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基于LSTM和响应分解的冲击载荷识别方法研究

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振动与冲击 2024年第3期43卷 69-76,119页

作者：黄大伟陈立昆高亚东南京航空航天大学航空学院直升机旋翼动力学国防科技重点实验室南京210016

同一量级的冲击载荷所产生的动响应要远大于静态响应,因此准确识别冲击载荷对于航空器结构件的动强度设计、校核与结构健康监测都具有重要意义。该文章提出的方法主要针对一般线性结构的冲击载荷识别问题,从实测冲击响应应变信号出发,... 详细信息

同一量级的冲击载荷所产生的动响应要远大于静态响应,因此准确识别冲击载荷对于航空器结构件的动强度设计、校核与结构健康监测都具有重要意义。该文章提出的方法主要针对一般线性结构的冲击载荷识别问题,从实测冲击响应应变信号出发,主要解决了冲击载荷与响应信号样本长度不一致这一突出矛盾。首先基于冲击响应信号分解方法来进行振动信号特征提取,然后基于长短期记忆神经网络对载荷和响应信号样本特征进行映射,从而实现冲击载荷识别。通过对挂架模型实测冲击载荷信号进行识别,结果表明4种工况下,该方法识别的冲击载荷的均方根相对误差小于0.6,相关系数大于0.94。结果初步表明,在理想的试验环境中,该方法具备一定的识别精度。

关键词：动力学逆问题冲击载荷识别响应分解振动信号特征提取长短期记忆神经网络

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共轴刚性旋翼气动及噪声特性的参数影响分析

航空学报 2024年第9期45卷 106-120页

作者：刘琦史勇杰胡志远徐国华南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室南京210016

共轴刚性旋翼直升机是未来高速直升机发展的重要方向之一。研究了其前飞时旋翼桨-涡干扰(BVI)流场及气动噪声特性,探究了参数变化对其气动和噪声特性的影响规律。为精细捕捉旋翼尾迹流场,提出了一套高精度的共轴刚性旋翼直升机流场计算... 详细信息

共轴刚性旋翼直升机是未来高速直升机发展的重要方向之一。研究了其前飞时旋翼桨-涡干扰(BVI)流场及气动噪声特性,探究了参数变化对其气动和噪声特性的影响规律。为精细捕捉旋翼尾迹流场,提出了一套高精度的共轴刚性旋翼直升机流场计算方法,该方法基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程为控制方程,并用五阶WENO-Z格式重构空间变量,以运动嵌套网格系统模拟旋翼桨叶运动。同时,使用了基于Farassat 1A公式的旋翼噪声计算方法,对旋翼桨-涡干扰噪声具有较高捕捉精度。应用所建立的方法,分别对孤立单旋翼、无机身共轴旋翼和有机身共轴旋翼流场进行计算对比,研究了该构型旋翼自身桨-涡干扰、旋翼间干扰和机身干扰对共轴刚性旋翼气动及噪声特性的影响。然后还计算分析了不同几何参数对共轴刚性旋翼气动及噪声特性的影响,得出了一些新的结论。

关键词：直升机共轴刚性旋翼气动噪声桨-涡干扰桨尖形状计算流体力学(CFD)

地效环境下悬停状态直升机旋翼桨/涡干扰噪声特性

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航空学报 2024年第12期45卷 67-81页

作者：王伟琪陈希招启军南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室南京210016

为掌握直升机贴地飞行时旋翼噪声辐射特性,首先基于可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程和Ffowcs Williams-Hawkings方程发展了一套适用于地效状态旋翼/机身干扰的气动与噪声分析方法,通过Lynx尾桨地面效应试验及NASA旋翼/机身干扰试验与... 详细信息

为掌握直升机贴地飞行时旋翼噪声辐射特性,首先基于可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程和Ffowcs Williams-Hawkings方程发展了一套适用于地效状态旋翼/机身干扰的气动与噪声分析方法,通过Lynx尾桨地面效应试验及NASA旋翼/机身干扰试验与计算结果的对比,验证了所建立方法的可靠性。然后,开展了机身和桨毂对旋翼流场的影响研究,发现机身改变了旋翼的气动载荷分布并提高中等阶次(8~12阶次)的噪声辐射水平;桨毂会削弱桨叶中段(r=0.4R~0.7R,R为旋翼半径)的噪声贡献。最后,研究了不同离地高度(h)时旋翼的气动与噪声特性,发现存在一个出现桨/涡干扰噪声的“临界离地高度”。结果表明:旋翼拉力和机身升力随h增大而减小;当h>1.8R时地面效应的影响可以忽略;当h=0.6R时地面和机身的双重阻塞作用会改变旋翼入流情况,尤其在桨尖区域诱发剧烈的载荷波动,并在特征观测点接收到明显的桨/涡干扰噪声;根据时/频特性给出了本文的“临界离地高度”约为0.7R,为直升机贴地飞行时抑制噪声提供了参考。

