检索结果-内蒙古大学图书馆

振动与冲击 2021年第4期40卷 17-22页

作者：余智豪周云宋彬中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室江西景德镇333001

针对大前进比变转速旋翼气弹动力学问题开展分析研究。基于Hamilton原理以及中等变形梁理论建立旋翼动力学方程,并针对大反流区气动力计算方法和大前进旋翼气弹配平计算方法进行修正,集成考虑大前进比的旋翼气弹计算模型。在旋翼动力学... 详细信息

针对大前进比变转速旋翼气弹动力学问题开展分析研究。基于Hamilton原理以及中等变形梁理论建立旋翼动力学方程,并针对大反流区气动力计算方法和大前进旋翼气弹配平计算方法进行修正,集成考虑大前进比的旋翼气弹计算模型。在旋翼动力学模型的验证基础上,开展大前进比下变转速旋翼气弹动力学计算分析。通过计算桨叶剖面气动和结构载荷表明:随着前进比增加,反流区内桨叶剖面出现周期交变的脉冲式法向力和气动力矩;桨叶挥舞、摆振弯矩随转速降低而增加,且在接近共振转速频率时挥舞和摆振弯矩明显增加。提取桨叶结构载荷中的气动部分,表明脉冲气动力会带来显著的气动部分变化。

关键词：直升机旋翼变转速大前进比振动载荷

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高阶谐波控制算法减振应用中作动器饱和问题研究

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振动与冲击 2021年第12期40卷 227-231,264页

作者：张仕明周云胡和平直升机旋翼动力学重点实验室中国直升机设计研究所江西景德镇333000

主动控制旋翼可用于减振、降噪、性能提升等,被称为下一代旋翼。经典的频域HHC算法常受限于作动器性能饱和,极大的降低了控制性能。在基于1-范数约束的二次规划(QP)法的基础上,提出了一种迭代-QP算法,进一步减小了控制信号的保守,提升... 详细信息

主动控制旋翼可用于减振、降噪、性能提升等,被称为下一代旋翼。经典的频域HHC算法常受限于作动器性能饱和,极大的降低了控制性能。在基于1-范数约束的二次规划(QP)法的基础上,提出了一种迭代-QP算法,进一步减小了控制信号的保守,提升了控制性能。采用一副装有主动控制后缘襟翼(ACF)旋翼的线性模型进行仿真,并与缩放、截断、自动权重、序列二次规划、1-范数-QP法进行比较,展现了迭代-QP法处理HHC中作动器饱和问题的优越性。

关键词：旋翼主动控制后缘襟翼减振饱和

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考虑输入饱和的直升机机动飞行LPV控制

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系统工程与电子技术 2022年第2期44卷 637-643页

作者：李硕张绍杰严鹏张涵鲁可南京航空航天大学自动化学院江苏南京211106 中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室江西景德镇333001

针对直升机机动飞行过程中存在的输入饱和问题,提出了一种基于参数依赖Lyapunov的状态反馈控制方法。首先根据直升机非线性模型建立纵向线性变参数(linear parameter varying,LPV)模型,并采用逆仿真数值分析方法对悬停机动科目进行轨迹... 详细信息

针对直升机机动飞行过程中存在的输入饱和问题,提出了一种基于参数依赖Lyapunov的状态反馈控制方法。首先根据直升机非线性模型建立纵向线性变参数(linear parameter varying,LPV)模型,并采用逆仿真数值分析方法对悬停机动科目进行轨迹建模。基于吸引域与不变集理论,利用参数化线性矩阵不等式(parameterized linear matrix inequalities,PLMI),分析闭环系统的稳定条件。利用松弛变量技术将控制器PLMI条件转化为易于求解的线性矩阵不等式(linear matrix inequalities,LMI)条件,求解悬停机动轨迹跟踪控制律。仿真结果表明了所提模型和控制方法的可行性和有效性。

关键词：线性变参数仿射参数依赖输入饱和机动飞行松弛变量

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低温对航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为的影响

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航空材料学报 2021年第1期41卷 91-100页

作者：刘牧东中国直升机设计研究所旋翼传动部江西景德镇333001

为了研究航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为和机理,测试2种常用航空铝合金2524-T3和7050-T7451在常温25℃和低温–70℃下的疲劳与裂纹扩展性能,借助断口金相分析微观机理。结果表明:相同应力加载水平下,铝合金低温疲劳寿命延长而低温裂纹扩... 详细信息

为了研究航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为和机理,测试2种常用航空铝合金2524-T3和7050-T7451在常温25℃和低温–70℃下的疲劳与裂纹扩展性能,借助断口金相分析微观机理。结果表明:相同应力加载水平下,铝合金低温疲劳寿命延长而低温裂纹扩展速率减慢,–70℃低温对2种航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为产生有益影响;–70℃低温环境下疲劳裂纹萌生区出现明显的台阶状小平面,两侧断面间形成凹凸错位,疲劳裂纹萌生困难;而在裂纹扩展区疲劳条带和韧窝特征减弱,且出现明显的沿晶特征,裂纹趋向于沿着晶界曲折扩展,疲劳和裂纹扩展寿命延长;随着加载应力水平提高,断口表面凹凸错位和沿晶特征减弱,而疲劳条带和韧窝特征增多。

