检索结果-内蒙古大学图书馆

兵器装备工程学报 2025年第3期46卷 242-251页

作者：姬乐强徐尤松陈媛涂天佳中国直升机设计研究所江西景德镇333001 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

针对多机组合吊挂飞行扰动大、控制精度低的问题,提出多机吊挂自抗扰控制器设计方法。多机组合吊挂系统与单机吊挂系统相比,其控制问题更加复杂,因此建立四涵道吊挂飞行器模型,设计组合飞行器控制分配模块,实现对飞行器的解耦控制。建... 详细信息

针对多机组合吊挂飞行扰动大、控制精度低的问题,提出多机吊挂自抗扰控制器设计方法。多机组合吊挂系统与单机吊挂系统相比,其控制问题更加复杂,因此建立四涵道吊挂飞行器模型,设计组合飞行器控制分配模块,实现对飞行器的解耦控制。建立动态风扰模型,基于自抗扰控制器对组合飞行器设计了抗扰控制律,实现多机组合下的单体控制策略。利用扩张状态观测器估计出系统未知扰动,对其控制量进行修正,以提高控制精度、增强系统抗扰动性能,降低未知扰动对系统的影响。开展多机吊挂抗风扰控制仿真,计算结果表明:在设计的仿真场景下,多机吊挂具有较好的抗风扰性能,自抗扰控制器可以有效抑制干扰,效果优于传统PID控制。

关键词：飞行器姿态控制吊挂系统动态风扰模型自抗扰控制器

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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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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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基于X2TD高速直升机的前行桨叶概念旋翼翼型指标设计方法

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空气动力学学报 2022年第6期40卷 73-82页

作者：张威胡偶王菲招启军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 中国直升机设计研究所景德镇333001

为准确模拟高速旋翼机桨叶剖面气动特性,发展了基于CFD/CAMRADⅡ耦合算法的直升机旋翼翼型工作环境分析方法,并对方法进行了验证。在此基础上针对直升机旋翼桨叶变迎角、变马赫数的工作特点,构建了基于“α-Ma平面升阻比等高线”的全方... 详细信息

为准确模拟高速旋翼机桨叶剖面气动特性,发展了基于CFD/CAMRADⅡ耦合算法的直升机旋翼翼型工作环境分析方法,并对方法进行了验证。在此基础上针对直升机旋翼桨叶变迎角、变马赫数的工作特点,构建了基于“α-Ma平面升阻比等高线”的全方位/全剖面旋翼翼型指标设计方法。从研究前行桨叶概念旋翼大反流、强径向流、强压缩性流场特点和升力偏置、变转速工作方式入手,针对X2TD直升机高速飞行状态下上/下旋翼、前/后行侧桨叶翼型剖面的气动特征,有针对性地提出旋翼翼型选择标准或设计、改进方向,并与国外设计结果进行了对比分析,得到了一些有意义的结论。所建立的翼型指标设计方法和计算分析结果可为高速直升机旋翼气动设计的深入研究提供参考。

关键词： X2TD直升机前行桨叶概念旋翼旋翼翼型翼型升阻比等高线翼型气动指标

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共轴高速直升机飞行力学建模与验证

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飞行力学 2022年第2期40卷 25-32页

作者：陈立霞辛冀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江西景德镇333001

针对共轴双旋翼带尾推力桨构型的高速直升机的多旋翼气动干扰问题,发展了一种不同转速多旋翼的时间步进自由尾迹模型。将多旋翼复杂气动干扰的诱导速度分析结果整理成表,为飞行力学计算中的旋翼非均匀入流模型提供修正数据,从而降低计... 详细信息

针对共轴双旋翼带尾推力桨构型的高速直升机的多旋翼气动干扰问题,发展了一种不同转速多旋翼的时间步进自由尾迹模型。将多旋翼复杂气动干扰的诱导速度分析结果整理成表,为飞行力学计算中的旋翼非均匀入流模型提供修正数据,从而降低计算量、提高分析精度。对共轴高速直升机的刚性桨叶进行挥舞模态一阶等效,建立了兼顾精度和计算效率的共轴高速直升机飞行动力学模型,并将旋翼试验结果与XH-59A的试飞数据进行了对比验证。结果表明:所建模型对旋翼气动力计算误差小于10%;而在飞行力学分析中,相比于自由尾迹方法大幅降低了计算量,且总距、横向周期变距和总距差动等通道计算误差均小于1°。

