检索结果-内蒙古大学图书馆

航空工程进展 2025年第1期16卷 93-100页

作者：刘琨徐锦法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

多旋翼无人机难以适用于复杂飞行任务,为满足不同任务需求,以组合拼接方式构成特定构型飞行器是一种可行的发展方向,组拼前后飞行器各项飞行特性都有不同程度的变化,外部扰动的影响程度也有不同,给飞行控制系统设计与验证带来极大挑战... 详细信息

多旋翼无人机难以适用于复杂飞行任务,为满足不同任务需求,以组合拼接方式构成特定构型飞行器是一种可行的发展方向,组拼前后飞行器各项飞行特性都有不同程度的变化,外部扰动的影响程度也有不同,给飞行控制系统设计与验证带来极大挑战。设计一种拼接式倾转双旋翼飞行器,建立其飞行动力学模型,并设计组拼前后飞行器操控策略和基于线性自抗扰控制(LADRC)的位置、姿态控制器,完成对阵风干扰环境下的飞行器控制仿真验证;通过与传统PID控制器对比来验证LADRC的优越性,并开展实机姿态稳定控制验证。结果表明:拼接式倾转双旋翼飞行器及其线性自抗扰控制器的抗干扰性、鲁棒性强,组拼前后飞行器均具有良好的飞行控制效果。

关键词：拼接式模块化倾转双旋翼线性自抗扰控制位姿控制仿真验证

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多机吊挂自抗扰控制器设计

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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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复合式无人直升机姿态控制半物理仿真验证

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系统工程与电子技术 2025年第2期47卷 608-620页

作者：邓柏海徐锦法南京航空航天大学航空学院直升机旋翼动力学国家重点实验室江苏南京210016

半物理仿真作为飞行控制系统设计验证的一条有效测试途径,能降低其研制风险和成本。姿态控制回路是飞行控制系统设计的关键,决定着飞行控制系统设计的成败。复合式无人直升机(compound unmanned helicopter, CUH)的飞行动态特性不但非... 详细信息

半物理仿真作为飞行控制系统设计验证的一条有效测试途径,能降低其研制风险和成本。姿态控制回路是飞行控制系统设计的关键,决定着飞行控制系统设计的成败。复合式无人直升机(compound unmanned helicopter, CUH)的飞行动态特性不但非线性明显、耦合性强,而且操纵输入冗余,给飞行控制律设计带来极大挑战。建立复合式无人直升机飞行动力学全量非线性运动方程,以此为被控对象,设计姿态线性自抗扰控制器(linear active disturbance rejection controller, LADRC),用STM32F405嵌入式控制器作为机载控制器完成软、硬件实现,被控对象飞行动力学模型构成姿态控制半物理仿真系统。机载控制器实时硬件在环,姿态控制律设计为LADRC和比例-积分-微分控制器(proportion-integration-differentiation controller, PID)两种,控制通道输出经操纵策略分配作用于被控对象模型操纵舵面,采用姿态控制对比方法在半物理仿真系统上完成仿真试验。仿真结果验证LADRC满足CUH姿态控制要求,其稳定性、抗扰性和鲁棒性均好于PID控制,能使CUH在全飞行模式下稳定、可靠地飞行。试飞结果验证了所设计控制方法的有效性。

关键词：复合式无人直升机操纵策略线性自抗扰控制半物理仿真

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基于数字化噪声分析策略的旋翼气动噪声发声机理及传播特性研究

气动研究与试验

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气动研究与试验 2025年第3期 59-71页

作者：鲍为成王伟琪陈希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

为研究直升机旋翼气动噪声特性及桨叶表面气动载荷、气动噪声声源之间内在关系，本文建立了适用于旋翼气动噪声的数字化噪声分析方法，并对不同飞行状态下的旋翼气动噪声开展了数字化噪声分析研究。首先，采用以URANS方程作为控制方程的... 详细信息

为研究直升机旋翼气动噪声特性及桨叶表面气动载荷、气动噪声声源之间内在关系，本文建立了适用于旋翼气动噪声的数字化噪声分析方法，并对不同飞行状态下的旋翼气动噪声开展了数字化噪声分析研究。首先，采用以URANS方程作为控制方程的CLORNS代码计算旋翼流场，并得到高分辨率的直升机旋翼气动噪声源。其次，将桨叶表面噪声积分单元作为声源微元，依据微元在展向上的排列，提出了桨叶分块策略，并建立起用于声源定位的数字化噪声分析方法。同时，结合FW-H方程计算各桨叶分块的噪声，通过该方程获得不同声源位置的旋翼噪声特性。最后，基于建立的数字化分析方法，对BO-105模型旋翼气动噪声进行模拟，分析了悬停和前飞状态的旋翼噪声特性和噪声源特性。结果表明，负压区域引起的载荷噪声具有明显的方向性，在总载荷噪声中占主导作用；受到相对速度的影响，在前飞状态下主要声源区域会发生明显改变。

