直升机振动主动控制方法研究综述

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。

基于CFD方法的舰载直升机着舰风限图计算

本文建立了一种基于Navier⁃Stokes方程的直升机着舰流场计算方法,可应用于着舰区域旋翼/机身/尾桨气动力的计算。该方法采用隐式耦合的求解方式,以双时间方法进行推进来模拟直升机着舰过程中着舰域的流场特性。为提高计算效率,旋翼和尾桨采用动量源模型来计算其在流场中的作用。在使用该计算方法的同时,本文采取多项式拟合的方式修正直升机非线性飞行动力学模型的计算结果,以此实现复杂流场中的直升机配平计算。应用所建立的方法,文中以UH⁃60A直升机和SFS2舰船为研究对象,进行了单机的耦合CFD方法的全机配平分析,验证了配平方法的可行性。然后引入了直升机安全着舰判据,利用耦合CFD的配平方法和安全着舰判据,计算了该机/舰组合的理论着舰风限图。

直升机双层平尾构型气动特性分析

为分析双层平尾气动特性,采用CFD方法建立了直升机平尾计算模型,获得了低速前飞和机身大迎角状态不同构型平尾的气动特性,分析了单层和双层平尾构型的气动特性和流场特点,研究了双层平尾对低速前飞状态和大迎角状态的纵向静稳定性改善作用机理。结果表明:双层平尾构型通过抑制旋翼/平尾干扰改善低速前飞状态下的直升机俯仰力矩突增问题,前进比为0.05时,双层平尾俯仰力矩比单层平尾减小56.8%;双层平尾的失速迎角和最大俯仰力矩增大,从而增强直升机大迎角状态的纵向静稳定性,迎角20°时,双层平尾俯仰力矩比单层平尾增大60.1%。

基于运动嵌套网格的直升机旋翼/机身/平尾干扰流场模拟分析

基于运动嵌套网格方法建立了一套针对直升机旋翼/机身/平尾非定常干扰流场的数值模拟方法,并通过ROBIN机身和Caradonna&Tung旋翼算例进行了验证。应用该方法计算了悬停和前飞状态下直-9直升机旋翼/机身/平尾干扰流场,并与孤立旋翼、孤立机身流场的数值模拟结果进行了对比,分析了不同前飞速度下的旋翼/机身/平尾非定常气动干扰规律。计算结果表明,机身对旋翼诱导速度的干扰具有很强的方向性,并且会导致旋翼桨尖涡涡管畸变,引起旋翼拉力系数波动峰峰值增加;在旋翼下洗流作用下,机身/平尾表面呈现出复杂的非定常压力分布;随前进比增大,旋翼尾流远离平尾区域,气动干扰显著减弱。

吸波材料覆盖直升机强散射源RCS缩减分析

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。

发动机动态特性对直升机飞行品质的影响分析

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。

直升机ACF智能旋翼压电叠堆输出特性仿真分析

压电叠堆是ACF智能旋翼中后缘襟翼的致动元件,其输出性能的好坏直接影响后缘襟翼的偏转效率。基于COMSOL Multiphysics有限元平台,对全电极和叉指电极两种构型的压电叠堆进行了参数化建模,对叠堆自由位移和阻塞力两种典型输出特性进行了仿真分析,并利用理论进行了校验。结果表明,基于参数化建模的压电叠堆有限元模型具有良好的准确性,其计算结果与理论模型计算结果基本保持一致;两种构型压电叠堆的输出特性随激励电压的变化都是趋于线性的;相同激励电压下,同横截面积的叉指电极型压电叠堆的自由位移小于全电极型,减小比例与各陶瓷层活性区面积的缩减比例一致,而两种构型叠堆的阻塞力大小相当,叉指电极的尺寸缩进不会使得阻塞力明显降低。

“2-lead”多直升机升力系统的气动干扰和性能变化

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。

ABC共轴直升机旋翼/机身耦合振动响应分析

前行桨叶概念(Advanced Blade Concept,ABC)共轴直升机具有较大的振动问题,为研究振动机理,建立了ABC共轴旋翼/机身耦合气动弹性模型,其中桨叶采用有限元梁模型,机身采用精细有限元模型。为提高耦合模型的气动弹性响应分析精度,结合传统CFD/CSD耦合分析方法与自由尾迹,提出了CFD/CSD/自由尾迹耦合计算方法,解决了传统方法的尾迹耗散问题,并保证了计算效率。基于此方法建立了ABC共轴直升机旋翼/机身耦合气弹响应分析方法。以样例ABC共轴直升机为研究对象,总结了重点位置振动响应随前进比和旋翼交叉角的变化规律,并得出了一些有意义的结论。

