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.      

复杂三维外形对桨叶动特性影响分析研究

具有前突后掠、下反的复杂三维外形桨叶先进布局是未来直升机旋翼技术发展的重要方向,准确预测与分析前突后掠带下反桨叶动力学特性是桨叶结构设计和调频优化的基础。基于Hamilton原理建立了一套计及前突后掠、下反的桨叶结构动力学模型,利用UH-60风洞试验数据验证了计算方法的有效性,针对动特性影响因素如后掠角、前突后掠角、下反角和转速等方面进行了剖析,并揭示了桨叶结构耦合效应和影响机理。研究表明,后掠角会引起挥舞扭转负耦合效应,扭转频率随后掠角增加而减小;下反角会引起摆振扭转的正耦合效应,扭转频率随下反角增加而增加;与纯后掠桨叶相比,前突后掠桨叶随着前掠角的增加,扭转频率增加并减缓后掠角导致的负耦合作用,可为后续桨叶结构优化和气动设计奠定技术基础。     

带气弹稳定性约束的复合材料浆叶减振优化设计

研究以降低直升机旋翼激振力为目标的复合材料桨叶结构动力学减振优化设计 ,分析了桨叶结构特性及桨尖后掠角等参数对N次 /转旋翼桨毂振动载荷的影响。在建立的桨叶二维结构特性有限元分析方程中 ,计入了桨叶剖面翘曲变形的影响 ,并利用哈密尔顿原理推导了旋翼桨叶的一维非线性运动微分方程。以桨毂交变载荷为目标函数 ,直接以复合材料桨叶典型剖面构造节点数据、铺层设计参数和桨尖后掠角等为设计变量 ,引入桨叶挥舞惯量、固有频率和气弹稳定性约束 ,进行旋翼的动力学优化设计 ,并结合 3片桨叶旋翼的设计进行了算例分析 ,优化结果使 3次/转的桨毂载荷降低了 2 4 .9%～ 33%。     

用于直升机振动控制的主动调谐式吸振器研究

振动问题是直升机设计中的难题,会导致机体结构疲劳、舒适性降低和高噪声等问题。通常的单桨叶控制方案由于受压电驱动器机电性能的限制而难以实现。智能弹簧是一种采用单桨叶控制原理的主动调谐式吸振器,它通过压电驱动器自适应控制桨叶根部的结构阻抗,达到振动控制目的。建立了智能弹簧的简化模型,对其谐波响应控制特性进行研究;采用频率分析和数字信号合成技术产生参考信号,在DSP平台上设计自适应陷波算法对智能弹簧驱动器组件进行控制;模拟和风洞实验结果均表明智能弹簧能够在较宽频率范围内对桨叶的谐波响应进行有效控制,验证了通过主动阻抗控制实现直升机桨叶振动控制的可行性。     

面向设计的复合材料旋翼桨叶动力优化设计

提出一种面向设计的复合材料旋翼桨叶结构动力优化方法。采用典型剖面设计、变量连接、铺层变量连续化等方法,有效地处理了剖面内部形状、复合材料铺层、配重质量３类设计变量。在动力分析模型中考虑了剖面翘曲、耦合变形和陀螺力的影响,由三级数值计算模式实现固有频率灵敏度分析。约束条件包括了固有频率、结构重量、自转惯量等设计要求,优化求解采用基于序列二次规划的算法。上述方法真实反映了桨叶结构特征和实际工程设计要求。     

旋翼桨叶气动外形设计

旋翼桨叶气动外形设计的目的主要是使旋翼的气动特性满足直升机的设计和使用要求,本文针对直升机旋翼桨叶气动外形设计中的有关问题,介绍了桨叶气动外形设计的设计方法,设计参数主要包括桨叶的弦长、扭转角、翼型选择和配置以及桨尖形状,并以某型直升机旋翼桨叶为例,介绍了旋翼桨叶气动外形的设计。     

无人直升机旋翼桨叶设计及动力学特性分析

复合材料在桨叶上广泛应用的同时使桨叶的受力、刚度特性比传统的桨叶更为复杂。为了降低桨叶工作时动应力和旋翼的振动水平,有必要对旋翼桨叶进行动力学特性分析。对旋翼总体参数及桨叶气动参数进行设计,采用CFD 方法对旋翼悬停状态进行气动特性分析,将桨叶三维非线性弹性模型分解为二维线性剖面模型和一维非线性梁模型进行动力学特性分析。结果表明：该旋翼能够成功拉起230 kg 级无人直升机,悬停效率大于0.65,工作转速下桨叶的固有频率与8 阶以下的气动激振力频率保持一定的范围,避开了转速共振区,满足桨叶动力学设计要求。     

平流层飞艇三叶螺旋桨结构优化方法

为实现螺旋桨轻质量和高固有频率之间的权衡设计，发展了1种桨叶对称削层结构的分区优化方法。为拓宽其高效率的速度和高度范围，应采用变桨距技术，需要设计圆柱形桨叶根部。该桨叶与不同桨距角的桨毂组合装配，可实现人工变桨距，在地面试验中达到高空转速。该螺旋桨采用组合分体式桨毂布局、桨叶内部填充泡沫和碳纤维混合结构，基于NSGA-Ⅱ（non-dominated sorting genetic algorithm），完成了支座固支的桨叶铺层参数优化，得到桨叶质量和频率的Pareto解集，在±10%频率安全裕度外选取最优铺层方案，并与实物测试值对比，结果表明：桨叶质量相对误差2.09%；支座固支的单桨叶频率相对误差9.30%；桨毂固支的组合体频率相对误差2.76%，避开了工作转速共振区间，证明该结构优化方法是合理有效的。     

某直升机旋翼采用4片桨叶与5片桨叶的动力学对比分析

旋翼设计包括桨毂构型、旋翼桨叶片数、旋翼直径、旋翼实度、翼型剖面等一系列影响直升机性能的因素。而旋翼桨叶片数的选择,对轻型和中型直升机来讲,4片桨叶旋翼和5片桨叶旋翼具有典型意义。某直升机是5吨级的直升机,在某直升机先期方案中,旋翼设计为4片桨叶,在某直升机旋翼的对法合作中,法方提出将4片桨叶改为5片桨叶。为此,在签订某直升机旋翼对法合作的合同之前,我们对某直升机采用4片桨叶与5片桨叶的动力学性能进行了比较和分析,并得出明确的结论。     

大型复合材料桨叶根部段抗疲劳设计研究

作为直升机的关键动部件,桨叶的抗疲劳设计技术是提高桨叶安全寿命,降低桨叶使用成本的关键。对于复合材料桨叶,特别是大型复合材料桨叶的桨根段疲劳特性的影响因素较多,关系也复杂。以本文从材料选择、总体构型、结构细节设计等方面介绍了大型复合材料桨叶根部段抗疲劳设计的思路、方法与措施,并简要描述了其试验结果。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。