直升机振动主动控制方法研究综述

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作者 王潇 杨一凡 张硕 《电光与控制》 CSCD 北大核心 2024年第5期1-10,共10页

直升机振动问题突出,振动控制技术始终是直升机发展过程中的一项关键技术。回顾了直升机振动控制技术的研究进展,重点综述了直升机振动主动控制技术。首先给出了直升机振动控制发展至今的技术分类,简要介绍了直升机振动被动控制技术原理... 直升机振动问题突出,振动控制技术始终是直升机发展过程中的一项关键技术。回顾了直升机振动控制技术的研究进展,重点综述了直升机振动主动控制技术。首先给出了直升机振动控制发展至今的技术分类,简要介绍了直升机振动被动控制技术原理,着重对振动主动控制技术的原理和发展,包括作用于机身结构的主动控制,作用于自动倾斜器的高阶谐波控制和独立桨叶控制,作用于桨叶的主动扭转旋翼、主动后缘襟翼、主动桨尖和微型襟翼等控制进行了详述。最后展望了直升机振动主动控制技术研究的发展方向和未来趋势。 展开更多

关键词 直升机 振动主动控制 旋翼系统 综述

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吸波材料覆盖直升机强散射源RCS缩减分析

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作者 程健来 孔祥鲲 +1 位作者 费钟阳 招启军 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第2期217-226,共10页

针对武装直升机的宽带隐身问题,提出利用射线追踪和逆合成孔径雷达(Inverse synthetic aperture radar,ISAR)成像确定直升机强散射源位置的方法,形成电磁超构材料和磁性材料一体化设计直升机部分强散射源的隐身设计构想,并计算分析了两... 针对武装直升机的宽带隐身问题,提出利用射线追踪和逆合成孔径雷达(Inverse synthetic aperture radar,ISAR)成像确定直升机强散射源位置的方法,形成电磁超构材料和磁性材料一体化设计直升机部分强散射源的隐身设计构想,并计算分析了两款隐身材料加载后对整机隐身效果的影响。首先,分析等效媒质理论、射线追踪与ISAR成像原理。然后,通过射线追踪以及ISAR成像的计算,精确且直观地捕获强散射源部位。最后,给出了两款材料的反射系数并分析加载直升机后单站雷达散射截面(Radar cross section,RCS)变化。计算结果表明,两种不同类型隐身材料覆盖直升机强散射源部位后可以达到局部角域范围内RCS缩减的目的,为隐身材料和直升机蒙皮及旋翼的融合设计提供了参考。 展开更多

关键词 直升机 雷达散射截面 射线追踪 逆合成孔径雷达成像 电磁超构材料 磁性材料

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发动机动态特性对直升机飞行品质的影响分析

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作者 卫圆 陈仁良 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第5期838-846,共9页

分析了发动机动态特性对直升机在悬停和低速前飞状态下飞行品质的影响。基于发动机与直升机之间的功率匹配关系,建立直升机/发动机耦合模型。使用ADS-33E-PRF飞行品质规范中的扭矩响应、高度响应与总距偏航耦合特性指标,定量评估发动机... 分析了发动机动态特性对直升机在悬停和低速前飞状态下飞行品质的影响。基于发动机与直升机之间的功率匹配关系,建立直升机/发动机耦合模型。使用ADS-33E-PRF飞行品质规范中的扭矩响应、高度响应与总距偏航耦合特性指标,定量评估发动机动态特性的影响。结果表明:发动机输出滞后导致直升机扭矩与总距偏航耦合操纵品质下降,同时会对直升机高度响应产生负面影响。随着前飞速度增加,发动机对扭矩响应特性与总距偏航耦合效应的影响进一步加剧,但对高度响应的不利影响得到缓解。该研究可以为直升机/发动机耦合控制律设计提供参考依据。 展开更多

关键词 直升机 发动机 耦合模型 飞行品质 发动机动态特性

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“2-lead”多直升机升力系统的气动干扰和性能变化

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作者 丁志伟 段登燕 +2 位作者 赵刚 宣金婷 李建波 《Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics》 EI CSCD 2023年第4期401-419,共19页

