飞行器翼面颤振模型设计可行性分析

颤振模型设计是动力学反问题 ,其数学实质即广义特征值问题的反演。从反演可解性的基本理论出发 ,以某型号飞机高、低速颤振模型结构设计为背景 ,提出了模型结构设计必须遵循的准则。为减少模型结构设计的盲目性 ,提供了一个实用而有效的工具 ,并以具体的数值例子 ,说明了这个设计准则的实际应用。     

基于遗传算法的旋翼翼型综合气动优化设计

结合直升机飞行特性及旋翼工作气动环境,提出了适用于中型运输直升机旋翼翼型优化设计的目标函数及约束条件.在此基础上采用遗传算法,以"黑鹰"(UH-60A)直升机旋翼翼型SC1095为基础翼型,进行多目标、多状态以及多约束条件下的旋翼翼型优化设计.优化翼型同SC1095翼型相比弯度稍大,最大厚度略有增加.结果表明:优化翼型气动力特性在满足约束条件的情况下,零升力矩系数减小了57.2%,最大升力系数增加了3.7%,阻力系数减小了7.5%.同时,非定常动态失速状态下的气动特性也有一定的改善,阻力系数和力矩系数的发散范围均有明显的减小.此外,悬停状态计算结果表明:采用优化翼型构成的旋翼与SC1095旋翼相比,具有更高的悬停效率及更低的力矩系数.      

倾转旋翼典型飞行状态气动特性的CFD分析

针对倾转旋翼特有的悬停、巡航、过渡3种飞行模式,基于CFD方法分别对倾转旋翼的上述3种典型飞行状态进行了数值模拟.首先,基于运动嵌套网格思想建立了适合倾转旋翼运动模拟的多层运动嵌套网格系统.然后,基于RANS(Reynolds averaged Navier-Stokes)方程建立了适用于非定常流场分析的CFD模拟方法.为了提高整个流场的计算效率,时间推进采用高效的隐式LU-SGS(lower upper symmetric Gauss Seidel)方法,并运用SPMD(single program multiple data)并行计算模式.最后,采用所建立的网格生成方法和流场求解器,进行了不同飞行状态下的倾转旋翼气动特性数值分析,验证了建立CFD方法的有效性并得出了多种飞行状态下的气动特性.结果表明:悬停状态下倾转旋翼相对于直升机旋翼有更加明显的下洗流影响区域.巡航状态两旋翼中心间距为2.5R时,倾转旋翼之间存在明显的气动干扰.过渡状态下,倾转旋翼提供的拉力在倾转角为45°前下降较快,且在倾转角较小时,倾转旋翼桨叶表面拉力分布仍能表现出直升机旋翼的特性.      

四旋翼无人机风场扰动轨迹控制器设计

针对四旋翼无人机飞行时受风场扰动影响大的问题,以及在任务场景中对期望姿态角有约束的要求,提出了一种具有输出指令限制的自适应滑模位置控制器,将位置控制器指令转换成为期望姿态指令后,能够保证所生成的期望姿态有界,且能够有效抑制风场扰动对轨迹跟踪的影响.针对旋转矩阵形式表示的期望姿态指令,设计了一种SO(3)滑模姿态跟踪控制器,并分别用Lyapunov稳定性理论进行了分析,得到了全局稳定性的结论.最后进行了无人机在风场中盘旋爬升飞行的仿真,结果表明控制器具有较好的轨迹跟踪性能.     

基于终端滑模控制的四旋翼无人机编队控制

本文以四旋翼无人机为研究对象,基于终端滑模控制技术,实现了四旋翼无人机系统的编队飞行控制。在构建四旋翼无人机数学模型的基础上,为每架四旋翼无人机设计了广义误差状态,基于广义误差状态提出编队控制目标。为实现编队控制目标,设计了基于终端滑模控制的编队控制器,最终所有四旋翼无人机的广义误差状态收敛到零时即实现期望的编队队形,进一步结合有限时间稳定性理论给出了上述编队控制器有限时间稳定性证明。最后用一个仿真实例验证了所提出算法的有效性,并将本文提出的控制器与基于线性滑模控制的控制器进行对比,实验证明所提出的控制算法具有更好的编队控制效果。     

