基于数据同化方法修正RBF神经网络的高维气动力建模预测

通过数据同化方法修正径向基函数(radial basis function,RBF)神经网络,以提高高维气动力的建模精度。通过在传统RBF神经网络的核函数中引修正量γ,使用EnKF滤波数据同化算法修正该矫正因子,并将其应用于CRA309旋翼翼型的高维气动力建模预测中。结果发现数据同化方法采用非侵入的方式,在不破坏神经网络整体架构的情况下仅对核函数的矫正因子进行修正,大幅减少优化参数与变量,显著提升了RBF神经网络的建模精度和效率。将修正后的RBF神经网络模型应用于高维气动力建模中,用仿真数据替代对气动力参数进行预测。设计结果验证了预测模型的可行性,在风洞试验数据较少的情况下对提高试验数据的利用效率具有一定的工程实用价值。

旋翼尾流时空发展二维速度场的实验研究

旋翼作为直升机的主要升力和操纵部件,具有复杂的流场结构,如非定常性,桨-涡干扰和桨尖涡等,导致旋翼流场研究十分困难.针对这一问题,结合锁相技术和粒子图像测速(particle image velocimetry,PIV)技术开展了悬停状态下旋翼流场的实验研究,并通过本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)提取主要含能模态,刻画流场时空演化.结果显示,旋翼尾流发展过程中向旋转轴靠近,二维流场结构呈现倒三角结构,即扩展到三维流动中会呈现倒锥型结构的特性;通过POD进行含能模态分析,旋翼尾流中对湍动能贡献最大的为桨叶涡结构,其次是桨尖涡结构.

直升机前飞状态旋翼结冰风洞试验研究

为研究直升机旋翼在不同前飞状态的结冰情况,研制了直升机旋翼模型结冰试验台,在中国空气动力研究与发展中心结冰风洞4.8 m×3.2 m试验段中进行了旋翼结冰风洞试验。以某型直升机2 m直径旋翼缩比模型为试验对象,分析了旋翼转速、初始拉力系数对旋翼结冰的影响。结冰试验过程中保持旋翼操纵恒定,利用天平测量了旋翼拉力和扭矩性能的动态变化,并采用二维冰形切割及三维冰形扫描的方式分别测量了桨叶展向典型剖面的翼型及桨叶的整体结冰形态。试验得到了旋翼结冰关键数据,分析结果表明:旋翼桨叶结冰主要集中在桨叶前缘和下表面,结冰会在降低旋翼升力的同时增大旋翼扭矩和功率;小拉杆杆端轴承的积冰可能造成卡塞,变距拉杆上的积冰可能造成杆端轴承卡塞,从而使旋翼操纵失效。

Φ3.2m风洞共轴刚性旋翼试验台研制

为满足共轴刚性对转旋翼气动特性及流动机理研究的风洞试验需要,在中国空气动力研究与发展中心Φ3.2m风洞开展了共轴刚性对转旋翼试验台(以下简称共轴旋翼试验台)研制。该试验台可开展Φ2m量级双旋翼模型的桨尖马赫数相似试验,是研究双旋翼构型高速直升机气动特性的重要试验设备。采用上、下旋翼模型独立支撑、单一电机驱动,实现了同步反向旋转、同步改变旋翼轴倾角、旋翼总距、旋翼周期变距等远程实时控制功能;通过设计计算-测试-调节的迭代,解决了试验台台体的动力学特性匹配问题;合理选择设计参数,解决了传动系统稳定性问题;利用该试验台获得的某旋翼模型风洞试验结果,拉力系数的重复性精度优于0.58%,扭矩系数的重复性精度优于0.11%。

旋翼翼型动态失速等离子体流动控制试验研究

翼型动态失速是指机翼或叶片的当地迎角呈现周期或急剧变化时绕流附面层大范围分离带来的一种强烈的非线性、非定常流动现象。动态失速涡脱离翼型后缘流向下游时,会引发升力急剧下降、阻力迅速增大的失速和颤振问题。基于旋翼翼型两自由度动态试验装置和高频高速振荡试验装置,以典型旋翼翼型为研究对象,利用纳秒脉冲激励电源和介质阻挡放电等离子体激励器,在FL-11风洞和FL-20风洞开展了翼型动态失速等离子体流动控制试验研究,试验最高雷诺数突破1.7×10^(6),模型最高振荡频率突破10 Hz。试验结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速,改善平均气动力,减小俯仰力矩负峰值,减小气动力/力矩随迎角变化的迟滞区域。

