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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

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

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

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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

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基于CFD方法的舰载直升机着舰风限图计算

南京航空航天大学学报 2024年第2期56卷 227-233页

作者：左清宇徐国华史勇杰南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室南京210016

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... 详细信息

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。

关键词：直升机空气动力学舰载直升机飞行动力学配平分析理论风限图

基于牛顿-欧拉递推算法的高置信度斜铰旋翼动力学模型

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北京航空航天大学学报 2024年

作者：杨毅松李建波段登燕南京航空航天大学航空学院直升机旋翼动力学国家级重点实验室

斜铰旋翼无需自动倾斜器，仅通过电机加减速变化就能实现周期变距操控，结构复杂性低。但引入斜铰后，旋翼摆振、变距相耦合，使得斜铰旋翼动力学建模更加复杂。针对现有建模方法中正、反桨叶挥舞差异揭示不充分、模型预测精度不高的问... 详细信息

斜铰旋翼无需自动倾斜器，仅通过电机加减速变化就能实现周期变距操控，结构复杂性低。但引入斜铰后，旋翼摆振、变距相耦合，使得斜铰旋翼动力学建模更加复杂。针对现有建模方法中正、反桨叶挥舞差异揭示不充分、模型预测精度不高的问题，基于改进的Denavia-Hartenberg方法建立了桨叶局部连杆坐标系，采用牛顿-欧拉递推方法，在局部连杆坐标系下对斜铰旋翼连杆系统向外递推计算各连杆的速度和加速度，向内递推计算各连杆间的相互作用力、力矩，构建了斜铰旋翼动力学模型。在此基础上，通过仿真计算进一步揭示了斜铰旋翼周期变距机理。同时，计算结果表明，本模型可以更加准确地预测正、反桨叶间挥舞差异；对于桨叶摆振运动幅值的预测精度提高了9%。

关键词：斜铰旋翼无自动倾斜器摆振-变距耦合动力学模型周期变距控制

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同方期刊数据库

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共轴刚性旋翼高速直升机配平策略优化设计

航空学报 2024年第9期45卷 254-271页

作者：王梓旭李攀鲁可朱振华陈仁良南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室南京210016 中国直升机设计研究所景德镇333001

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... 详细信息

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。

关键词：共轴刚性旋翼高速直升机配平特性配平策略 Kriging模型优化设计