主动控制后缘附翼模型的实验研究 被引量：1

1

作者 陈勇 顾仲权 +1 位作者 陶宝祺 高亹 《振动工程学报》 EI CSCD 北大核心 2002年第1期79-81,共3页

电致伸缩驱动器是控制智能旋翼后缘附翼的执行机构。本文从电致伸缩材料的本构方程及运动方程出发 ,建立驱动机构中固态驱动器的动力学模型 ,确定结构尺寸及粘结层性能对驱动器性能的影响规律 ;采用有限元模型对运动变换机构在离心力作... 电致伸缩驱动器是控制智能旋翼后缘附翼的执行机构。本文从电致伸缩材料的本构方程及运动方程出发 ,建立驱动机构中固态驱动器的动力学模型 ,确定结构尺寸及粘结层性能对驱动器性能的影响规律 ;采用有限元模型对运动变换机构在离心力作用下的位移变换特性进行分析 ,研究其弯曲刚度对动态特性的影响规律 ; 展开更多

关键词 主动控制 后缘附翼模型 电致伸缩效应 驱动器 智能旋翼 动态特性

下载PDF 职称材料

基于AVR单片机的后缘小翼型智能旋翼测控系统设计

2

作者 朱建华 杨大林 +1 位作者 汪亚敏 杨卫东 《直升机技术》 2012年第1期46-51,共6页

研究并设计了智能旋翼振动控制实验的方案,对应用于智能旋翼小翼的闭环控制实验所需软硬件系统进行详细研究。分析讨论了采用本控制系统方案的可行性,确立使用AVRAtmega128单片机为核心的小翼控制系统平台的构建方案,进行了使用单片机... 研究并设计了智能旋翼振动控制实验的方案,对应用于智能旋翼小翼的闭环控制实验所需软硬件系统进行详细研究。分析讨论了采用本控制系统方案的可行性,确立使用AVRAtmega128单片机为核心的小翼控制系统平台的构建方案,进行了使用单片机为核心的控制方法设计,编写了相关控制程序。本试验系统相关特性适用于智能旋翼振动控制。 展开更多

关键词 智能旋翼 控制系统设计 AVR单片机

下载PDF 职称材料

倾转旋翼飞行器飞行力学模型研究 被引量：13

3

作者 宋彦国 王焕瑾 +1 位作者 沙虹伟 徐敏 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2008年第2期192-196,共5页

对倾转旋翼飞行器飞行力学模型的建立进行了理论研究。其中旋翼的气动模型,使用了非定常叶素理论,而对于机翼、尾翼和机身的气动力计算则采用了成熟的升力线理论模型。对于气动干扰的问题,则主要是考虑了机翼与旋翼的气动干扰。最后对... 对倾转旋翼飞行器飞行力学模型的建立进行了理论研究。其中旋翼的气动模型,使用了非定常叶素理论,而对于机翼、尾翼和机身的气动力计算则采用了成熟的升力线理论模型。对于气动干扰的问题,则主要是考虑了机翼与旋翼的气动干扰。最后对算例飞行器不同模式下的飞行状态进行了飞行特性计算,验证了所建模型的合理性。 展开更多

关键词 倾转旋翼飞行器 飞行力学模型 叶素理论 气动干扰

下载PDF 职称材料

直升机旋翼前飞状态下的气动弹性分析 被引量：6

4

作者 余智豪 虞志浩 +1 位作者 李赟 杨卫东 《科学技术与工程》 北大核心 2018年第11期332-336,共5页

建立一种旋翼前飞状态下的旋翼气动弹性分析模型,模型中采用松耦合方法集成高精度计算流体力学(CFD)气动模型。采用Green应变以及几何精确的弹性运动及变形的几何关系式;并通过Hamilton建立旋翼动力学方程。采用基于N-S控制方程的CFD气... 建立一种旋翼前飞状态下的旋翼气动弹性分析模型,模型中采用松耦合方法集成高精度计算流体力学(CFD)气动模型。采用Green应变以及几何精确的弹性运动及变形的几何关系式;并通过Hamilton建立旋翼动力学方程。采用基于N-S控制方程的CFD气动模型,采用滑移网格技术实现桨叶运动。通过计算SA349/2直升机前飞状态下的挥舞、摆振振动载荷,对比试验数据,验证建立的气动弹性分析模型。结果表明,集成CFD的气弹模型能有效提高振动载荷预估精度,对于高阶谐波载荷的计算有很大的提高。 展开更多