参与协同吊挂的直升机属于近距离编队飞行,旋翼尾流之间存在严重的气动干扰,从而带来复杂的气动力学耦合问题。因此在研究性能优化、先进编队控制之前,有必要研究协同吊挂系统的气动干扰及其带来的性能变化。本文以4架纵列式直升机组成... 参与协同吊挂的直升机属于近距离编队飞行,旋翼尾流之间存在严重的气动干扰,从而带来复杂的气动力学耦合问题。因此在研究性能优化、先进编队控制之前,有必要研究协同吊挂系统的气动干扰及其带来的性能变化。本文以4架纵列式直升机组成的“2-lead”队形的协同吊挂系统为研究对象,采用黏性涡粒子/面元法研究直升机协同吊挂系统稳定飞行状态下的性能和流场。其中,系统的稳定飞行状态通过分层配平法得到,涡/面法通过风洞试验数据验证。在此基础上,研究了不同飞行速度及不同直升机相对位置下的系统气动干扰和性能变化。计算结果表明:前飞时,研究对象中前后布置的直升机间存在严重的气动干扰。其中,前进比为0.1时,队列中后方纵列式直升机的前旋翼存在20%的推力损失和15%的功耗增加。当队列中直升机间的纵向距离大于3.5倍旋翼直径D、侧向距离大于0.75倍旋翼直径D,或垂向距离大于0.5倍旋翼直径D时,气动干扰均会大大降低。 展开更多

关键词 多升力 直升机 性能变化 气动干扰 涡方法 编队

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凹透镜实现亚波长聚焦的理论和实验研究

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作者 徐军 李鹏 +2 位作者 尚闫 钱征华 马廷锋 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第8期1742-1752,共11页

为了提升传统平面透镜的聚焦效果,增加焦点处的能量,缩小焦斑尺寸,实现亚波长聚焦,文章基于厚度变化设计了用于聚焦平面弯曲波的凹透镜.首先,基于Timoshenko梁理论求解了弯曲波在经历厚度变化后的透射系数及相位变化,并基于此完成了凹... 为了提升传统平面透镜的聚焦效果,增加焦点处的能量,缩小焦斑尺寸,实现亚波长聚焦,文章基于厚度变化设计了用于聚焦平面弯曲波的凹透镜.首先,基于Timoshenko梁理论求解了弯曲波在经历厚度变化后的透射系数及相位变化,并基于此完成了凹透镜的结构设计;其次,应用有限元软件COMSOL Multiphysics的结构力学模块开展了该透镜频域内的工作性能分析,包括聚焦位置及焦点处能量、焦斑尺寸等,并与传统平面透镜的情况进行对比;最后,实验验证了凹透镜设计的合理性和正确性.研究结果表明:文章所设计的凹透镜使平面入射的弯曲波聚焦在预先设定位置,且其性能优于传统的平面透镜,焦点处的能量更高、焦斑尺寸更小;凹透镜的焦斑尺寸小于工作波长的0.5倍,属于亚波长聚焦;此外,该透镜还具有一定的工作频率带宽,在结构参数不变的情况下能够在设计频率附近正常工作.提出的透镜设计方法易于工程实现,且聚焦性能优越,设计思想也能为声波、光波等领域相关透镜的设计提供借鉴. 展开更多

关键词 凹透镜 弯曲波 亚波长聚焦

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基于PINN的变截面压电半导体纤维力学特性研究

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作者 吴文锐 房凯 +1 位作者 李鹏 钱征华 《压电与声光》 CAS 北大核心 2023年第5期686-693,共8页

为了研究任意截面形状的压电半导体纤维的力学特性,提出了基于物理信息的神经网络模型,应用深度学习算法求解复杂的变系数偏微分方程。以变截面压电半导体纤维的静态拉伸为例,构造深度神经网络作为试函数,将其代入控制方程形成残差,并... 为了研究任意截面形状的压电半导体纤维的力学特性,提出了基于物理信息的神经网络模型,应用深度学习算法求解复杂的变系数偏微分方程。以变截面压电半导体纤维的静态拉伸为例,构造深度神经网络作为试函数,将其代入控制方程形成残差,并作为机器学习的加权损失函数,进而通过深度机器学习技术逼近数值解。研究结果表明:该方法具有广泛适用性,能够求解任意截面形状压电半导体材料的线性和非线性方程。 展开更多