关键词：计算流体力学气动噪声 FW-H 旋翼直升机

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升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响

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航空学报 2019年第11期40卷 25-33页

作者：卢丛玲祁浩天徐国华南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室

为了分析升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响,建立了基于雷诺平均Navier-Stokes方程的计算流体力学方法进行共轴旋翼流场求解,采用嵌套网格方法模拟桨叶运动,采用双时间方法进行时间推进。针对不同升力偏置状态,采用基于“差量... 详细信息

为了分析升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响,建立了基于雷诺平均Navier-Stokes方程的计算流体力学方法进行共轴旋翼流场求解,采用嵌套网格方法模拟桨叶运动,采用双时间方法进行时间推进。针对不同升力偏置状态,采用基于“差量法”的共轴旋翼高效配平策略进行操纵量配平。通过对Harrington-1旋翼性能的计算,验证了方法的有效性。对比计算了共轴刚性旋翼在不同前进比和升力偏置量下的气动性能和流场特征,结果表明:双旋翼操纵量在小前进比状态有明显差别,在大前进比状态基本一致;在相同拉力状态,随着升力偏置量的增大,共轴旋翼升阻比先升高后降低,其阻力却不断增大,不同前进比状态的最大升阻比对应的升力偏置量不同;双旋翼相遇时桨叶拉力出现脉冲式波动,由于流场被前行桨叶所主导,因此后行桨叶拉力波动幅值更大,且波动幅值随升力偏置量的增加而增大。

关键词：共轴刚性旋翼升力偏置旋翼配平气动特性计算流体力学嵌套网格

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共轴刚性旋翼悬停状态地面效应气动特性

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航空学报 2019年第12期40卷 27-38页

作者：卢丛玲祁浩天徐国华史勇杰南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室

为了研究地面效应下共轴刚性旋翼的气动特性,建立了一套基于非定常雷诺平均Navier-Stokes方程的气动干扰数值方法,采用运动嵌套网格模拟双旋翼的反转运动。地面采用无滑移边界条件,并对旋翼和地面附近的网格进行加密,以更好地捕捉旋翼... 详细信息

为了研究地面效应下共轴刚性旋翼的气动特性,建立了一套基于非定常雷诺平均Navier-Stokes方程的气动干扰数值方法,采用运动嵌套网格模拟双旋翼的反转运动。地面采用无滑移边界条件,并对旋翼和地面附近的网格进行加密,以更好地捕捉旋翼的流场细节和尾迹特征。计算结果与Lynx尾桨试验结果进行对比,验证了所建立方法的有效性。对地面效应下共轴刚性旋翼的气动性能和流场进行分析,结果发现:相对于单独的上下旋翼而言,共轴旋翼地面效应下的拉力增益更大,这是由于上下旋翼桨叶表面的压强干扰受地面高压的影响而减弱;地面的干扰主要影响双旋翼尾迹的径向位置,对其轴向位置影响不大,上下旋翼尾迹在地面附近相互融合、分裂,形成复杂的桨尖涡尾迹;双旋翼在地效下的尾迹径向扩张半径比单旋翼大,这是由于双旋翼的径向射流速度更大;随着旋翼距地面高度的增加,双旋翼间的气动干扰强度逐渐恢复,因此下旋翼拉力增益的下降速度比上旋翼更大;共轴旋翼桨尖涡相对卷起高度和扩张半径均随离地高度增加而减小。

关键词：共轴刚性旋翼地面效应气动干扰旋翼尾迹计算流体力学嵌套网格

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无轴涵道旋翼气动特性数值研究

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航空动力学报 2019年第9期34卷 2071-2080页

作者：申遂愿朱清华曾嘉楠王坤陈建炜南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室

采用基于非结构网格的滑移网格技术对无轴涵道旋翼与传统涵道旋翼的气动特性进行了非定常Euler方程数值模拟。分别考察了无轴涵道旋翼与传统涵道旋翼气动特性差异,中心孔径、涵道扩散角、涵道翼型对无轴涵道旋翼气动特性的影响。涵道扩... 详细信息

采用基于非结构网格的滑移网格技术对无轴涵道旋翼与传统涵道旋翼的气动特性进行了非定常Euler方程数值模拟。分别考察了无轴涵道旋翼与传统涵道旋翼气动特性差异,中心孔径、涵道扩散角、涵道翼型对无轴涵道旋翼气动特性的影响。涵道扩散角变化范围为-6°~10°,涵道翼型选择NACA66、NACA0018及NACA4415三种翼型进行研究。研究发现:涵道翼型类型对无轴涵道旋翼的拉力分配影响较大,对称翼型能减弱旋翼上方低压涡从而涵道能产生更大的拉力;无轴涵道旋翼比传统涵道旋翼具有更优的拉力性能,转速为18 000r/min时其总拉力是后者的1.185倍;减小无轴涵道旋翼的中心孔径能提高总拉力值,但整体耗能也将随之提高;涵道拉力占比越高的翼型,其最佳涵道扩散角越大,该状态下涵道拉力占比最高。