集成旋翼控制的直升机高带宽飞行控制设计

为发展一种集成旋翼控制的直升机高带宽飞行控制设计方法,基于显模型跟踪控制技术,在反馈控制模块引入旋翼运动信息并采用旋翼/机体控制增益的最优化设计提升直升机动稳定性,采用旋翼前馈增强控制提升直升机操纵频率,提出基于有效跟踪的显模型参数设计方法提升直升机小幅高频和中等幅度姿态控制的操纵品质。最后,基于高阶飞行动力学模型分析直升机操纵品质,结果表明:将旋翼控制用于直升机飞行控制设计能够在保持系统稳定性的同时提升操纵频率,直升机纵、横向操纵响应带宽分别提升18%和10%,纵、横向姿态快捷性分别提升25%和20%。

基于间断伽辽金法的悬停状态旋翼涡流场低耗散数值模拟

建立间断伽辽金方法并将其应用于直升机旋翼桨尖涡演化和气动特性的精确模拟。首先,选取旋转参考坐标系下的雷诺平均N-S方程作为控制方程,采用嵌套网格方法对旋翼流场进行模拟,在桨叶网格和背景网格上分别采用有限体积法和间断伽辽金法。此外,空间离散采用高分辨率、低耗散的Harten-Lax-Van Leer contact(HLLC)格式,时间离散采用显式三阶龙格-库塔格式。然后,采用所建立的CFD方法对C-T旋翼的气动特性和桨尖涡演化进行了数值模拟,计算结果与试验数据吻合较好,很好地验证了间断伽辽金方法的准确性,展示了其相较于有限体积方法在捕捉桨尖涡细节方面的优势。最后,对比分析了在不同桨尖马赫数和旋翼总距下旋翼桨尖涡的演化规律。

直升机旋翼涡环状态的气动噪声特性

使用一种鲁棒的CFD/涡粒子耦合方法,以Caradonna-Tung旋翼为研究对象,采用固定旋翼总距、逐步增大垂直下降率的计算策略,对直升机旋翼垂直下降时可能出现的涡环状态进行了数值模拟,展示了旋翼涡环状态高度紊乱的流场。数值模拟结果同时表明,旋翼垂直下降速度接近悬停诱导速度时,旋翼进入深度涡环状态,整体拉力及桨叶剖面的升力迅速下降。在流场模拟结果的基础上进行了旋翼气动噪声分析,结果表明随着垂直下降率的增加,旋翼载荷噪声频谱特性出现显著变化,频谱阶次在十倍频以上的中频噪声幅值有所提高。基于这一发现,提出了一种在直升机机身周围安装麦克风,通过实时分析旋翼噪声频谱成分,以对旋翼在进入涡环状态的早期就做出及时预警的新方法。

基于DEM的直升机沙盲加速计算方法

直升机沙盲数值模拟是研究沙盲演化特性的重要手段,而沙盲由众多动力学特性复杂的沙粒构成,这导致沙盲数值模拟复杂且计算量庞大。基于离散单元法(DEM)和沙粒动力学方程,将沙粒映射至背景网格实现加速计算,并将背景网格分裂为多子区再次加速计算,构建背景网格映射-分裂加速计算模型,且耦合沙粒接触碰撞模型、沙粒-流场耦合模型、旋翼/地面气动干扰模型,提出基于DEM的直升机沙盲加速计算方法。通过与美国陆军EH-60L着陆-起飞沙盲测试结果对比表明:所提方法能准确捕捉着陆-起飞状态的直升机沙盲,且相比于沙盲直接模拟方法,所提方法计算量显著减小。直接模拟方法的计算量随沙粒数量抛物线增加,而所提方法计算量随沙粒数量线性增加。当沙粒数量大于1×10^(7)时,相比于仅背景网格映射模型加速方法,所提方法计算量减小70.29%。

基于高阶谐波控制的倾转旋翼近场气动噪声主动控制试验

倾转旋翼飞行器的桨尖靠近机身,其近场气动噪声问题严重,理论研究表明,高阶谐波控制能够调整桨盘载荷分布,从而降低倾转旋翼对机身表面的气动噪声辐射。通过试验研究验证了高阶谐波控制(HHC)对倾转旋翼飞行器近场气动噪声的抑制效果。研制了一套用于模型倾转旋翼的HHC伺服控制系统,及倾转旋翼飞行器缩比机身模型;进一步在消声室环境下搭建了倾转旋翼飞行器近场气动噪声主动控制的HHC主动控制试验系统,开展了直升机模式下的噪声主动控制试验研究;验证了HHC对倾转旋翼飞行器近场气动噪声的主动控制效果。试验结果表明2Ω的HHC控制输入的降噪效果最好,在直升机模式下,机身顶部观测点处的近场气动噪声最多可降低4.5 dB。

