惯性坐标系下的旋翼气弹稳定性建模

为了较好地描述直升机铰接式、无铰式及无轴承式旋翼的动力学特性,本文根据Hamilton原理。采用中等变形粱理论,用Chopra的15自由度有限元梁元进行离散,并将挥舞、摆振和变距铰运动作为广义坐标,采用二维准定常气动力模型,直接在惯性坐标系下,建立了旋翼气弹分析的动力学模型,并用Pitt—Peters动态入流模型计入动态入流对稳定性的影响。本文基于惯性坐标系的旋翼气弹建模方法简化了建模,方便地嵌入了动态入流模型。通过与Princeton粱实验数据、ITR旋翼试验数据和直升机分析软件UMARC的计算值的对比,验证了本气弹分析模型的正确性,指出误差来源于气动模型。     

自由涡数值计算的参数影响分析

介绍了自由涡方法中多个参数的影响,包括桨叶离散段数、有弯度翼型的涡网格密度、尾迹的长度.从桨叶根部到桨尖采用分区离散,内段区域离散稀疏,桨尖区域离散细密,根部区域的离散密度对计算结果影响不大,桨尖区域的离散密度对计算结果影响较大;采用涡网格模拟有弯度的翼型,涡网格的密度对计算结果有较大影响,但密度过大对于计算精度提高影响不大.悬停和小速度前飞状态,取9圈自由涡尾迹就能够得到较好的计算结果,爬升和大速度前飞状态下,取7圈自由涡就能够得到足够的计算精度.在上述参数中,自由涡圈数对计算时间的影响最大.      

悬停状态下直升机旋翼水滴撞击特性研究

介绍了直升机在悬停状态下,求解旋翼水滴撞击特性的数值方法.该方法根据直升机悬停状态下的准定常特性,对旋翼运动模型进行简化,并在对绕桨叶运动的气流场计算的基础上,采用有限差分方法求解水滴运动方程,得到水滴运动轨迹.进而,确定了水滴对旋翼表面的撞击特性参数,为旋翼防冰系统设计提供条件.最后,对NACA0012翼型的水滴撞击特性进行分析.      

复合材料转动壳体动力特性分析

根据转动壳体的动力学方程,在利用DMAP对大型有限元软件MSC/NASTRAN二次开发的基础上,采用有限元方法对复合材料层合壳体转动状态下的动力特性进行了研究,分析了科氏力、离心力和横向剪力对固有频率的影响,并与实验结果进行了比较.结果显示由于科氏力的作用,即使在动坐标系下,层合壳体也会出现频率不等的前后行波,横向剪力使壳体的固有频率降低,且随着壳体厚径比的增加其影响显著增加.      

飞轮和控制力矩陀螺高速转子的涡动特性研究

执行机构的高速转子在旋转过程中所造成的高频抖动,将对卫星的姿态控制精度和稳定度造成一定的影响。通过建立飞轮和控制力矩陀螺高速转子的动力学模型,分析转子的涡动特性,并通过振动测试试验验证了相关的理论分析结果。     

基于GRNN网络和遗传算法的旋翼动平衡调整

针对传统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,提出一种结合广义回归神经网络GRNN(General Regression Neural Network)和遗传算法的旋翼调整方法,采用GRNN建立旋翼动平衡调整模型,以桨叶调整参数作为GRNN输入,以旋翼转轴3个方向的加速度测量值和机身3个方向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之间的模型.以直升机振动作为目标函数,采用改进的遗传算法对桨叶调整参数进行寻优,获得直升机振动最小时的桨叶的调整量.飞行实验表明,通过1到2次飞行调整,可使3个方向机身振动(旋翼的一阶振动)为最小,完成旋翼的动平衡调整.      

共轴刚性旋翼气动干扰数值计算方法

建立了一个适用于共轴刚性旋翼气动特性分析的数值模拟方法。该方法采用任意拉格朗日欧拉方法(Arbitrary Lagrange Euler,ALE)描述的可压缩Navier-Stokes(N-S)方程求解流场,采用低数值耗散的Roe格式进行空间离散;使用多重嵌套网格方法以模拟双旋翼的运动。针对共轴刚性旋翼配平,引入"差量修正"策略解决了传统配平中雅克比矩阵计算复杂的问题。首先,对Harrington-2共轴双旋翼的悬停气动性能进行了计算,然后,对某2 m直径共轴双旋翼的悬停及前飞状态进行了计算,并与试验值进行了对比。结果表明:在典型状态下拉力系数的计算结果与试验值误差在3%以内,扭矩系数的计算结果与试验值误差基本在5%以内;所采用的数值计算方法对旋翼涡尾迹特征具有较高的捕捉精度,可以有效模拟共轴刚性旋翼悬停和小速度前飞下的复杂流场及其细节特征。     

针对旋翼流场模拟的自适应网格算法

针对基于格心格式求解器的旋翼流场模拟,提出了相应的自适应笛卡尔网格的数据存储结构及自适应算法。给出了相应的单元处理策略,简化了对自适应笛卡尔网格的处理;对于频繁的自适应加密过程中产生的大量重复点,采用了高效的交替数字树算法(Alternating digital tree,ADT)予以删除;对于自适应疏化过程中产生的大量无用点,提出了标记-删除-移动(Mark,delete,move,MDM)算法予以快速地删除,减少了不必要的计算资源消耗。对CaradonnaTung旋翼在不同悬停状态下进行了模拟验证,对比了压力分布系数与桨尖涡位置。之后对HELISHAPE 7A旋翼在前飞情况下进行了模拟验证,计算值与实验值吻合。此外,求解器对桨尖涡的捕捉效果得到了明显的提高,表明本文方法具有良好的有效性与鲁棒性。     

四旋翼倾转飞行器操纵冗余设计

建立了四旋翼倾转飞行器旋翼、机翼、机身的非线性气动模型和飞行动力学模型,并在Matlab/Simulink环境下搭建了仿真模型,根据仿真模型计算各个操纵面的操纵效率,确定了不同状态下各个通道需要用到的操纵方式,结合飞行动力学模型和操纵方式,在纵向通道上进行了全包线的配平计算,表明了操纵策略的可行性。     

基于合成射流的旋翼翼型动态失速控制研究

针对直升机旋翼工作环境下来流速度和迎角(Angle of attack,AoA)耦合引起的动态失速问题,建立了基于合成射流的旋翼动态失速控制的数值模拟方法。采用运动嵌套网格方法,通过对翼型的平移和旋转实现变来流速度-变迎角的耦合。以积分形式的雷诺平均N-S方程为主控方程,空间离散使用Roe格式,时间离散为隐式LU-SGS方法,以OA209翼型为研究对象,在翼型上表面放置合成射流激振器,开展了射流位置、动量系数、无量纲频率以及偏角等参数对轻度失速、深度失速下翼型动态失速控制的研究。研究发现,轻度失速下,射流位置靠近气流分离点时(20%c附近,c为翼型弦长),对逆压梯度引起的轻度失速控制效果最佳。深度失速下气流分离点虽在5%c之前,但射流位于前缘分离泡后端(10%c附近)时控制效果较好。大迎角需要较大的动量系数才能有效控制。射流频率对涡结构的尺寸和数量会产生一定影响,能改变气动特性波动幅度。较小的射流偏角对轻度失速的控制更有效,而深度失速则需要较大的偏角。