关键词 旋翼 气动弹性 几何精确 N-S方程 耦合

下载PDF 职称材料

采用仿射变换的桨叶变形摄像测量Newton-Raphson算法 被引量：5

5

作者 高亚东 刘荣明 王华明 《振动．测试与诊断》 EI CSCD 北大核心 2013年第3期432-436,526,共5页

提出一种基于仿射变换的(Newton-Raphson,简称N-R)数字图像相关算法。首先,采用人机交互的方法在变形前后的图像中选取匹配特征点,计算仿射变换参数;然后,根据仿射变换位移模式计算目标子区中心点的位移,将其用作N-R算法的初值。为降低... 提出一种基于仿射变换的(Newton-Raphson,简称N-R)数字图像相关算法。首先,采用人机交互的方法在变形前后的图像中选取匹配特征点,计算仿射变换参数;然后,根据仿射变换位移模式计算目标子区中心点的位移,将其用作N-R算法的初值。为降低计算量,采用全场插值,插值运算次数降为常规插值的1%左右。仿真测试表明,基于仿射变换的N-R算法在精度保持不变的情况下显著减少计算时间,克服了常规N-R算法计算量大、效率低、只适用于无刚体转动目标等缺陷,为开发直升机桨叶变形摄像测量系统提供了算法基础。 展开更多

关键词 直升机 摄像测量 特征点匹配 仿射变换 Newton—Raphson算法

下载PDF 职称材料

倾转旋翼机前飞时机翼/短舱/旋翼耦合系统气弹稳定性分析 被引量：3

6

作者 杨朝敏 夏品奇 《中国科学：技术科学》 EI CSCD 北大核心 2011年第10期1322-1328,共7页

倾转旋翼机是一种具有普通直升机垂直起降与空中悬停能力,又兼备螺旋桨式固定翼飞机高速远程巡航能力的新型飞行器.由于旋翼与机翼之间复杂的动力学耦合关系,在前飞状态下系统的动力学稳定性随着前飞速度的提高而降低,从而限制了倾转旋... 倾转旋翼机是一种具有普通直升机垂直起降与空中悬停能力,又兼备螺旋桨式固定翼飞机高速远程巡航能力的新型飞行器.由于旋翼与机翼之间复杂的动力学耦合关系,在前飞状态下系统的动力学稳定性随着前飞速度的提高而降低,从而限制了倾转旋翼机飞行速度的提高.针对机翼具有弹性弯扭耦合特性的倾转旋翼机系统,建立了其前飞时机翼/短舱/旋翼耦合系统的气弹稳定性分析模型.利用Boeing试验模型的参数对倾转旋翼机前飞状态下的气弹稳定性进行计算,分析了机翼弹性弯扭耦合特性对气弹稳定性的影响.结果表明,机翼向上弯曲引起前缘低头的弹性弯扭耦合特性可以显著提高机翼垂向模态的失稳速度,而机翼向前弯曲引起前缘低头的弹性弯扭耦合特性则对提升机翼弦向模态的失稳速度非常有利. 展开更多

关键词 倾转旋翼机 机翼/短舱/旋翼耦合系统 气弹稳定性 前飞

原文传递

螺旋桨飞机舱内噪声特性分析 被引量：1

7

作者 王春辉 王华明 欧飞 《大众科技》 2014年第11期90-92,共3页

文章研究螺旋桨气动噪声对飞机舱内噪声的影响,综合应用计算流体动力学和声学软件对螺旋桨飞机的舱内噪声进行建模和仿真分析。首先应用ICEM对螺旋桨划分网格,应用Fluent计算螺旋桨叶片表面压力分布,将计算结果导入Virtual Lab中用于模... 文章研究螺旋桨气动噪声对飞机舱内噪声的影响,综合应用计算流体动力学和声学软件对螺旋桨飞机的舱内噪声进行建模和仿真分析。首先应用ICEM对螺旋桨划分网格,应用Fluent计算螺旋桨叶片表面压力分布,将计算结果导入Virtual Lab中用于模拟螺旋桨噪声源;然后应用Hypermesh建立机体结构有限元和声学有限元模型,将其导入Virtual Lab中计算机体模态和舱内声学响应。最后对螺旋桨飞机的舱内噪声进行了简要分析。 展开更多