基于遗传算法的常规复合式高速直升机飞行性能参数优化

单旋翼带尾桨式的传统直升机受旋翼气动特性的不利影响,其最大飞行速度等性能受到制约,因此高速直升机成为国内外研究的热点。为研究基于遗传算法的参数优化对常规旋翼构型复合式高速直升机飞行性能的影响,本文采用动量叶素理论和Young曲线拟合相结合的方法建立了悬停和低速下负拉力状态螺旋桨气动模型,构建了基于遗传算法的飞行性能优化模型。以X3高速直升机为样例,对悬停、低速(200km/h)和高速(400km/h)分别进行优化,分析了直升机功率、操纵量和姿态角变化。结果表明,基于遗传算法的参数优化方法能提升特定速度下复合式直升机的飞行性能。悬停、200km/h和400km/h优化后的直升机总功率均降低,比基准值分别低16.3%、10.9%和19.6%。高速时最优直升机总功率主要依赖优化旋翼部件,通过显著降低旋翼总功率来实现。悬停状态的优化参数趋势和操纵量变化与400km/h优化后的相反,而200km/h优化后的旋翼参数变化趋势与悬停状态一致,螺旋桨参数变化趋势则相反。本文为未来高速直升机总体参数选择、飞行性能优化等提供一定的帮助。

高速直升机共轴刚性旋翼悬停气动特性的参数影响研究

共轴刚性旋翼是未来高速直升机的重要发展方向,开展气动特性参数影响研究具有重要的实际指导意义。基于计算流体力学(CFD)技术,本文建立了一个计入配平分析的共轴刚性旋翼气动特性计算方法。在该方法中,采用NavierStokes方程为控制方程,使用二阶迎风的Roe格式进行空间离散,选取隐式LU-SGS格式进行时间推进,湍流模型则为Spalart-Allmaras(S-A)模型,上下旋翼间的流场信息交换采用运动嵌套网格方法实现;通过Newton-Rhapson迭代方法求解旋翼操纵增量,可实现共轴刚性旋翼的有效配平。然后,应用所建立的方法,开展了共轴刚性旋翼悬停状态下的气动性能计算,着重分析了上下旋翼间距尤其是桨叶气动外形参数对共轴刚性旋翼气动特性的影响。结果表明,负扭转可以提高共轴刚性旋翼悬停效率,但与负扭转分布相比,采用正扭转分布,会降低共轴刚性旋翼悬停效率。

小型动力直驱单旋翼风洞试验技术

倾转旋翼机是一种集固定翼飞机和直升机优点于一身的新型飞行器。通过倾转轴带动机翼和螺旋桨的倾转,倾转旋翼机可以实现垂直起降和水平飞行两种模式的切换,因此与传统飞机相比,倾转旋翼机具有机动性强、载重量大、可垂直起降等优点。近年来对倾转旋翼机的研究已经成为航空领域的新热点。

共轴双旋翼/尾推桨/传动耦合系统动力学建模与固有特性分析

高速直升机采用了前行桨叶、降旋翼转速、尾推等技术来实现高速飞行,其中共轴刚性双旋翼、变转速传动系统、高功率输出尾推桨所构成的耦合系统给传统直升机扭振分析带来了新的挑战。针对高速直升机多模式复杂耦合扭振系统,提出了一种基于传递矩阵法的新建模策略。相比较于传统有限元方法建模策略,该方法无需对传动链进行当量化处理,也不需要基于哈密顿原理推导系统的整体控制方程,根据系统的拓扑结构即可直接写出系统的控制方程。此外,通过引入分叉虚铰链单元,将任意拓扑结构的传动链都解耦成多条相互独立的链式传动链,从而进一步显著降低了建模难度。最后基于该方法研究了高速直升机不同工作模式下的耦合扭振动力学。

直升机自转下滑飞行力学建模与控制器设计

针对直升机自转下滑飞行力学建模及控制器设计开展研究。首先,建立了发动机失效后的直升机动力学模型。然后,对直升机自转下滑状态进行配平计算,得到各前飞速度所对应的稳态下降率;对给定前飞速度及下降率对不同总距操纵下的旋翼气动特性进行了计算;结合基于鲁棒参数设计法的正常飞行状态速度跟踪系统设计了基于下降率误差的PI控制器。最后,开展了仿真验证及结果分析。结果表明,该PI控制器能使直升机转速在一定时间内恢复至期望值附近并稳定,引导直升机成功进入自转下滑,该研究对直升机发动机失效后的自转下滑控制器设计具有一定的指导作用。

凹透镜实现亚波长聚焦的理论和实验研究

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.