前缘带光滑霜冰模型的翼型远场噪声特性实验

结冰厚度与气动噪声增量的关系为探索一种新型的结冰厚度探测方法提供了新思路。在英国南安普敦大学的低噪声航空声学风洞中开展了前缘带光滑霜冰模型的NACA0012翼型远场噪声特性实验,翼型的远场噪声信号采用环形麦克风阵列测量,远场声压信号利用快速傅里叶变换处理,得到了最大结冰厚度、来流速度和来流攻角对NACA0012翼型远场噪声声压级的影响。结果表明:光滑霜冰模型改变了翼型前缘的局部流场,流动分离导致了远场噪声特性的较大变化。在实验条件下,结冰翼型与基准翼型间远场声压级的最大增量超过9.5 dB,出现在频率8×10^(3)~2×10^(4)Hz范围。最大结冰厚度、来流攻角、来流速度与结冰翼型的远场声压级呈正相关性,建立了一种飞行参数、总声压级增量等多变量输入的最大结冰厚度神经网络预测模型。

带前缘小翼的扇翼翼型气动特性数值模拟分析

扇翼升力和推力的产生主要依靠翼型前缘弧形槽上方低压涡的形成,使得升力和推力具有较强的耦合关系,如何对其解耦控制是扇翼进一步工程应用的关键。对于扇翼翼型各项几何参数确定的情况下,前缘开口角的大小对扇翼气动性能的影响最大。因此考虑在基准扇翼翼型的前缘安装前缘小翼的方法来改变扇翼前缘开口角的大小,通过数值模拟的方法,对比分析了单片、双片和三片前缘小翼在不同前缘小翼偏转角、来流速度、迎角下对扇翼升力和推力的影响规律。结果表明:通过对前缘小翼偏转角的角度控制不仅仅可以改善扇翼的升力和推力,还可对低压涡的强度和位置进行控制,满足对扇翼气动力的主动控制要求,因而可实现对扇翼飞行器姿态进行操控的目的。

基于混合重构高阶间断伽辽金方法的二维层流和湍流数值模拟

为了提高间断伽辽金方法的计算效率,解决least-squares重构方法无法满足2-exact的缺陷,发展了基于recovery重构和least-squares重构相结合的三阶混合重构方法,用于求解可压缩层流和湍流流动.将Navier-Stokes方程和修正的一方程Negative Spalart-Allmaras模型方程耦合成为系统方程,采用三阶重构间断伽辽金方法进行求解.时间推进采用基于半解析精确Jacobian矩阵的上-下对称高斯赛德尔格式(lower-upper symmetric Gauss-Seidel scheme,LU-SGS)预处理广义极小剩余(generalized minimal residual,GMRES)方法和四阶隐式Runge-Kutta方法;空间对流项离散采用Haten-Lax-van Leer接触(Haten-Lax-van Leer contact,HLLC)格式;黏性项离散采用第二Bassi-Rebay(second Bassi-Rebay,BR2)格式,并对BR2局部和全局提升算子开展三阶重构,达到提高计算精度的目的.通过典型算例验证了发展rDGP_(1)P_(2)方法的准确性和计算效率.研究结果表明:重构的rDGP_(1)P_(2)方法不仅具有较高的计算精度,而且还具有较高的计算效率.

常规旋翼构型复合式高速直升机发展概况及关键技术

对常规旋翼构型复合式高速直升机的发展概况及关键技术进行了综述。首先,结合常规旋翼构型复合式高速直升机的布局型式及操纵方式,介绍了该构型复合式直升机的一般概念。然后,根据常规旋翼构型复合式高速直升机的前飞动力结构特点,将其分为三种类型,并分别对不同类型复合式直升机的布局型式及其发展概况进行了梳理。在此基础上,针对目前该构型高速直升机所面临的问题,总结了该构型直升机的总体布局设计与优化、过渡模态操纵分配设计等关键技术。最后,结合国内外高速直升机的发展趋势,以及该构型高速直升机的特点,分析了常规旋翼构型复合式高速直升机的发展前景,并对其在我国的发展提出了初步建议。

旋翼地面效应的气动建模与特性

地面对旋翼气动特性影响明显,且导致旋翼流场更加复杂。为分析地面效应下的旋翼桨尖涡和流场变化特性,基于涡面和无滑移边界条件,求解第2类Fredholm方程获得地面涡面矢量分布,且将涡面矢量按涡扩散方程扩散到流体中,建立考虑黏性效应的地面气动模型,并耦合非定常面元/黏性涡粒子混合法以体现旋翼桨叶气动特性和旋翼尾迹的非定常效应,构建旋翼地面效应气动分析方法。通过计算Lynx尾桨地面效应下的性能和桨尖涡轨迹,并计算Maryland大学模型旋翼和NASA缩比旋翼地面效应下的垂向、径向速度分布,且与试验和CFD计算结果对比,验证了本文方法能较好捕捉地面效应下的旋翼尾迹变化特性和复杂速度场特性,且结果表明本文方法能较好模拟地面效应下旋翼桨尖涡的收缩、扩散、井喷、地面射流等物理现象。