关键词：旋翼气动噪声 FW-H方程旋翼/机身干扰地面效应桨/涡干扰噪声

基于CFD/CSD耦合的TEF旋翼气弹特性高精度模拟

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航空学报 2024年第18期45卷 147-162页

作者：王华龙张夏阳赵国庆招启军马砾南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室南京210016

为分析前飞状态带有后缘小翼的旋翼的气弹特性,建立了一套基于计算流体力学/计算结构动力学(CFD/CSD)耦合的高精度分析方法。基于参数化建模发展了一套含动态后缘小翼的旋翼运动嵌套网格方法。在气动分析方面,在传统气动模型的基础上引... 详细信息

为分析前飞状态带有后缘小翼的旋翼的气弹特性,建立了一套基于计算流体力学/计算结构动力学(CFD/CSD)耦合的高精度分析方法。基于参数化建模发展了一套含动态后缘小翼的旋翼运动嵌套网格方法。在气动分析方面,在传统气动模型的基础上引入高精度CFD方法,可以精确模拟旋翼非定常流场和气动特性。在结构方面,建立了刚性后缘小翼动力学模型,以附加质量、阻尼、刚度等矩阵的形式考虑刚性后缘小翼运动对旋翼系统的影响,基于Hamilton原理和Timoshenko梁模型建立了系统的非线性动力学方程。采用基于代数变换的弹性网格变形方法,在此基础上发展流固非定常耦合策略。通过对比模型旋翼和SA349/2旋翼气弹响应的计算结果,验证了CFD/CSD耦合方法的有效性。以带后缘小翼的SMART旋翼为算例,与桨叶剖面等效法向力系数的计算结果进行了对比;着重开展Fulton模型旋翼的计算分析,分别研究悬停状态下桨根扭矩和前飞状态下挥舞弯矩幅值的变化规律,并与文献结果进行对比。结果表明:所建立的CFD/CSD耦合方法可以提高旋翼非定常气弹载荷的分析精度,精确捕捉低速前飞旋翼的桨-涡干扰(BVI)现象,挥舞弯矩平均误差可控制在11.68%;同时计算得到的带后缘小翼的桨叶固有频率误差不超过4.0%,桨根挥舞弯矩幅值平均误差为15.15%,能够有效模拟后缘小翼的气弹特性。在单一后缘小翼操纵规律下,Fulton旋翼的桨毂垂向力Fz能够得到有效控制,载荷幅值的降幅可达80%以上。

关键词：旋翼动力学后缘小翼气动弹性 CFD/CSD方法气弹载荷

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

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航空学报 2024年第9期45卷 141-154页

作者：李博王潇南京航空航天大学航空学院南京210016 南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室南京210016

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... 详细信息

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。

关键词：高速直升机扭振传递矩阵法传动链动力学模型

高速直升机机身干扰对推力桨气动与噪声源特性的影响

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航空学报 2024年第9期45卷 272-286页

作者：孙大智陈希鲍为成卞威招启军南京航空航天大学航空学院直升机动力学全国重点实验室南京210016

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... 详细信息

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。

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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舰艉流场主动控制对直升机配平操纵的影响

航空动力学报 2024年第9期39卷 162-170页

作者：叶毅陈仁良南京航空航天大学航空学院直升机动力学全国重点实验室南京210016

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... 详细信息

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。

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

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

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南京航空航天大学学报 2024年第3期56卷 534-544页

作者：张天毅徐国华史勇杰胡志远南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室南京210016

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... 详细信息

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。

关键词：直升机计算流体力学干扰流场运动嵌套网格数值模拟

基于UNet的翼型可压缩流场机器学习推理方法

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南京航空航天大学学报 2024年第2期56卷 253-263页

作者：朱智杰赵国庆高远招启军南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室南京210016

为进一步提升高雷诺数、大迎角(Angle of attack,AoA)和高马赫数下的翼型可压缩流场预测精度和效率,本文提出了一种基于坐标转换方法和UNet神经网络的机器学习推理方法。首先,提出了用于数据前处理的坐标转换方法,将计算流体力学中的物... 详细信息

为进一步提升高雷诺数、大迎角(Angle of attack,AoA)和高马赫数下的翼型可压缩流场预测精度和效率,本文提出了一种基于坐标转换方法和UNet神经网络的机器学习推理方法。首先,提出了用于数据前处理的坐标转换方法,将计算流体力学中的物理量和网格信息转换成神经网络空间信息,使流场信息的分布更符合神经网络的输入要求。其次,建立了新型深度UNet神经网络,使模型学习到翼型流场精细复杂的局部流动特征。本文将两种方法结合,建立了翼型可压缩流场机器学习推理方法,得到快速高精度的推理模型。最后,对不同种类翼型的流场与气动力进行预测分析,并与传统机器学习方法预测的结果进行比较。结果表明,本文提出的机器学习推理方法能够较好地预测翼型的可压缩流场,并且能够更好地捕捉高雷诺数下的复杂流动行为以及预测大迎角、高马赫数条件下的流动分离和激波现象。

关键词： UNet 机器学习坐标转换翼型流动分离激波