关键词 螺旋桨飞机 螺旋桨噪声 飞机舱内噪声 有限元

下载PDF 职称材料

电控旋翼直升机飞行动力学建模与配平特性研究 被引量：1

8

作者 陆洋 王超 赵鑫 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第3期388-393,400,共7页

首先基于Peters-He广义动态尾迹理论,建立了电控旋翼动态尾迹入流模型,进一步结合电控旋翼襟翼操纵与桨叶变距之间的关系、桨叶挥舞运动方程和带襟翼翼型非定常气动力模型建立了适用于飞行力学分析的电控旋翼气动力模型。在此基础上,结... 首先基于Peters-He广义动态尾迹理论,建立了电控旋翼动态尾迹入流模型,进一步结合电控旋翼襟翼操纵与桨叶变距之间的关系、桨叶挥舞运动方程和带襟翼翼型非定常气动力模型建立了适用于飞行力学分析的电控旋翼气动力模型。在此基础上,结合机身、尾桨、尾面的气动力模型,建立了完整的电控旋翼直升机飞行动力学分析模型。以Z-11直升机为基准改造为电控旋翼直升机作为算例,计算了前飞状态下电控旋翼直升机的诱导速度分布和桨盘迎角分布,对比了电控旋翼与常规旋翼的气动特性差异;在此基础上,进一步分析了电控旋翼直升机的配平特性随前飞速度的变化规律以及与常规直升机的差异。 展开更多

关键词 电控旋翼 动态入流 飞行动力学 配平特性

下载PDF 职称材料

无人直升机目标定位系统设计 被引量：2

9

作者 黄益新 徐锦法 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第2期251-257,共7页

为了提高无人直升机在自主飞行作业时的精确性,本文设计了一套获取无人直升机相对于任务目标飞行状态的测量系统。该系统采用机载激光雷达对无人直升机周围环境进行扫描建模,使用STM32作为微控制器设计硬件电路实现系统功能。提出一种... 为了提高无人直升机在自主飞行作业时的精确性,本文设计了一套获取无人直升机相对于任务目标飞行状态的测量系统。该系统采用机载激光雷达对无人直升机周围环境进行扫描建模,使用STM32作为微控制器设计硬件电路实现系统功能。提出一种针对性算法,对扫描范围内的环境数据进行处理与分析并解算出飞行状态。此外,还使用Labview进行上位机软件的开发,可以实时显示该系统测量得到的状态结果。实际测试结果表明,该系统可以准确获取无人直升机相对于任务目标的距离和方位角。 展开更多

关键词 无人直升机 激光雷达 目标定位 STM32

下载PDF 职称材料

受控后缘小翼智能旋翼气动弹性分析 被引量：2

10

作者 刘士明 杨卫东 +1 位作者 虞志浩 吴杰 《科学技术与工程》 北大核心 2016年第14期56-60,共5页

建立了一种考虑刚体小翼-弹性桨叶耦合的后缘小翼智能旋翼动力学分析模型,分析小翼受控后的旋翼气动弹性响应及动载荷变化。通过与SA349/2直升机的飞行实测数据比较,证实模型的计算结果可靠,精度与CAMRAD II软件相当。悬停状态基准旋翼... 建立了一种考虑刚体小翼-弹性桨叶耦合的后缘小翼智能旋翼动力学分析模型,分析小翼受控后的旋翼气动弹性响应及动载荷变化。通过与SA349/2直升机的飞行实测数据比较,证实模型的计算结果可靠,精度与CAMRAD II软件相当。悬停状态基准旋翼的后缘小翼受控后,桨尖的挥舞/摆振/扭转响应都明显增加,且响应幅值基本随小翼的偏转角线性增加。对0.197前进比的前飞状态,以针对桨毂载荷的优化控制规律操纵后缘小翼偏转,挥舞与摆振响应变化不明显,震荡扭转响应的幅值明显增大。对于两个计算状态,挥舞响应与扭转响应收敛速度均比摆振响应快。 展开更多