关键词 压电材料 神经网络 深度学习 电势 半导体结

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高速飞行复合式直升机旋翼受上洗时的驱转特性

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作者 曾怡兰 韩东 +1 位作者 刘壮壮 周鑫 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期155-168,共14页

为研究高速飞行时复合式直升机旋翼受上洗时的驱转特性,在已有的直升机飞行性能模型基础上建立复合式直升机配平模型。以X3直升机为样例,探讨在旋翼受上洗流作用的驱转状态下升力分配和旋翼变转速对旋翼和直升机飞行性能的影响。研究表... 为研究高速飞行时复合式直升机旋翼受上洗时的驱转特性,在已有的直升机飞行性能模型基础上建立复合式直升机配平模型。以X3直升机为样例,探讨在旋翼受上洗流作用的驱转状态下升力分配和旋翼变转速对旋翼和直升机飞行性能的影响。研究表明:旋翼受上洗流作用时,从气流中吸收的能量随速度增加而增多,旋翼阻力功率增大。上洗流作用下的桨盘叶素扭矩分布与低速时的不同,产生驱转扭矩的区域明显增加,阻转扭矩较高的区域由后行侧变为前行侧。减小机翼安装角会降低机翼的升力占比,使旋翼阻力功率增加,对旋翼吸收气流能量有利,提升受上洗流作用时旋翼和直升机的性能。速度为400 km/h时,机翼安装角为8°的旋翼阻力功率比安装角为10°时高11.2%,旋翼和直升机升阻比分别增加了35.7%和2.6%。中高速飞行时,过度降低旋翼转速会导致机体抬头,旋翼吸收的气流能量增加。速度大于340 km/h后,机体保持水平,旋翼阻力功率减少,降旋翼转速不利于气流提供能量。然而,高速飞行时复合式直升机旋翼转速降低有利于减少旋翼功率消耗、提升飞行性能。 展开更多

关键词 复合式直升机 旋翼 驱转 上洗气流 升力分配 旋翼变转速 升阻比

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高速直升机机身干扰对推力桨气动与噪声源特性的影响

8

作者 孙大智 陈希 +2 位作者 鲍为成 卞威 招启军 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期272-286,共15页

研究高速直升机前飞时机身/后置推力桨的气动干扰对其气动与噪声源特性的影响。构建了一套适用于机身/推力桨流场模拟的高鲁棒性网格系统,贴体网格采用机身非结构/桨叶结构的混合网格,各贴体网格分别与背景网格建立嵌套关系,提出了网格... 研究高速直升机前飞时机身/后置推力桨的气动干扰对其气动与噪声源特性的影响。构建了一套适用于机身/推力桨流场模拟的高鲁棒性网格系统,贴体网格采用机身非结构/桨叶结构的混合网格,各贴体网格分别与背景网格建立嵌套关系,提出了网格外边界自适应实体物面的边界识别方法以规避贴体网格计算域与实体的重合问题。基于URANS(Unsteady Reynolds Averaged Navier-Stockes)方程构建了一套高速直升机机身/推力桨干扰流场的模拟方法,并基于FW-H(Ffowcs Williams and Hawkings)方程进一步建立了机身/推力桨噪声预估方法。通过与ROBIN机身/旋翼干扰试验数据、AH-1G旋翼噪声试验数据进行对比,验证了分析方法的有效性。开展了高速飞行状态下机身/推力桨干扰流场的高精度数值模拟,重点分析了机身/推力桨流场的干扰机制,综合对比了有/无机身干扰的推力桨气动噪声源特性。结果表明:在机身干扰下,推力桨整体推力会出现小幅度的波动,波动幅度约5.34%。与孤立推力桨比较,受干扰的推力桨在中/高桨盘夹角方向上的噪声声压级(SPL)大幅增大,且增大幅值与前进比正相关。此外,机身表面压力的波动会诱发载荷噪声,进一步改变了总噪声的频域特性。 展开更多