关键词：铝合金低温疲劳裂纹扩展机理

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基于后缘小翼的翼型反流动态失速主动控制试验研究

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力学学报 2023年第11期55卷 2453-2467页

作者：李国强宋奎辉易仕和张卫国杨永东袁明川吴霖鑫国防科技大学空天科学学院长沙410073 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所四川绵阳621000 中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室江西景德镇333001

针对直升机旋翼反流区因反流动态失速导致的非定常载荷、阻力激增以及负升力等问题,开展了基于后缘小翼的翼型反流动态失速主动控制试验研究.采用动态压力测量结合翼型表面压力积分的方法,重点分析了后缘小翼不同的振荡相位差、幅值和... 详细信息

针对直升机旋翼反流区因反流动态失速导致的非定常载荷、阻力激增以及负升力等问题,开展了基于后缘小翼的翼型反流动态失速主动控制试验研究.采用动态压力测量结合翼型表面压力积分的方法,重点分析了后缘小翼不同的振荡相位差、幅值和减缩频率对反流动态失速控制的影响规律,对比了后缘小翼动态偏转和固定偏转的差异,试验雷诺数Re=3.5×105.结果表明,当后缘小翼与翼型以相同的频率正弦振荡运动,且二者的相位差为0°时,能改善反流动态失速过程中钝几何前缘的流动分离,并在反流状态下实现了翼型负升力系数下降21.2%,阻力系数下降37.5%,俯仰力矩系数迟滞环面积下降44.6%的控制效果;动态偏转的后缘小翼对翼型反流动态失速的控制效果随后缘小翼振荡幅值的增加而增加,但进一步增加振荡幅值对于控制效果的提升有限;当减缩频率增加时,动态偏转的后缘小翼对反流状态下翼型阻力的控制效果会更加明显;后缘小翼的动态偏转与固定偏转都能有效改善翼型在反流中的动态气动性能,但是动态偏转对于不同翼型迎角的适应能力优于固定偏转,并取得了更好的非定常载荷控制以及更好的阻力和负升力改善效果.

关键词：翼型后缘小翼反流动态失速主动控制试验研究

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共轴刚性旋翼悬停状态桨叶表面压力测量试验与计算研究

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北京航空航天大学学报 2021年第12期47卷 2484-2493页

作者：江露生曹亚雄刘婷樊枫中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学国家级重点实验室景德镇333001

针对共轴刚性模型旋翼悬停状态,开展了桨叶表面压力测量试验与数值模拟研究。试验采用微型压力传感器进行桨叶表面压力测量,不仅获得了桨叶表面压力的试验数据,同时为CFD计算方法计算桨叶表面压力提供了验证数据。计算与试验结果对比吻... 详细信息

针对共轴刚性模型旋翼悬停状态,开展了桨叶表面压力测量试验与数值模拟研究。试验采用微型压力传感器进行桨叶表面压力测量,不仅获得了桨叶表面压力的试验数据,同时为CFD计算方法计算桨叶表面压力提供了验证数据。计算与试验结果对比吻合度良好,验证了CFD计算方法的有效性。研究获得了共轴刚性旋翼上下旋翼桨叶表面的流动情况和压力特性,结果表明:对于上下各4片桨叶的共轴刚性旋翼,桨叶表面压力随着桨叶旋转呈周期性变化,旋转一周出现8个小周期;在上下旋翼扭矩配平的悬停状态,下旋翼桨叶大部分区域受下洗流影响,下旋翼剖面拉力低于上旋翼;在桨尖区域,下旋翼的桨距角大于上旋翼,受各自上洗流的影响,下旋翼剖面拉力高于上旋翼。

关键词：共轴刚性旋翼桨叶表面压力压力测量试验数值模拟悬停状态

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旋翼干扰对共轴刚性旋翼振动载荷影响分析

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西北工业大学学报 2021年第6期39卷 1188-1195页

作者：余智豪张仕明宋彬周云中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室江西景德镇333001

针对旋翼干扰下的共轴刚性旋翼振动载荷问题开展计算分析。结合中等变形梁理论的结构动力学模型和含非定常自由尾迹的双旋翼气动模型,建立共轴刚性旋翼振动载荷计算模型。以XH-59A旋翼为研究对象,在模型验证的基础上详细分析旋翼俯仰角... 详细信息

针对旋翼干扰下的共轴刚性旋翼振动载荷问题开展计算分析。结合中等变形梁理论的结构动力学模型和含非定常自由尾迹的双旋翼气动模型,建立共轴刚性旋翼振动载荷计算模型。以XH-59A旋翼为研究对象,在模型验证的基础上详细分析旋翼俯仰角α、间距D以及交叉角Ψ对共轴刚性旋翼振动载荷特性影响。研究表明:增加旋翼俯仰角α会降低桨毂垂向力F_(z)和俯仰力矩M_(y)的3Ω谐波幅值,但会大幅增加滚转力矩M_(x)的3Ω谐波幅值,在高速前飞时利用俯仰角参数能调节桨毂谐波幅值水平;旋翼间距D越小,桨毂谐波幅值越高;交叉角Ψ对桨毂滚转力矩M_(x)和俯仰力矩M_(y)谐波幅值影响较大,在30°交叉角下滚转力矩M_(x)的3Ω谐波幅值增加量要高于俯仰力矩M_(y)的3Ω谐波幅值减少量,而0°交叉角下的桨毂振动载荷整体水平更低。

