静止舰船与旋翼干扰流场的数值模拟

直升机着舰时舰船与舰载直升机的流场相互干扰耦合,会对舰载直升机和飞行员的安全产生重要影响。采用计算流体动力学方法,以SFS2简化舰船模型和海豚直升机旋翼模型为研究对象,对静止舰船和悬停旋翼的气动干扰流场开展了数值模拟。研究表明:在旋翼水平方向的着舰过程中,受舰船的地面效应和甲板后缘端面的陡壁干扰影响,流场变化剧烈:在旋翼进入甲板过程中,舰面效应影响逐渐增强,旋翼拉力系数呈增加趋势;在甲板中心位置,由于机库门的阻挡,陡壁干扰影响较大,迫使旋翼的回流靠近旋翼面,造成旋翼下洗流速增加,从而导致旋翼的拉力损失。在旋翼竖直方向着舰过程中,受到持续增强的舰面效应的影响,旋翼拉力系数随高度降低而持续增加。     

舰载直升机“舰面共振”动力学分析

为了解舰载直升机舰面开车状态的动力学特性,以某舰载直升机为研究对象,建立了全机多体动力学模型、起落架液压缓冲系统模型和旋翼减摆器液压模型,进行了全机"舰面共振"动力学仿真分析。研究了舰船横摇角、舰船运动周期、旋翼液压减摆器参数对直升机"舰面共振"稳定性的影响。结果表明:在"舰面共振"状态,旋翼液压减摆器节流孔参数对舰载直升机机身振动幅值有较大的影响,随着减摆器节流孔孔径的增大,机身振动幅值大幅增加,直升机不稳定转速区扩大;舰船运动周期对机身振动幅值和不稳定转速区几乎没有影响;在不稳定转速区之外,舰船横摇角对机身振动稳态响应幅值的影响较明显。进入不稳定转速区后,由于自激振动影响,机身大幅振动,舰船横摇角对机身振动幅值的影响不再明显。     

直升机掠海飞行海浪滤波器研究

研究了直升机掠海飞行时海浪滤波器和高度组合系统设计问题，给出了运动坐标系下海浪谱，借鉴直升机海面悬停时精确高度的维纳滤波提取法，利用伯特一香农法设计了掠海飞行海浪滤波器，给出了高度组合系统，结合某型直升机做了仿真，验证了海浪滤波器和高度组合系统的有效性。     

翼扇涵体构型无人机风切变下的响应特性

为了分析风切变影响下的响应特性,首先根据翼扇涵体无人直升机的构型特点,建立了该型直升机在风切变场中的非线性飞行动力学模型,依据美国联邦航空局的统计数据,给出了典型的风切变模型,最后研究分析了翼扇涵体构型无人直升机在不同维数风切变场中的响应特性,以及弹性支承件对该构型直升机抗风特性的影响。研究结果表明:翼扇涵体构型无人直升机受高维数的风切变影响较大;以提高操纵性为目的弹性支承件降低了该构型无人直升机的抗风能力,因此在对弹性支承件的刚度进行设计时,需要综合考虑其对操纵性与抗风特性的影响。     

重型直升机前飞和悬停状态下主减速器舱流场与通风散热分析

建立重型直升机主减速器舱模型,应用计算流体动力学(CFD)方法,模拟直升机的前飞状态,得到直升机前飞时的出口边界参考压力;对直升机前飞及悬停状态下的流场及温度场进行仿真分析,并考虑空气分配器、发电机通风管路和液压箱通风管路的影响,比较前飞和悬停状态下主减速器舱空气流动状态和散热性能;探讨不同飞行高度和飞行速度下主减速器...     

基于模糊PID的无人直升机悬停控制技术研究

小型无人直升机凭借良好的机动特性,在军事和民用方面有着广泛的用途.为了抑制阵风对无人直升机悬停状态的干扰,以悬停状态的横向位置控制为对象,分析了典型PID悬停控制特点,设计了一种加入前馈的模糊PID控制策略.该策略通过在横滚角回路加入加速度前馈环节,抑制初始时刻的扰动;并根据直升机悬停特性制定了模糊规则,利用模糊推理在线调节PID参数,实现横滚角自适应控制.仿真实验结果表明,本文提出的自适应控制策略抑制阵风能力强,动静态性能均优于经典PID控制.     