关键词：直升机飞行力学共轴刚性旋翼

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主动射流控制对直升机着舰飞行的影响分析

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哈尔滨工业大学学报 2021年第12期53卷 68-79页

作者：李光印徐国华史勇杰苏大成直升机旋翼动力学国家级重点实验室(南京航空航天大学) 南京210016 中国直升机设计研究所江西景德镇333001

为改善直升机舰面起降过程中起降安全性,基于单向耦合策略建立了一套适用于直升机/舰船动态界面(dynamic interface)研究的数值模拟方法,针对不同主动射流方案对侧风状态下直升机着舰过程中的影响进行了分析。首先,采用分离涡模拟(DES)... 详细信息

为改善直升机舰面起降过程中起降安全性,基于单向耦合策略建立了一套适用于直升机/舰船动态界面(dynamic interface)研究的数值模拟方法,针对不同主动射流方案对侧风状态下直升机着舰过程中的影响进行了分析。首先,采用分离涡模拟(DES)方法获得不同射流方案下的艉流场数据,随后,将艉流场数据通过单向耦合的方式与直升机飞行动力学模型耦合,得到直升机在着舰过程受到的气动载荷与操纵量变化。从非定常载荷水平与操纵特性的角度,分析不同主动射流方案对舰船艉流场的非定常特征的影响。结果表明:射流装置安装在机库迎风侧水平边缘及垂直边缘均可以有效抑制直升机着舰过程中的非定常载荷水平。其中,垂直边缘射流方案能够实现舰艉流非定常特征与空间特征的解耦,保持直升机操纵余量不会降低;水平边缘射流方案则会增大艉流场侧洗分量,降低脚蹬操纵余量。而随着射流速度增加,垂直边缘射流方案控制效果会不断降低;水平边缘射流方案控制效果会先增高后降低。

关键词：舰载直升机射流控制舰艉流非定常载荷水平操纵余量

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直升机旋翼翼型结冰失速特性数值模拟

直升机旋翼翼型结冰失速特性数值模拟

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第六届全国非定常空气动力学学术会议

作者：牛青峰袁明川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

直升机在大速度前飞时,旋翼桨叶部分剖面翼型会发生失速现象,进而降低旋翼气动性能。直升机在高寒环境执行任务时,旋翼桨叶会产生不同程度的结冰。桨叶结冰会导致剖面翼型外形发生改变,对翼型的静态气动特性及失速特性都会产生不利的影... 详细信息

直升机在大速度前飞时,旋翼桨叶部分剖面翼型会发生失速现象,进而降低旋翼气动性能。直升机在高寒环境执行任务时,旋翼桨叶会产生不同程度的结冰。桨叶结冰会导致剖面翼型外形发生改变,对翼型的静态气动特性及失速特性都会产生不利的影响。为了研究桨叶结冰对剖面翼型气动特性的影响,利用FENSAP-ICE软件获得了翼型在特定结冰环境下的结冰外形,使用计算流体力学软件STAR-CCM+,采用运动嵌套网格,通过求解可压缩雷诺平均N-S方程,首先对旋翼专用翼型OA209的静态失速特性进行了对比计算,得到翼型升阻力系数随迎角的变化规律,然后对OA209结冰前后翼型的动态失速特性进行了数值模拟,计算了不同失速程度下的翼型失速特性。结果表明结冰翼型会造成翼型阻力的增加,静态失速迎角减小;动态失速迎角提前,且在迎角减小过程中气流的再附着能力减弱。OA209结冰翼型的失速机理与结冰前的类似,都是从前缘失速发展至后缘失速。

关键词：旋翼结冰翼型失速数值模拟

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共轴刚性旋翼振动载荷影响分析

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直升机技术 2024年第3期 18-25,30页

作者：谭水鹏王宇奇虞志浩中国直升机设计研究所江西景德镇333001 南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室江苏南京210016

