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直升机旋翼桨叶剖面结构设计是研究旋翼动力学设计的基础。提出一种联合拓扑优化和形状优化的 两级优化设计方法,可用于桨叶剖面结构的设计。第一级优化以变密度法(SIMP)作为拓扑优化的材料插值方 法,以桨叶体积最小化为设计目标,约束桨叶节点位移和应力,建立桨叶的拓扑优化求解模型;第二级优化以重 构的桨叶模型为基础开展形状优化,降低局部应力集中以及找到合理的边界节点位置。对优化后的模型进行 有限元分析,结果表明:通过拓扑优化和形状优化的两级优化,能够得到满足强度和稳定性要求的结构布局,为 桨叶结构设计提供指导方案。 相似文献
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直升机后缘襟翼多采用压电驱动器作为驱动元件,但是在使用过程中压电驱动器迟滞会对其振动控制性能产生不利影响,因此针对压电驱动器迟滞开展了迟滞建模与抑制研究。通过实验研究了压电驱动器在不同驱动频率下的迟滞特性,采用Bouc-Wen模型对驱动器迟滞现象进行了建模,并采用粒子群算法(PSO)辨识模型参数,与实际测量迟滞曲线进行了对比,在10~60 Hz范围内所建立的迟滞模型能够较为精确地描述压电驱动器迟滞现象。建立了基于Bouc-Wen逆模型的前馈补偿控制与PID反馈控制相结合的复合控制策略,实验结果显示该控制策略能够在10~60 Hz较宽的频率范围内有效抑制该压电驱动器迟滞现象。建立了考虑驱动器迟滞的主动控制后缘襟翼振动控制动力学模型,并对中等速度稳态前飞条件下后缘襟翼振动控制性能进行了仿真,仿真结果显示驱动器迟滞会在一定程度上削弱振动控制性能,而采用复合控制可以提高后缘襟翼旋翼振动控制性能。 相似文献
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基于Navier-Stokes方程开展了不同气动布局参数下的涵道风扇非定常气动特性数值模拟研究。首先,结合滑移网格方法建立了适用于涵道风扇流场求解的数值模拟方法,并基于NASA涵道风扇试验模型开展了气动性能计算验证。随后,基于所建立的CFD方法开展了涵道风扇气动布局参数对其气动特性的影响研究,揭示了悬停状态下桨尖间隙和桨盘/涵道轴向相对位置对涵道风扇流场与气动性能的影响规律。结果表明:较大的桨尖间隙对桨尖涡的抑制作用减弱,导致涵道风扇的气动性能大幅降低,同时,桨尖涡强度的增加极大地改变了桨叶尖部的压强分布;当桨盘由基准位置向涵道出口方向移动时,涵道内的诱导速度分布发生改变,涵道唇口处气流速度降低,唇口的负压峰值下降,导致涵道拉力减小,当桨盘位置由基准位置向涵道入口移动时,桨尖涡的卷起对唇口处流动的影响加剧,导致涵道拉力明显降低。 相似文献
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针对直升机飞行力学建模问题,分别基于模型缝合及模糊逼近提出了两种线性变参数(LPV)建模方法。在模型缝合方法中,基于经过滤波加权的飞行速度进行气动导数和操纵导数的插值,完成气动力的实时计算,结合非线性欧拉运动方程完成LPV模型的建立。在模型逼近方法中,建立了基于T-S模糊模型的非线性状态空间逼近模型,采用anfis结构完成了模糊模型训练。利用UH-60直升机非线性模型生成了不同飞行速度的线性状态空间模型,并分别通过两种方法建立了两套LPV模型。最后,基于频率响应和泰尔不等系数对典型LPV建模参数对模型精度的影响特性进行了分析。 相似文献
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针对共轴刚性旋翼干扰下直升机开展了机体外形对流场影响的数值模拟研究。首先,基于动量源模型和雷诺平均N-S方程的数值模拟方法,进行了孤立共轴旋翼下方诱导速度分布和ROBIN机身压强分布的验证计算。然后,对孤立机体以及有双旋翼干扰的原机体进行数值模拟,比较了有无旋翼干扰的机体流场。最后,分析了机头外形、垂尾方向、平尾及垂尾大小对流场的影响。结果表明:高速前飞状态下,有旋翼干扰的机体阻力小于孤立机体的阻力;旋翼下洗流场对机头压力分布几乎没有影响,但对尾翼附近流场有影响;机头采用适当曲率能够减小阻力,垂尾朝向处流场更紊乱;垂尾、平尾越大,其影响区域越大、阻力越大。 相似文献
扇翼飞行器是一种新概念新原理飞行器,尤其是其具有独特空气动力学原理。扇翼能够同时产生升力和推力,为了进一步改善扇翼的气动特性,在不改变扇翼基本几何参数的前提下,沿机身纵向布置前后2个扇翼,组成了纵列式双扇翼飞行器。通过数值模拟的方法,计算了前后扇翼间距、高度和安装角变化时的扇翼升力和推力值,分析了前后扇翼气动特性相互影响的规律。此外还设计了纵列式双扇翼的风洞试验模型,将获得的风洞试验结果与数值计算结果进行了初步的对比验证。结果表明,在一定前后扇翼间距、高度和安装角下,纵列式双扇翼的气动力相比单个扇翼更具优势。因此,纵列式双扇翼布局的飞行器具有很好的发展前景和应用优势。 相似文献
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建立了基于直升机舰面起降动态仿真的风限图(WOD)计算方法,综合计入舰船尾流、直升机运动和驾驶员操控等多因素的作用提升风限图计算的准确度。基于耦合舰船非定常尾流的飞行动力学模型,发展了适于直升机多轴协同操控的驾驶员模型,建立了舰面起降轨迹的数学描述和生成方法,形成计入舰船尾流、直升机运动和驾驶员操控等多因素综合作用的直升机舰面起降动态仿真方法。在此基础上,总结风限图计算判据,建立风限图计算方法。计算结果表明,某些风况下直升机在舰面起飞和降落过程中受到舰船尾流的干扰远大于在甲板上方悬停时受到的作用。本文方法能够捕捉到不同起降点和起降方式导致舰船尾流时空变化的干扰,与传统计算方法相比,显著提升了风限图计算的准确度。 相似文献
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直升机的振动问题与加工制造技术紧密相关,降低制造误差可有效减小直升机的振动。为了分析直升机旋翼系统的几何回转精度,基于小位移旋量对零部件装配路径上的关键公差进行建模,通过齐次坐标变换方法对闭环链路上的误差传递进行分析,得到旋翼系统几何回转精度模型;在此基础上,与蒙特卡洛仿真相结合,对旋翼系统的实例模型进行分析。结果表明:旋翼桨叶根部在空间内的变动范围近似呈椭球形变化,在旋转过程中存在复杂的波动情况,桨叶根部在桨盘平面内的径向波动误差约为 0.58%,在垂直桨盘平面方向的波动相对较大,约为 0.89%。 相似文献
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为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理,基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU?SGS隐式格式和Roe?MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法.首先,基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态下的气动特性进行模拟,计算结果与试验数据吻合良好,验证了数值模拟方法的准确性.然... 相似文献