基于PINN的变截面压电半导体纤维力学特性研究

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。

不同前倾角度倾转旋翼噪声数值计算分析

基于自由尾迹结合FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的方法建立了倾转旋翼气动噪声计算模型,并采用倾转旋翼模型噪声试验数据验证了计算分析方法的有效性。选取典型过渡路径,进行考虑配平的倾转双旋翼气动噪声特性计算,获得了旋翼桨叶剖面非定常气动载荷以及不同测点气动噪声等计算结果,分析了倾转旋翼在不同前倾角下噪声指向性和噪声声压级的变化。结果表明:由于双旋翼噪声在传播中的叠加和抵消,倾转双旋翼和孤立单旋翼的噪声指向特性存在较大的不同;倾转旋翼噪声随前倾角增加总体上呈现先增加后减小的变化趋势,在前倾角30°附近噪声最强;不同前倾角下噪声声压级和指向性的变化与旋翼桨尖马赫数、气动载荷和桨盘角度等多种因素相关。

共轴刚性旋翼高速直升机配平策略优化设计

最大巡航速度、最大平飞速度是共轴刚性旋翼高速直升机最重要的性能指标之一,其特殊的构型和工作方式导致其旋翼桨毂载荷问题突出。高速飞行俯仰姿态角、平尾安装角、横向周期变距差动、旋翼转速等配平状态和设计参数对需用功率、桨毂载荷、操稳特性等具有显著的非线性交叉耦合影响,在考虑飞行品质相关要求下开展了高速飞行配平策略优化设计方法研究,为获得飞行性能和桨毂载荷综合最优配平策略提供设计手段。基于共轴刚性旋翼高速直升机非线性飞行动力学模型,分析了不同配平策略设计参数对配平特性、稳定性、操纵性等影响规律;在此基础上,将配平策略设计问题描述为数学优化问题;为提高优化计算效率和降低优化失败风险,基于Kriging代理模型开展配平策略优化设计研究。优化结果表明:在最大巡航速度和最大飞行速度下,相比于基准配平策略,在最优功率配平策略下需用功率分别降低5.7%、6.9%;在最优桨毂力矩配平策略下桨毂力矩载荷分别降低55.6%、55.2%;在需用功率、桨毂力矩综合最优策略下需用功率分别降低1.8%、3.1%,桨毂力矩载荷分别降低49.4%、46.2%,验证了提出的配平策略优化设计方法的有效性。

强旋翼尾迹涡干扰对直升机空速测量的影响

准确的空速测量对于直升机飞行安全至关重要。本文建立了基于非定常动量源理论的旋翼/机身气动干扰流场数值模拟方法,研究了旋翼尾迹涡干扰对直升机空速测量的影响。以某参考直升机为例,分析了不同旋翼拉力下,空速管布置区在全速度范围内空速值的变化特性。由于旋翼桨叶运动、机身阻滞等影响,不同位置空速管的静压相位和峰值存在差异,其中相位差异受到桨叶激励时刻影响、峰值差异受桨盘载荷与机身阻滞影响。研究也发现并解释了在特定速度段存在的由于旋翼桨尖涡通过空速管区域引起的“空速迟滞”现象。空速管的空速变化可分为下洗流主导区、迟滞区、来流主导区3个区域,对于常规构型直升机迟滞区仅在中低速度段。进一步的参数研究表明:空速管的位置越靠近机身前部、旋翼拉力越小,迟滞区的速度区间越靠前;当靠近机头时空速管并无明显的“迟滞”。最后,本文从气动干扰的角度给出了空速管的布置建议。

高速直升机推力桨气动干扰特性研究

针对前飞状态高速直升机全机气动干扰特性开展了研究。首先,基于动量源方法建立共轴刚性旋翼气动分析模型,并通过与试验结果对比,验证了数值模拟方法的可靠性;然后,采用滑移网格方法建立推力桨干扰的数值计算模型,采用非结构网格对机身进行划分;最后,开展了旋翼、机身、平/垂尾等对推力桨气动干扰的模拟,分析了平尾气动布局参数对推力桨气动特性的影响规律。结果表明:相较于孤立推力桨,全机干扰情况下推力桨推力系数降低、巡航效率提高;随着平尾负安装角增大,在相同推力桨总距情况下,推力桨推力系数和功率系数均增大。