针对共轴刚性旋翼建立了气动弹性分析模型,开展旋翼载荷影响分析。气动弹性分析模型中采用几何精确桨叶结构动力学模型和旋翼自由尾迹模型,并结合松耦合方法计算共轴刚性旋翼载荷。通过XH-59A和X2悬停及前飞试验状态,验证了理论模型。... 详细信息

针对共轴刚性旋翼建立了气动弹性分析模型,开展旋翼载荷影响分析。气动弹性分析模型中采用几何精确桨叶结构动力学模型和旋翼自由尾迹模型,并结合松耦合方法计算共轴刚性旋翼载荷。通过XH-59A和X2悬停及前飞试验状态,验证了理论模型。分析了旋翼桨叶片数、交叠方位角、轴前倾角等结构参数和飞行状态参数对共轴刚性旋翼振动载荷的影响。结果表明:同等实度下旋翼桨叶片数增加,振动载荷降低;奇偶片桨叶交叠角相对机身的分布,显著影响横向和纵向振动载荷水平;相同升力和升力偏置(LOS)下轴前倾角增加,振动载荷增加。

关键词：直升机振动载荷共轴刚性旋翼气动弹性分析

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直升机噪声声散射特性计算方法研究

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西北工业大学学报 2020年第6期38卷 1275-1283页

作者：樊枫曹亚雄江露生林永峰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江西景德镇333001

发展了直升机旋翼(尾桨)噪声与机身的声散射特性计算方法。首先,采用基于运动嵌套网格和RANS方程的旋翼CFD方法计算旋翼流场信息,为旋翼噪声计算提供气动数据;然后,采用FW-H方程来计算孤立旋翼的气动噪声特性,并应用G1A公式来计算旋翼... 详细信息

发展了直升机旋翼(尾桨)噪声与机身的声散射特性计算方法。首先,采用基于运动嵌套网格和RANS方程的旋翼CFD方法计算旋翼流场信息,为旋翼噪声计算提供气动数据;然后,采用FW-H方程来计算孤立旋翼的气动噪声特性,并应用G1A公式来计算旋翼噪声梯度,为噪声声散射分析提供边界条件;在此基础上,采用时域等效源方法计算散射声场,并与孤立旋翼声场进行叠加,最终得到考虑机身散射影响的总声场。最后,应用建立的声散射计算模型,针对旋翼/机身和尾桨/机身声散射效应进行了数值模拟,结果表明:机身对旋翼与尾桨高频噪声的散射影响较大,并且旋翼/机身以及尾桨/机身的间距越小,声散射效应越明显。

关键词：声散射旋翼噪声机身直升机

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基于流固耦合的旋翼结构振动载荷计算分析

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振动工程学报 2020年第2期33卷 285-294页

作者：余智豪周云宋彬虞志浩康建鹏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 南京航空航天大学国家级直升机旋翼动力学重点实验室江苏南京210016

建立旋翼结构振动载荷的流固耦合分析方法,计算分析旋翼前飞状态下的结构振动载荷,其中旋翼动力学模型中采用大变形梁模型,旋翼气动模型采用CFD模型,利用多重滑移网格技术实现旋翼变距、旋转等运动,最后采取松耦合策略集成动力学、气动... 详细信息

建立旋翼结构振动载荷的流固耦合分析方法,计算分析旋翼前飞状态下的结构振动载荷,其中旋翼动力学模型中采用大变形梁模型,旋翼气动模型采用CFD模型,利用多重滑移网格技术实现旋翼变距、旋转等运动,最后采取松耦合策略集成动力学、气动模型。在结构和气动模型分别验证的基础上,通过计算SA349/2直升机桨叶在前飞状态的挥舞、摆振剖面结构振动载荷并对比飞行实测数据,验证流固耦合计算方法的准确性,同时对比自由尾迹模型计算结果,证明在旋翼结构振动载荷计算当中引入CFD方法能有效提高载荷计算的预估精度。

关键词：振动载荷直升机旋翼流固耦合大变形

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