迹方法计算旋翼入流,以叶素积分法计算桨叶气动力,建立了旋翼气动分析模型,为了保证计算精度及效率,旋翼配平计算采用了二次配平方法。首先分析了不同桨叶气动外形参数对旋翼性能的影响,再利用遗传算法,以悬停效率和前飞需用功率为目标,对转速优化旋翼桨叶的气动外形进行优化设计,得出了转速优化旋翼桨叶的最优气动外形方案。在最优方案的基础上,采用区间因子法分析桨叶外形参数变化对旋翼效率影响的敏感度,根据敏感度值验证了方案的最优性。最后根据设计的最优桨叶气动外形方案,研制了桨叶试验模型,进行了风洞吹风试验,试验结果表明最优桨叶气动外形能使转速优化旋翼的悬停与前飞性能指标达到理论预期值,从而验证了转速优化旋翼桨叶最优气动外形设计的有效性。     

复合材料参数化桨叶的动力学减振优化设计

为了进行桨叶动力学优化设计,建立面向工程设计的复合材料多闭室C型梁桨叶剖面参数化模型,实现了桨叶剖面气动外形、内部结构组件、复合材料铺层设计的参数化,并提出了一种保持C型梁纤维面积恒定的参数化设计方法.采用全局寻优能力较强的多种群遗传算法(MPGA),集成参数化设计模型与旋翼有限元气动弹性综合分析模型,通过桨叶各剖面结构组件的参数优化实现了旋翼动力学减振.算例给出了"海豚"直升机桨叶剖面特性实测值与参数化桨叶模型计算值的对比,整体误差不超过3%,并用该参数化模型对桨叶进行动力学减振优化,实现了旋翼加权优化振动载荷系数减小4.15%,经过优化后桨叶的配重位置更加分散,有利于缓解桨叶内部应力/应变突变;而且部分配重分配到桨尖,提高了旋翼的自转惯量,增加了旋翼自转下滑的安全性.     

前飞状态直升机旋翼/机体耦合动稳定性分析模型

建立了前飞状态的旋翼/机体耦合动稳定性分析模型。采用扩展的Pitt/Peters动力入流模型将悬停与前飞状态统一起来;提出了一种适用性很强的隐式多桨叶坐标转换方法,进而取消了量纲分析及桨叶定常挥舞、摆振的小角度假设,结合Floquet传递矩阵法对系统进行了动稳定性分析。应用此分析模型对无铰旋翼直升机地面共振、前飞时孤立旋翼动稳定性进行了计算验证,分析结果与试验值吻合。     

Aerodynamic/aeroacoustic variable-fidelity optimization of helicopter rotor based on hierarchical Kriging model

Rotor noise is one of the most important reasons for restricting helicopter development; hence, the optimization design of rotor blade considering aeroacoustic and aerodynamic performance at the same time has always been the focus of research attention. For complex rotor design problems with a large number of design variables, the efficiency of the traditional Kriging model needs to be improved. Thus, Hierarchical Kriging (HK) model is employed in this study for rotor optimization design. By using the validated RANS solver and acoustic method based on the FW–H_pds equation, an efficient aerodynamic/aeroacoustic optimization method for high-dimensional problem of rotors in hover based on HK model is developed. By using present HK model and new infill-sampling criteria, the number of design variables is increased from less than 20–53. Results of two analytical function test cases show that the HK model is efficient and accurate in calculation. Subsequently, the helicopter rotor blade is optimally designed for aerodynamic/aeroacoustic performance in hover based on the HK model with high dimensional design variables. The objective function is adopted to improve the rotational noise characteristics by reducing the absolute peak of the acoustic pressure. In addition, the constraints of thrust, hover efficiency, solidity, and airfoils thickness are strictly satisfied. Optimization results show that the Kriging model finds the objective of reducing the noise by 2.87 dB after 248 iterations while the HK model does it only after 164 iterations. The optimization efficiency of the HK model is significantly higher than that of the traditional Kriging model. In the case analyzed, the HK model saves 35% of the time used by the Kriging model.     

直升机旋翼对机身气动干扰的计算

基于旋翼自由尾迹模型和三维机身源面元模型，建立了一个全耦合的旋翼／机身气动干扰迭代计算方法。为正确模拟旋翼桨尖涡与机身表面间的大定常贴近干扰，采用了一个“分析数值匹配法”的“贴近涡／面干扰模型”。应用该计算方法，分别计算了旋翼干扰状态下的机身表面点的非定常压强分布和机身的非定常气动升力，俯仰力矩随前进比的变化，以及干扰前后的机身定常压强分布。计算表明，机身上由于旋翼的干扰引起的非定常气动载荷呈现出与旋翼相同的周期性。然后，对比了本“贴近涡面干扰模型”和先前“截断涡线模型”对干扰计算的影响，表明了前对计算结果的重要改进。     