关键词 高速直升机 推力桨 气动特性 噪声特性 FW-H方程

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基于灵敏度分析的直升机旋翼桨叶模型修正方法

9

作者 苏子献 韩东 崔钊 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期111-118,共8页

为缩减直升机旋翼桨叶结构有限元模型与实际模型之间模态响应结果之间的偏差,采用一种基于灵敏度分析的模型修正方法,由于传统的灵敏度方法未考虑设计参数变化对灵敏度计算结果的影响,以及出现量化不统一等问题,针对直升机旋翼桨叶模型... 为缩减直升机旋翼桨叶结构有限元模型与实际模型之间模态响应结果之间的偏差,采用一种基于灵敏度分析的模型修正方法,由于传统的灵敏度方法未考虑设计参数变化对灵敏度计算结果的影响,以及出现量化不统一等问题,针对直升机旋翼桨叶模型对该方法进行适当的改进。以碳纤维复合材料直升机旋翼模型桨叶为例,通过试验与有限元分析分别得到其实际模型与有限元分析模型的前6阶模态的固有频率,利用灵敏度方法对桨叶有限元模型的主要设计参数进行优化,使旋翼有限元模型与实际模型间固有频率的平均误差由8.15%降低至1%以内,误差有了明显的降低、精度有明显的提升。修正结果表明,基于灵敏度分析的模型修正方法能够有效提升直升机桨叶结构模型的精度。 展开更多

关键词 模型修正 灵敏度分析 旋翼桨叶 有限元模型 实际模型 固有频率

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舰艉流场主动控制对直升机配平操纵的影响

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作者 叶毅 陈仁良 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第9期162-170,共9页

为研究舰艉流场对直升机配平操纵的影响,采用了数值模拟和直升机飞行动力学模型相结合的方法,通过computational fluid dynamics(CFD)数值模拟得到舰艉流场,并探究加入流场主动控制下的舰艉流场特征,同时考虑舰艉流场对直升机的影响,建... 为研究舰艉流场对直升机配平操纵的影响,采用了数值模拟和直升机飞行动力学模型相结合的方法,通过computational fluid dynamics(CFD)数值模拟得到舰艉流场,并探究加入流场主动控制下的舰艉流场特征,同时考虑舰艉流场对直升机的影响,建立耦合的直升机舰面起降飞行动力学模型。计算得到直升机在有无艉流下相对悬停配平结果,并进一步对比分析有无流场主动控制对直升机配平操纵的影响。结果表明:舰艉流场对直升机起降影响显著,且相比较于无控制时舰艉流场对直升机操纵的干扰,增设吹气装置可有效抑制舰艉流场下洗,减小所需总距操纵杆量7.8%,脚蹬操纵量7.5%,改善其他相应操纵,减轻驾驶员操纵负荷。 展开更多

关键词 舰艉流场 流场主动控制 耦合飞行动力学 直升机配平操纵 安全起降

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桨叶分段线性扭转对降低旋翼振动载荷的作用分析

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作者 张宇杭 韩东 《Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics》 EI CSCD 2024年第3期278-288,共11页

研究了用桨叶分段线性扭转来降低旋翼振动载荷。使用基于弹性梁的旋翼模型用于预测旋翼振动载荷。采用4片桨叶旋翼作为基准旋翼,桨叶形状与UH-60直升机桨叶相似。桨叶被划分为内、中、外3段,讨论了各段扭转对载荷的影响。低速时桨叶每... 研究了用桨叶分段线性扭转来降低旋翼振动载荷。使用基于弹性梁的旋翼模型用于预测旋翼振动载荷。采用4片桨叶旋翼作为基准旋翼,桨叶形状与UH-60直升机桨叶相似。桨叶被划分为内、中、外3段,讨论了各段扭转对载荷的影响。低速时桨叶每一段的扭转都能减少桨毂四阶垂向力。当以80 km/h前飞时,中段-24°/R的扭转可使其降低99.5%。桨叶内段的扭转不利于降低桨毂四阶滚转和俯仰力矩,另外两段的扭转则可以在大多数前飞速度时控制这2个振动力矩。使用参数扫描以尽可能降低旋翼振动载荷。降低四阶垂向力方面,低速时桨叶所有段都需要扭转,而高速时未扭转的桨叶表现更好。降低四阶滚转和俯仰力矩方面,在低速时需要桨叶外段高度扭转,而在中高速时则需要桨叶中段的扭转。 展开更多