科技信息

俄研制新型直升机灭火系统俄罗斯“卡莫夫”军事工业联合体正在研制一种直升机灭火系统。借助这种系统 ,直升机可在进行高层建筑灭火时将水或灭火剂横向直接喷洒到着火点上 ,从而大大提高灭火的有效性。“卡莫夫”联合体的有关负责人介绍说 ,可配备在直升机卡 -32Ａ上的这种灭火系统 ,能将一端固定在消防水龙带上的拉杆伸至着火点并使消防水龙带中产生 2 0个大气压。这样 ,直升机可在高度 2 0 0ｍ以内 ,悬停在失火的楼层旁灭火。它喷出的水或灭火剂能够不受直升机螺旋桨产生的气流影响。此外 ,配备新灭火系统的直升机 ,可把 1 70 0Ｌ的灭火…     

Bell直升机电源系统

直升机具有大多数固定翼航空器所不具备的垂直升降、悬停、小速度向前或向后飞行的特点。这些特点使得直升机在很多场合大显身手。本文主要讨论直升机电源系统。     

非最小相位直升机悬停的鲁棒控制

研究直升机悬停状态时其动力学模型非最小相位且不稳定特性的设计问题,对于此类系统,一般的反馈设计方法可能使系统性能对参数的变化过于敏感,为此采用“平衡”设计方法得到具有鲁棒性的控制器,并通过对实例直升机悬停控制系统的设计,给出了具体的设计方法,通过仿真表明了该方法的有效性。     

中国三大利器可攻航母死穴

航空母舰是世界上最大的军舰,就像立于海洋上可以移动的小岛。许多国家以航空母舰来衡量其军事实力与科学技术。航空母舰的主要武器有战斗机、攻击机、反潜机、反潜直升机、电子战斗机、预警机、侦察机和加油机,因此有人将它称之为海上机场。目前世界上大型航空母舰的舰长达300米,高度相当于20层楼;舰体一般分为10层,1～4层主要为机舱、油舱、水舱和弹药舱;5～8层主要为办公人员的工作舱室、舰员、飞行员及维修库;9～10层设有飞机库及其它一些设施。舰面上设有甲板、上层建筑和其它特种设备。     

多旋翼对舰船甲板流场影响数值研究

为了研究多架直升机同时悬停时对舰船甲板流场特性的影响,采用Fluent软件对直升机多旋翼结构和舰船耦合流场进行数值模拟,分析了不同风向工况下的流场结构、螺旋度分布以及湍动能.结果表明:各旋翼周围的流场参数相互耦合、相互影响;侧风的加入使得流场结构更加紊乱,形成来流、多旋翼与上层建筑之间的混合流场;湍动能超限区域覆盖了整个甲板流场,这对于直升机的起降是非常不利的.     

一种涵道无人直升机模型参数辨识试验策略

针对样例涵道无人直升机,考虑机体振动等环境因素对输出数据的污染,提出一种样例无人直升机悬停模态下模型参数辨识方法．针对带角速率反馈的广义直升机参数辨识模型．利用直升机角速率、线加速度和操纵量依次独立辨识纵向通道模型参数Iy,Ib和Cr．首先根据传感器输出噪声方差先验信息筛选观测数据,有效剔除由此产生的部分野值样本．然后进一步采用低通滤波器对观测数据进行滤波．通过最小二乘法进行二次辨识．试验结果表明．该方法可显著提高模型参数辨识精度并降低参数估计的标准差．     

直升机旋翼结冰后三维桨叶气动特性数值分析

针对直升机旋翼桨叶结冰问题,研究了结冰前后三维旋翼桨叶气动特性.基于多参考系模型建立了旋翼桨叶三维结冰数值模拟方法,对其中空气流场计算、水滴撞击特性计算、结冰生成计算和几何模型重构等步骤进行了介绍.以C-T旋翼为模型,计算分析了结冰对旋翼桨叶气动特性的影响.计算结果表明,结冰后旋翼桨叶升力降低、阻力增加,悬停性能下降明...     