关键词：滑移网格无轴涵道旋翼涵道旋翼 Euler方程中心孔径涵道扩散角涵道翼型

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智能旋翼连续时间高阶谐波控制稳定性分析

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振动．测试与诊断 2019年第5期39卷 1075-1080,1137页

作者：周金龙董凌华杨卫东南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室

后缘襟翼智能旋翼是一种行之有效的直升机旋翼振动主动控制技术,高阶谐波控制算法广泛应用于智能旋翼振动控制领域,其控制器参数直接影响振动控制性能和稳定性。基于后缘襟翼智能旋翼悬停实验数据,笔者经拟合得到智能旋翼系统的传递函数... 详细信息

后缘襟翼智能旋翼是一种行之有效的直升机旋翼振动主动控制技术,高阶谐波控制算法广泛应用于智能旋翼振动控制领域,其控制器参数直接影响振动控制性能和稳定性。基于后缘襟翼智能旋翼悬停实验数据,笔者经拟合得到智能旋翼系统的传递函数,建立智能旋翼参数化仿真模型,并进行了垂向载荷振动控制仿真。通过系统开环传递函数Nichols图的方式对振动控制系统的稳定性和稳定裕度进行了分析,在保证振动控制性能的前提下,获得了控制器时间常数和相角特性对控制系统稳定裕度的影响规律,为后续智能旋翼振动控制实验中控制器参数调整提供参考。

关键词：直升机旋翼振动控制连续时间高阶谐波控制稳定性

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共轴双旋翼非定常流场干扰特性

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航空动力学报 2019年第7期34卷 1459-1470页

作者：卢丛玲祁浩天徐国华南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室

直升机共轴双旋翼相遇过程的非定常气动干扰在其周期性干扰中最为强烈。为了研究该过程中的干扰特征,建立了一个基于非定常雷诺平均Navier-Stokes方程的气动干扰数值方法,双旋翼的反转运动采用运动嵌套网格进行模拟。为了探究双旋翼相... 详细信息

直升机共轴双旋翼相遇过程的非定常气动干扰在其周期性干扰中最为强烈。为了研究该过程中的干扰特征,建立了一个基于非定常雷诺平均Navier-Stokes方程的气动干扰数值方法,双旋翼的反转运动采用运动嵌套网格进行模拟。为了探究双旋翼相遇时的气动干扰机理,以两个相对运动的双翼型系统来模拟双旋翼特定展向截面的非定常相遇过程。分析了双旋翼和双翼型相遇时的气动特性和流场特征,并对双翼型系统进行了参数影响研究,结果表明:双旋翼上下桨叶相遇时,上下旋翼拉力均会出现先增后减的变化趋势且波动幅值分别为其对应总拉力的30%和22%,双翼型系统的升力波动趋势与之相似;间距增大使上下翼型间的气动干扰减小,且上下翼型升力波动对间距变化的敏感时间不同;翼型相对厚度增大使双翼型升力波动幅值增大,并出现二次波动;有附加来流时,相对来流速度较小的翼型升力波动的幅值与范围更大。

关键词：共轴双旋翼气动干扰翼型运动嵌套网格 Navier-Stokes方程

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独立桨距控制对直升机飞行性能的影响

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航空学报 2018年第10期39卷 133-144页

作者：董晨韩东杨克龙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

为研究旋翼独立桨距控制对直升机飞行性能的影响,在已验证的直升机性能分析模型基础上,以UH-60A直升机为样例,通过输入不同阶次、幅值和相位角的独立桨距,分析直升机的需用功率和升阻比变化,在此基础上给出了旋翼桨盘内迎角和阻力系数... 详细信息

为研究旋翼独立桨距控制对直升机飞行性能的影响,在已验证的直升机性能分析模型基础上,以UH-60A直升机为样例,通过输入不同阶次、幅值和相位角的独立桨距,分析直升机的需用功率和升阻比变化,在此基础上给出了旋翼桨盘内迎角和阻力系数的分布,探讨了独立桨距控制提升直升机性能的机理。分析结果表明:高速时,2阶和3阶的独立桨距控制可降低旋翼需用功率、提高直升机的升阻比,但提升效果有限,直升机起飞重量较大时,效果更明显;2阶耦合3阶的独立桨距控制对旋翼性能的提升效果比单独的2阶或3阶桨距输入更好,样例直升机的需用功率最多降低了4.5%,4阶的独立桨距输入则不利于提升旋翼性能;输入独立桨距后,旋翼桨盘迎角分布改善,后行侧迎角减小,有利于推迟失速,桨盘的后行侧的阻力系数减小,可有效降低旋翼的需用功率,提升直升机飞行性能。

关键词：独立桨距控制直升机飞行性能旋翼迎角阻力系数

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