航空变频电源下笼型感应电机矩形转子槽结构优化分析

当前大功率的航空发电机开始采用360~800Hz的变频输出方式,在航空变频电源的直接供电下,感应电机的性能受到频率变化最大的影响是在高频时起动转矩太低。针对笼型感应电机,采用解析计算的方法对矩形转子槽尺寸进行优化,在不改变稳态性能的条件下获得最大起动转矩。深槽尺寸的变化将影响集肤效应系数和槽漏感2个方面,二者对起动转矩的作用相反。通过综合2个方面的因素,建立起包含槽型尺寸和频率的动态转子参数模型,并采用该动态转子参数对传统的转矩公式进行调整,进而获得关于转子槽尺寸的起动力矩解析式,同时基于该解析式实现对起动力矩的优化。采用该解析方法对7.5kW感应电机进行深槽转子优化,并对航空变频电源驱动时的起动特性进行了仿真和样机实验,验证了该方法在矩形转子槽优化设计中的有效性。     

旋翼动态升力实验及理论分析

建立了计入动力入流的旋翼动载荷分析模型,在旋翼模型试验台上进行了悬停状态总距激振的铰接式旋翼动态升力实验研究,理论计算与试验吻合很好。分析表明,激振频率越小,动力入流对悬停状态旋翼动升力影响越大;静态总距越小,动力入流的影响也越大。     

涡轮转子径向变形稳健性优化设计

考虑到参数不确定性对转子径向变形的影响,提出了1种基于分布式协同响应面的涡轮转子径向变形稳健性优化方法。首先,利用Kriging模型建立各部件参数与径向变形响应面子模型,然后利用分布式协同响应面方法建立全局参数与转子径向变形的系统响应面模型。其次,利用系统响应面模型建立涡轮转子径向变形稳健性优化模型,并采用果蝇优化算法来进行稳健性优化求解。优化后涡轮转子径向变形的均值以及标准差比优化前分别降低了7.3%和4.97%,计算结果表明:该方法在工程应用中的可行性和有效性。     

不同粘弹减摆器连接形式下的旋翼系统气动弹性稳定性分析

建立了粘弹减摆器不同连接形式时的旋翼系统气动弹性稳定性分析模型。旋翼动力学模型考虑了非定常空气动力和桨叶挥舞/摆振运动的耦合。采用基于复模量的非线性VKS改进模型,建立叶间粘弹减摆器和普通连接粘弹减摆器的力矩方程。分别采用特征分析法及时域分析法计算了普通连接形式和叶间连接形式的直升机旋翼系统的动稳定性。通过对工程实例的分析计算,得出了一些有意义的结论。     

基于模拟退火算法与响应面模型的三维气动优化设计方法

提出了一套适用于高耗时三维气动设计问题的优化设计体系.其主要思想是采用改进拉丁超立方体试验设计选取样本点,应用自行开发的三维粘性流场求解程序进行流场计算建立数据库,采用二次响应面方法建立近似模型,再应用高效模拟退火算法进行全局寻优.以NASA rotor57为对象,在详细进行流场计算基础上采用所提出的优化体系对其进行了三维积叠优化设计.在对流量、效率加以严格约束的条件下,总压比可提高1.8%,对流场结构进行了分析.优化结果表明本优化方法省时,适于三维气动设计的特点.     

涡轮转子径向变形多目标协同稳健性优化

考虑到涡轮转子径向变形对涡轮叶尖径向间隙以及篦齿径向封严间隙的影响,提出涡轮转子径向变形多目标协同稳健性优化方法。利用基于Kriging模型的分布式协同响应面法(DCRSM)分别建立涡轮转子和涡轮篦齿的参数与径向变形间的响应面模型,并求解单目标下的稳健最优解。采用理想点法建立涡轮转子和篦齿径向变形多目标协同稳健性优化模型,并进行多目标协同稳健性优化求解。优化结果显示:提出的多目标协同稳健性优化方法与单目标稳健性优化方法相比涡轮转子和篦齿径向变形量的标准差分别降低了2.6%和4.9%。提出的方法为涡轮转子参数设定提供一定的参考。      

耦合高效配平策略的旋翼气动特性分析方法

建立了一个耦合高效配平策略和计算流体力学（CFD）技术的旋翼气动特性分析方法.采用CFD求解器进行雅克比矩阵和旋翼流场的计算，建立了一个包含直接配平法的旋翼气动特性分析平台；引入差量法思想对配平策略进行简化，发展了一种差量配平法，解决了直接配平法中雅克比矩阵计算效率低下的问题，显著缩短了计算时间.旋翼流场求解中控制方程采用Navier-Stokes方程，空间离散格式选取2阶迎风Roe格式，时间推进采用隐式lower-upper symmetric Gauss-Seidel (LU-SGS)格式，湍流模型为Baldwin-Lomax (B-L)模型.分别采用建立的基于直接配平方法和差量配平方法的气动特性分析平台对AH-1G和Helishape 7A直升机的旋翼进行了配平计算和研究，对比分析了两种配平方法的计算效率和精度及背景网格的网格量对配平结果的影响.结果表明:与直接配平法相比，耦合差量配平法的气动特性分析方法计算圈数更少，可节省至少60%的计算时间；使用疏化的背景网格虽然不利于捕捉流场细节，但是可以在兼顾配平结果准确性的同时，降低配平计算代价，提高旋翼配平和流场计算的效率.