脉冲等离子体激励控制翼型动态失速风洞试验研究

为探索毫秒脉冲等离子体激励(AC-DBD)和纳秒脉冲等离子体激励(NS-DBD)控制翼型动态失速的效果,本文开展了SC-1095旋翼翼型的动态失速风洞试验研究。首先,基于雷诺数为6.5×105的静态翼型失速特性,设置了动态失速试验的状态。在翼型动态失速试验中,保持来流速度U_(∞)=30m/s、翼型运动规律α(t)=16°+8°sin(ωt)不变,分别在相同激励参数组合和相同功率输入条件下,对比了毫秒脉冲和纳秒脉冲等离子体气动激励控制翼型动态失速的效果。研究发现在试验设置的参数条件下,毫秒脉冲和纳秒脉冲激励均能减小翼型动态升力迟滞回线的面积,减小低头力矩并改善阻力特性;但无论是在相同的激励参数组合下还是在相同功率输入的条件下,纳秒脉冲激励的控制效果均优于毫秒脉冲激励,这体现了纳秒脉冲激励在控制翼型动态失速中的优势。

舰载直升机主动甲板着舰气动载荷特性

被动与主动流动控制可减小舰艇艉流强度,但直升机着舰甲板处仍存在明显回流现象,由此导致直升机气动载荷变化显著。提出了自动升降的舰艇主动甲板,建立基于格子玻尔兹曼方法 (LBM)的舰艇主动甲板流场分析方法,并结合单向耦合模型,嵌入旋翼黏性涡粒子法,研究直升机主动甲板着舰气动载荷特性。通过与SFS2舰艇流场试验、分离涡模拟(DES)方法、大涡模拟(LES)方法比较,验证了所建方法的准确性。随后研究主动甲板对舰艇流场和直升机着舰气动载荷的影响特性。结果表明:相比于标准SFS2舰艇,主动甲板有效抑制了直升机着舰甲板处回流,以及直升机旋翼拉力损失、滚转和俯仰力矩,最大降幅分别为21.6%、55.1%、74.6%。

复合式高速直升机螺旋桨变距性能评估与测试

复合式高速直升机在机翼两侧安装螺旋桨,通过调整左/右螺旋桨的桨距提供前向推力和偏航力矩,对螺旋桨变距性能要求较高。首先,简要介绍了某型复合式高速直升机的总体气动布局,建立了非线性动力学模型;然后,开展了全速度包线闭环飞行仿真,分析了飞行仿真历程数据,提出了螺旋桨变距的角度行程和速率需求;在此基础上,针对所研究的复合式高速直升机设计了螺旋桨变距机构,测试获得了实际的螺旋桨变距性能指标,初步验证了该螺旋桨变距驱动控制方案的可行性。

波状前缘翼的失速控制机理研究

采用计算流体力学方法,本文研究了波状前缘翼段的静态和动态失速特性与机理,获得了形状参数(波幅、波长)的影响规律。在基准翼段到达失速迎角之前,波状前缘翼段的升阻力特性不及基准翼段;在基准翼段到达失速迎角之后,波状前缘翼段由于前缘流向涡对与展向分离涡的竞争,分离区面积最大可减小近50%,升力系数迟滞环面积减小约52.5%,升阻力随迎角的变化更为平缓。波幅主要影响波谷处流向逆压梯度,波幅越小则当地逆压梯度越弱,失速迎角越接近基准翼型。波长则主要影响展向逆压梯度,进而决定波谷两侧流向涡对的强度,波长越短则流向涡对越强,大迎角下升力特性越好,但同时阻力损失也更大。

基于黏性涡粒子/沙粒DEM的直升机沙盲建模

直升机"沙盲(Brownout)"现象阻挡飞行员视线,导致直升机垂直起降、贴地飞行困难,甚至引发飞行事故。为研究直升机的"沙盲"特性,建立基于离散动力学的沙粒DEM(Discrete Element Method)模型和沙粒-流场耦合模型,嵌入旋翼黏性涡粒子和黏性地面气动模型,体现旋翼流场作用下沙粒移动、碰撞等特性,构建直升机"沙盲"现象计算方法。通过与美国陆军Yuma试验场EH-60L"沙盲"飞行试验结果对比,表明本文"沙盲"计算方法得到的"沙云"形状、扬起位置、高度、变化过程与飞行试验测量结果基本一致,且相比于基于沙粒夹带模型、沙粒起跳模型、速度罚值沙粒通量模型的拉格朗日沙粒跟踪方法,本文方法得到的"沙云"轮廓精度更高,与飞行测量结果更吻合。随后研究悬停和前飞状态"沙盲"形成特性,结果表明旋翼桨尖涡与地面干扰形成地面射流,推动沙粒移动堆积,诱发沙粒碰撞起跳,并在旋翼/地面干扰流场作用下扬起形成沙云,覆盖直升机前方视野,构成"沙盲"现象。