关键词 直升机 旋翼 载荷 后缘小翼 瞬态响应

下载PDF 职称材料

新型桨尖旋翼气动布局计算及试验验证

11

作者 刘平安 林永峰 +2 位作者 邓景辉 陈平剑 招启军 《航空科学技术》 2012年第4期38-41,共4页

建立了一套适合于新型桨尖旋翼气动特性分析的计算方法,利用该方法计算分析了扭转及弦长分布等参数变化对新型桨尖旋翼气动特性的影响,对新型桨尖旋翼和抛物线后掠旋翼的气动特性进行了数值模拟,开展了新型桨尖旋翼和抛物线后掠旋翼的... 建立了一套适合于新型桨尖旋翼气动特性分析的计算方法,利用该方法计算分析了扭转及弦长分布等参数变化对新型桨尖旋翼气动特性的影响,对新型桨尖旋翼和抛物线后掠旋翼的气动特性进行了数值模拟,开展了新型桨尖旋翼和抛物线后掠旋翼的悬停气动性能试验研究,验证了理论分析的结果。 展开更多

关键词 直升机 旋翼 新型桨尖

下载PDF 职称材料

遥控小型倾转旋翼机飞行控制系统研究 被引量：1

12

作者 宋彦国 《直升机技术》 2006年第3期12-16,共5页

遥控小型倾转旋翼机飞行控制系统研制中所涉及到的关键技术众多,围绕研制中遇到的问题提出了解决措施和技术方案。本文主要讨论遥控小型倾转旋翼机飞行控制系统的系统的结构与配置,包括飞行控制计算机、传感器系统、电动伺服舵机、基本... 遥控小型倾转旋翼机飞行控制系统研制中所涉及到的关键技术众多,围绕研制中遇到的问题提出了解决措施和技术方案。本文主要讨论遥控小型倾转旋翼机飞行控制系统的系统的结构与配置,包括飞行控制计算机、传感器系统、电动伺服舵机、基本飞行控制规律等。 展开更多

关键词 旋翼机 飞控系统 飞控计算机

下载PDF 职称材料

基于代理方法的带小翼翼型气动模型

13

作者 刘士明 杨卫东 虞志浩 《科学技术与工程》 北大核心 2016年第25期317-321,共5页

为满足带后缘小翼智能旋翼气动弹性分析的需求,建立一种基于代理方法的后缘小翼翼型气动力计算模型。模型从小翼偏转后的翼型实际形状出发,对带偏转小翼的翼型流场划分C型网格,基于二维黏性N-S方程求解流场计算翼型气动力。为方便气动... 为满足带后缘小翼智能旋翼气动弹性分析的需求,建立一种基于代理方法的后缘小翼翼型气动力计算模型。模型从小翼偏转后的翼型实际形状出发,对带偏转小翼的翼型流场划分C型网格,基于二维黏性N-S方程求解流场计算翼型气动力。为方便气动弹性集成分析,节约求解非定常翼型气动力的时间成本,以RBF模型代理翼型CFD方法计算非定常翼型的环量气动力,以薄翼型理论计算气动力的非环量部分。以对称的NACA 0012翼型和非对称的NACA 23012翼型风洞试验数据和模型的计算结果对比,充分验证了模型计算常规翼型和带小翼翼型气动力的精度,同时证实了模型对不同翼型形状的适应性。 展开更多

关键词 直升机 旋翼 气动力 后缘小翼 代理模型

下载PDF 职称材料

基于LSTM和响应分解的冲击载荷识别方法研究

14

作者 黄大伟 陈立昆 高亚东 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2024年第3期69-76,119,共9页

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,... 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。 展开更多

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

下载PDF 职称材料