关键词 直升机旋翼 振动载荷 分段桨叶扭转 桨毂垂向力 滚转力矩 俯仰力矩

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基于CFD/CSD耦合方法的旋翼降转速气动特性

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作者 张凯 招启军 +1 位作者 马砾 徐国华 《航空动力学报》 CSCD 北大核心 2024年第12期38-52,共15页

为研究UH-60A直升机旋翼降转速大前进比状态气动特性及反流区流动机理,采用考虑桨叶弹性变形的高精度CFD/CSD耦合方法进行数值模拟分析。CFD模块采用运动嵌套网格方法,主控方程为耦合Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型的Navier-Stokes(N-S... 为研究UH-60A直升机旋翼降转速大前进比状态气动特性及反流区流动机理,采用考虑桨叶弹性变形的高精度CFD/CSD耦合方法进行数值模拟分析。CFD模块采用运动嵌套网格方法,主控方程为耦合Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型的Navier-Stokes(N-S)方程,时间离散采用隐式lower-upper symmetric Gauss-Seidel(LU-SGS)双时间推进法;CSD模块采用中等变形梁假设,通过Newmark-Beta方法求解桨叶运动微分方程。通过UH-60A前飞状态计算值与飞行测试数据的对比验证CFD/CSD耦合方法的有效性,在此基础上,开展了UH-60A旋翼在40%工作转速不同前进比及相同前进比不同转速下气动特性研究。计算结果表明:在大前进比状态下总距对旋翼气动特性影响减弱,气动性能有所降低,大前进比产生的大反流区内存在自身桨-涡干扰、深度失速等复杂流动现象,高精度CFD/CSD耦合方法对该现象进行了有效模拟。 展开更多

关键词 旋翼 CFD/CSD耦合方法 低转速 大前进比 UH-60A

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倾转四旋翼飞行器地面效应和水面效应数值模拟

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作者 王军杰 陈仁良 +2 位作者 俞志明 王志瑾 陆嘉鑫 《航空动力学报》 CSCD 北大核心 2024年第12期66-77,共12页

采用基于滑移网格技术生成围绕旋翼、机翼、机身的组合网格,流体体积(VOF)模型识别多相流,建立适用于两栖倾转四旋翼飞行器的非定常数值方法,并设计试验进行验证。研究了倾转四旋翼飞行器在地面、水面作用下的气动性能,并与无地面效应... 采用基于滑移网格技术生成围绕旋翼、机翼、机身的组合网格,流体体积(VOF)模型识别多相流,建立适用于两栖倾转四旋翼飞行器的非定常数值方法,并设计试验进行验证。研究了倾转四旋翼飞行器在地面、水面作用下的气动性能,并与无地面效应情况进行比较。结果表明:受地面、水面阻塞影响,在旋翼下方均会产生高压区,增加倾转四旋翼飞行器旋翼的升力,减小机翼负升力,增加机身升力,但当离地/水面高度大于旋翼直径时,可认为无影响;水表面受到来自旋翼的下洗流冲击,形成柔性“水坑”,加大了旋翼与阻塞面之间的距离,使得相同离地高度时,水面效应增升作用低于地面效应,但强于无地面效应状态;水面效应流场更复杂,沿着的排水区凹表面的气流在旋翼周围形成旋涡环流。 展开更多

关键词 倾转四旋翼飞行器 地面效应 喷泉效应 水面效应 气动干扰

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