关键词：直升机共轴刚性旋翼振动载荷旋翼干扰

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低振动旋翼桨尖代理优化设计

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振动工程学报 2021年第1期34卷 108-115页

作者：邓旭东高乐邓景辉中国直升机设计研究所旋翼动力学重点实验室江西景德镇333001

为探索直升机低振动旋翼的工程设计方法,将代理优化与旋翼气弹耦合分析相结合,开展了旋翼桨尖几何外形设计,推导了非平直桨叶气弹动力学方程,训练了旋翼功率、模态阻尼以及振动载荷预测的Kriging代理模型。以气动性能与气弹稳定性为约束... 详细信息

为探索直升机低振动旋翼的工程设计方法,将代理优化与旋翼气弹耦合分析相结合,开展了旋翼桨尖几何外形设计,推导了非平直桨叶气弹动力学方程,训练了旋翼功率、模态阻尼以及振动载荷预测的Kriging代理模型。以气动性能与气弹稳定性为约束,以桨毂振动载荷最小化为目标,采用自适应加点准则设计了优化流程。以某旋翼为例,计算了其气动性能与振动载荷,通过与试验结果对比,验证了气弹模型的有效性。对该基准旋翼0.9R-1.0R(R为旋翼半径)桨叶段的后掠、下反以及扭转分布进行了优化设计,结果表明,基于样本点最小间距的自适应加点准则能够实现目标函数与约束函数代理精度的同步提升。通过优化结果可行性分析,得到了一种"双后掠+上、下反"桨尖构型,旋翼桨毂振动载荷降低了25%。

关键词：旋翼桨尖气弹分析减振代理优化

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倾转旋翼机小速度前飞的尾迹涡演化及其对平尾的影响

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南京航空航天大学学报 2022年第2期54卷 203-210页

作者：朱文庆仲唯贵张威中国直升机设计研究所景德镇333000 南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016

采用基于运动嵌套网格的CFD方法计算了倾转旋翼机直升机状态和过渡状态下的流场,研究了在小速度前飞下的尾迹涡演化和其对平尾气动力的影响。直升机状态下,前飞速度≤4 m/s时,旋翼尾迹主要在机翼附近,与机翼干扰形成喷泉效应,但对平尾... 详细信息

采用基于运动嵌套网格的CFD方法计算了倾转旋翼机直升机状态和过渡状态下的流场,研究了在小速度前飞下的尾迹涡演化和其对平尾气动力的影响。直升机状态下,前飞速度≤4 m/s时,旋翼尾迹主要在机翼附近,与机翼干扰形成喷泉效应,但对平尾无影响。随着前飞速度增大,喷泉效应与自由来流的综合作用形成喷泉涡,喷泉涡产生于机翼上表面,呈流向涡形式向下游输运,从平尾上方通过。前飞速度进一步增大(≥16 m/s),产生于桨盘边缘的旋翼尾迹侧缘涡开始增强,从平尾侧边通过,并在平尾附近的流动中占据主导地位。喷泉涡和侧缘涡均在平尾处产生上洗流动,使平尾产生低头力矩。从直升机状态到固定翼状态,旋翼尾迹侧缘涡逐渐减弱,对平尾的影响也减弱。

关键词：倾转旋翼机旋翼尾迹涡平尾俯仰力矩气动干扰

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沉浮运动对翼型非定常气动力的影响

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科学技术与工程 2025年第5期25卷 2146-2152页

作者：彭裕虞志浩江期凰刘勇南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室南京210016 中国直升机设计研究所景德镇333001

采用计算流体力学的方法,建立了针对翼型动态失速数值模拟的数值计算模型,分析沉浮运动对翼型非定常气动力的影响。通过与NACA0012翼型的俯仰运动风洞实验数据进行比较,模型在轻度失速和深度失速状态下的模拟结果与试验值吻合较好,验证... 详细信息

采用计算流体力学的方法,建立了针对翼型动态失速数值模拟的数值计算模型,分析沉浮运动对翼型非定常气动力的影响。通过与NACA0012翼型的俯仰运动风洞实验数据进行比较,模型在轻度失速和深度失速状态下的模拟结果与试验值吻合较好,验证了所提数值计算模型的准确性和可行性。将NACA23012翼型的沉浮运动等效为俯仰运动,两种运动方式计算得到的翼型升力特性很接近,但力矩特性差异明显,随着沉浮幅值和来流马赫数的增大,力矩特性差异进一步扩大。增加沉浮幅值,俯仰和沉浮运动气动力矩的阻尼作用明显增强,增大来流马赫数,力矩阻尼作用减小,并在马赫数为0.85时出现力矩发散现象。

关键词：非定常气动力翼型动态失速沉浮运动计算流体力学

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