浆叶的厚度和扭转对低雷诺数旋翼悬停流场的影响

运用嵌套网格技术研究了浆叶的厚度和扭转对低雷诺数旋翼流场的影响.对旋翼浆叶生成单块的C型贴体网格,同时针对悬停流场的基本特征,采用近似柱型的背景网格来捕捉远场尾涡,网格间流场信息的传递通过嵌套网格技术来实现.首先,通过模拟高雷诺数的悬停流场验证了方法的可行性,在此基础上,对低雷诺数旋翼浆叶在不同厚度和有无扭转时的悬停流场进行了比较分析.     

基于主动建模的无人直升机增强LQR控制

为了解决无人直升机控制问题,通过把主动建模与LQR(Linear Quadratic Regulator)控制相结合,提出一种能补偿模型差的控制方法。该方法在悬停状态下,采用简化模型设计LQR控制器,并通过UKF(Un-scented-Kalman-Filter)在线估计简化模型与全状态模型的模型差,使用模型差作为补偿项对LQR控制增强。针对实际直升机动力学模型进行仿真,验证了基于UKF的估计和增强LQR控制的有效性。仿真实验结果证明,基于UKF的主动建模技术能够快速估计状态和参数变化,并且增强LQR控制能够使系统适应模型不确定性。     

过渡流搅拌槽内单颗粒悬浮特性的实验研究

利用高速摄像技术对过渡流搅拌槽内单颗粒的运动特性进行捕捉,分析了搅拌雷诺数及桨叶离底高度对颗粒悬浮运动的影响规律,并使用二维粒子图像测速技术得到搅拌槽内的流场信息。研究结果表明：颗粒的临界悬浮转速随桨叶离底高度的降低而降低;桨叶离底高度对颗粒在槽底的运动影响较大;颗粒在垂直离底悬浮后,于桨盘下方附近螺旋上升或作持续的螺旋状圆周运动;搅拌雷诺数升高对颗粒垂直上升的最大高度和最大速度影响较小,但会减小垂直上升过程中桨盘的转动圈数;颗粒螺旋上升是由于轴向流场在颗粒停滞位置向两侧产生了分叉;颗粒的悬浮主要是由流体的主体流动引起的。     

基于光流的六旋翼飞行器悬停控制

提出了一种应用惯性光流实现六旋翼飞行器悬停的非线性控制器.为克服外界因素的影响,提出一种辅助悬停控制系统.首先由球面相机获取目标平面的图像,并通过动态映射实现目标点到相机镜头表面的映射;然后比对连续时刻的图像获取目标点的平移光流;最后,使用分散平移光流作为控制器的反馈信息,实现飞行器的稳定悬停.目标平面为室内多纹理的平坦地面,共完成10次测试.实际飞行测试表明,飞行器在水平与高度方向的悬停位置误差为±5 cm,验证了该非线性控制器与辅助悬停控制系统的可行性.     

变转速对旋翼悬停气动性能影响的试验与分析

为研究转速变化对旋翼悬停性能的影响,通过旋翼计算流体力学方法建模分析和缩比模型旋翼台试验的方法,以自研无铰式刚性旋翼为对象,研究了旋翼转速对悬停性能的影响规律。结果表明：基于运动嵌套网格和非定常流场求解建立的旋翼计算流体力学方法对悬停状态的气动性能计算精度较高,最大误差为6.84%;模型旋翼试验数据有效,具有良好的重复性;转速降低后相同总距对应的拉力系数更小,悬停效率拐点对应的拉力系数更大;拉力越小,变转速所节省的功率越明显,低拉力时可节省超过40%需用功率。可见改变转速可以显著提升悬停状态的旋翼气动性能。     

液弹阻尼器动力学特性对直升机地面共振的影响分析

基于汉密尔顿原理,根据直升机旋翼液弹阻尼器的非线性动力学模型和等效线化模型,分别建立了带非线性和线性液弹阻尼器的直升机旋翼/机体耦合系统动力学模型;并对直升机的地面共振稳定性进行了数值模拟,分析了液弹阻尼器动力学特性对直升机地面共振的影响。结果表明,液弹阻尼器的存在增加了桨叶摆振后退型模态阻尼,提高了直升机地面共振稳定性。采用线化模型计算方便,计算结果能基本反映液弹阻尼器对桨叶摆振后退型模态的影响变化趋势;但模态耦合区位置和峰值阻尼的确定不够准确;而非线性模型则能准确描述液弹阻尼器的动力学特性和直升机旋翼/机体耦合系统稳定性的变化规律,精度较高。