检索结果-南通市图书馆

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

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

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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同方期刊数据库

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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

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地形跟随飞行能量协调在线轨迹规划与跟踪

系统工程与电子技术 2024年

作者：朱日楠王彪张瀚文唐超颖徐锦法南京航空航天大学自动化学院鹏城实验室南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室

针对定速地形跟随全局离线规划方案数据存储量大、机动飞行油耗大等问题，提出基于级联模型预测控制（cascaded model predictive control，CMPC）的能量协调在线轨迹规划与跟踪方案。首先，利用飞行器纵向质点运动学模型设计MPC在线轨... 详细信息

针对定速地形跟随全局离线规划方案数据存储量大、机动飞行油耗大等问题，提出基于级联模型预测控制（cascaded model predictive control，CMPC）的能量协调在线轨迹规划与跟踪方案。首先，利用飞行器纵向质点运动学模型设计MPC在线轨迹规划器。从能量分配原理出发确定速度变化规律，对于飞行时总能量不变而导致能量分配不合理的情况，引入虚拟控制量实现总能量动态调节，完成能量协调策略设计。其次，引入地形粗糙度概念描述地形起伏程度，基于此提出规划器自适应时域方案，对于不同地形实现预测时域动态调节。结合MPC轨迹跟踪控制器，并利用真实地形数据仿真验证表明，本文方案可在与全局离线规划方案航迹差异不大的前提下，实现在线轨迹规划，显著降低油耗、提高航程极限，完成复杂地形的机动飞行任务。

关键词：地形跟随能量协调轨迹规划模型预测控制自适应预测时域

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飞机积冰局部脱粘现象超声回波探测

振动．测试与诊断 2024年第1期44卷 166-171,205页

作者：张杨王渊王岩王逸斌朱春玲南京航空航天大学航空学院南京210016 南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室南京210016

热冲击会导致飞机蒙皮表面冰层局部碎裂和脱粘,针对目前无法有效测量冰层脱粘程度的问题,提出采用非接触超声脉冲回波技术对冰层脱粘程度进行评估。首先,采用PZFlex软件建立了包含超声传感器、飞机蒙皮与冰层的二维模型,研究了冰层内部... 详细信息

热冲击会导致飞机蒙皮表面冰层局部碎裂和脱粘,针对目前无法有效测量冰层脱粘程度的问题,提出采用非接触超声脉冲回波技术对冰层脱粘程度进行评估。首先,采用PZFlex软件建立了包含超声传感器、飞机蒙皮与冰层的二维模型,研究了冰层内部裂缝及冰/蒙皮界面脱粘区域尺寸对冰层超声脉冲回波信号影响规律,初步获得了冰层局部脱粘超声评估方法;其次,基于LabVIEW软件搭建了由加热控制模块、温度采集模块、超声信号发生及采集模块组成的地面冷环境实验平台,通过电加热膜产生热冲击造成冰层局部区域脱粘,验证了提出的冰层局部脱粘超声评估方法的可行性。在电加热功率密度为1.6 W/cm2的作用下,铝板-冰层界面温度由-24℃升至-4℃时,探测区域内脱粘面积达到62.8%以上。结果表明,采用非接触式超声脉冲回波技术可以有效评估探测区域内冰层局部脱粘程度。该方法可用于评估飞机除冰系统工作时冰层脱粘面积,为除冰控制系统提供可靠状态信息。

关键词：飞机结冰热冲击界面脱粘脉冲回波

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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航空学报 2024年第9期45卷 155-168页

作者：曾怡兰韩东刘壮壮周鑫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 中国航天空气动力技术研究院北京100074

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... 详细信息

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。

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

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)