直升机前飞旋翼桨尖涡定常质量射流控制计算

针对直升机前飞状态开展了旋翼非定常桨尖涡的模拟,采用定常桨尖空气质量射流(TAMI)控制方式对旋翼桨尖涡进行了控制。建立了一个适用于前飞旋翼桨尖涡高精度捕捉和质量射流控制模拟的数值方法,在该方法中,采用有限体积法进行空间离散,应用5阶Roe-WENO(weighted essentially non-oscillatory)格式进行流场重构及控制面对流通量计算;采用双时间方法进行时间推进,伪时间步上应用隐式LU-SGS(lower upper symmetric Gauss-Seidal)格式;引入射流边界条件对质量射流进行模拟;采用运动嵌套网格方法对前飞旋翼桨尖的挥舞运动进行模拟,并对桨叶网格和背景网格进行针对性加密。基于所建立的方法对前飞状态旋翼非定常桨尖涡及其质量射流控制进行了模拟,计算结果表明:前飞状态下旋翼桨尖涡存在较大的前后差异,桨盘前侧的桨尖涡涡核强度远小于桨盘后侧;桨盘前侧旋翼桨尖涡的涡核强度很难由定常质量射流控制来减弱,而桨盘后侧的旋翼桨尖涡则可以通过定常质量射流得到有效控制。     

载人多旋翼飞行器动力单元选型方法研究

载人多旋翼飞行器具有结构尺寸大、载荷需求大、可选用的旋翼大小不等且数目不定的特点,快速确定此类飞行器的动力单元具有较强的工程实用性。以设计一款单人多旋翼飞行器为例,搜集品牌官网推荐的百余组匹配方案数据,采用穷举法计算并获得九组性能参数之间的关系;在此基础上,建立旋翼及等效电路模型,针对 22 款优选电机的最大工作电压,采用优化法计算可匹配的最大旋翼尺寸及需用旋翼个数。结果表明：优化选型所得方案更精准高效,该方法可用于快速获得大质量效率、高续航、低成本的动力单元方案。     

倾转旋翼机连续倾转过渡状态数值模拟

倾转旋翼机在倾转过渡过程中气动构型不断变化,气动特性具有强非线性的特点。针对倾转旋翼机复杂的连续倾转过渡状态,基于运动嵌套网格和局部坐标系理论建立一套适合于模拟倾转旋翼机连续倾转过渡状态的网格系统,并采用 RANS 方程建立适合于强非线性气动特性的非定常流场分析的 CFD 方法;采用该方法模拟某型倾转旋翼机从直升机模式到固定翼模式的连续倾转过渡状态的气动特性。结果表明：对于不同的倾转过渡时间,旋翼和机体气动特性随旋翼倾转角增加变化趋势基本一致;随着旋翼倾转角增加,机体升力系数先增大后减小,在旋翼倾转角 40°附近达到最大,相比初始状态及平飞状态增大约 30%;随着旋翼倾转角、总距角及前飞速度线性增大,旋翼拉力系数及其垂向分量逐渐减小;旋翼倾转角和前飞速度线性增大,采用合适的总距角非线性变化曲线,倾转旋翼机总升力可以保持在目标值附近。     

基于精确参数化定义的复合材料桨叶剖面 扭转刚度计算

在系统地对桨叶结构设计流程、结构分析计算方法进行研究的基础上,通过对桨叶组件参数化定义及桨叶铺层三维几何建模方法的扩展,自动获得各桨叶剖面相关组件的几何和材料信息,并基于闭口薄壁梁理论,给出了复合材料桨叶剖面扭转刚度的高效计算方法.该方法一方面充分考虑了复合材料蒙皮铺层的复杂结构以及梁、肋等组件的细节几何模型,避免了三维几何模型简化误差;另一方面,提出了铺层块、等效厚度以及长厚比概念,并采用解析表达,将模型几何解构完全集成于桨叶设计过程自动完成,十分便于工程应用.实例验证表明:提出的方法能够快速、可靠地完成桨叶剖面扭转刚度计算,显著提高设计分析效率.      

旋翼性能与动力学试验技术的现状及发展

介绍了国内旋翼性能试验与动力学试验技术的进展,对影响旋翼性能试验的一些因素进行初步探讨,并分析了国外旋翼动力学试验的进展,对我国旋翼试验的研究发展具有一定指导意义.