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一種可減小氣動干擾不利影響的直升機氣動布局優(yōu)化方法_4

文檔序號:8922732閱讀:來源:國知局
量為控制機 身頭部外形的4個控制指數(shù)及旋翼垂向位置、平尾縱向位置、尾槳縱向位置3個部件位置 參數(shù)。優(yōu)化結(jié)果顯示,懸停效率增加了 1%,懸停升限增加了 2. 51%,迎角穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)減小 13. 86%,荷蘭滾模態(tài)阻尼比減小0. 2%。
[0113] 本發(fā)明說明書中未作詳細描述的內(nèi)容屬本領(lǐng)域內(nèi)專業(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。
[0114] 本發(fā)明具體應(yīng)用途徑很多,以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式,應(yīng)當(dāng)指出,對于 本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說,在不脫離本發(fā)明原理的前提下,還可以做出若干改進,這 些改進也應(yīng)視為本發(fā)明的保護范圍。
【主權(quán)項】
1. 一種可減小氣動干擾不利影響的直升機氣動布局優(yōu)化方法,其特征在于:包括以下 步驟: 1) 構(gòu)建直升機的氣動布局綜合優(yōu)化目標函數(shù)指標體系,采用加權(quán)法,確定各指標權(quán) 重; 2) 基于參數(shù)化建模方法,建立直升機機身各部件外形參數(shù)化模型,通過機身各部件外 形形狀控制參數(shù)及機身部件坐標確定直升機的氣動外形,從而確定直升機氣動布局綜合優(yōu) 化問題的優(yōu)化變量; 3) 基于離散渦方法和面元法,建立直升機耦合氣動干擾分析計算模型,根據(jù)不同的直 升機氣動外形及布局,計算直升機飛行性能及配平、操穩(wěn)特性; 4) 根據(jù)步驟3)建立的直升機耦合氣動干擾分析計算模型,應(yīng)用試驗設(shè)計方法生成小 規(guī)模的初始樣本集,采用近似模型方法建立初始代理模型,并分別用步驟3)所建立的直升 機耦合氣動干擾分析計算模型和初始代理模型求解樣本點的真實值和近似值; 5) 根據(jù)步驟4)求得的樣本點的真實值和近似值,應(yīng)用精度驗證準則判斷是否收斂;以 誤差平方R2作為全局精度的評判準則,最大絕對誤差RMAE作為局部精度準則;如果收斂, 則采用所建立的初始代理模型為優(yōu)化過程中使用的代理模型,否則在RMAE值所在位置的 周圍選定小空間,布置少量樣本點,返回步驟4),進行新一輪的迭代,直至構(gòu)建的代理模型 在樣本點的近似值與步驟3)所建立的計算模型的真實值收斂,滿足精度要求,以此代理模 型為優(yōu)化過程中使用的代理模型; 6) 以步驟5)所構(gòu)建的優(yōu)化過程中使用的代理模型為分析模型,生成優(yōu)化問題初始樣 本點,采用基于代理模型技術(shù)的全局優(yōu)化算法進行全局尋優(yōu),判斷是否滿足預(yù)設(shè)的收斂條 件,滿足則停止迭代,否則繼續(xù)迭代直至滿足預(yù)設(shè)的收斂條件,得到全局最優(yōu)解;以得到的 全局最優(yōu)解為梯度尋優(yōu)初始值,采用基于代理模型技術(shù)的梯度優(yōu)化算法,在全局最優(yōu)解周 圍進行局部尋優(yōu),判斷是否滿足收斂條件,滿足則停止迭代,否則繼續(xù)迭代直至滿足預(yù)設(shè)的 收斂條件,得到直升機氣動布局優(yōu)化問題的最優(yōu)解。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的可減小氣動干擾不利影響的直升機氣動布局優(yōu)化方法,其特 征在于:所述步驟1)中確定各指標權(quán)重后,給出各指標參數(shù)的評價方法,在進行優(yōu)化之前, 將各指標參數(shù)進行無因次化處理,飛行性能指標參數(shù)中各量均與基準氣動干擾狀態(tài)比值進 行無因次化,優(yōu)化原則均為最大化;配平與操穩(wěn)特性指標參數(shù)中縱向周期變距配平量以相 對桿量與相對俯仰角比值進行無因次化,其余各量均與基準氣動干擾狀態(tài)比值進行無因次 化,速度及航向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)、荷蘭滾模態(tài)阻尼比的優(yōu)化原則為最大化,縱向周期變距配平量 優(yōu)化原則為趨于1,其余配平及操穩(wěn)特性指標參數(shù)的優(yōu)化原則為最小化。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的可減小氣動干擾不利影響的直升機氣動布局優(yōu)化方法,其特 征在于:所述步驟2)中采用的參數(shù)化方法通過描述直升機機身縱向輪廓線和特征橫剖面 輪廓線確定直升機幾何外形。4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的可減小氣動干擾不利影響的直升機氣動布局優(yōu)化方法,其特 征在于:所述步驟3)建立直升機耦合氣動干擾分析計算模型包括:建立直升機飛行動力學(xué) 模型,將飛行動力學(xué)模型與干擾流場下部件氣動力計算方法合并,形成耦合氣動干擾分析 的飛行特性分析方法; 直升機飛行動力學(xué)模型采用部件級建模方法建立,分別構(gòu)建各部件及其尾跡氣動模 型,其中旋翼槳葉氣動模型基于葉素理論及渦面元法結(jié)合槳葉揮舞-擺振-扭轉(zhuǎn)運動方程 建立,槳盤平面處誘導(dǎo)速度由旋翼尾跡渦粒子模型確定,槳葉上的總氣動力表示為:其中Λ Sij和Iiij分別為附著渦面元的面積和單位法向量,Λ p。為每個附著渦面元上的 壓差,Nc^Ns分別為沿槳葉弦向附著渦面元個數(shù)和沿槳葉展向附著渦面元個數(shù); 旋翼尾跡模型基于渦粒法建立,尾跡渦粒強度矢量、位置矢量依據(jù)渦量守恒及渦量一 階矩守恒確定:其中ryt)表示了第j列展向渦面元的總展向附著渦強度,a ^t)為等效渦粒的強 度矢量,τΝ。為沿槳葉弦向第Ν。個附著渦面元前緣邊的單位切向量,Acfty為附著渦面元前 緣邊的長度,uT.E為位于槳葉后緣的附著渦面元當(dāng)?shù)貧饬魉俣认蛄?,L為等效渦粒的位置矢 量,YKut"_為庫塔渦面元上的渦強分布,S τ.&表示被等效的庫塔渦面元; 機身氣動模型采用渦面元法建立,渦面元強度通過不可穿透條件確定:其中和<分別為第i個渦面元控制點單位法向量和位置向量,%和ω f分別為機身 線運動速度和角運動速度,Aij為第j個渦面元對第i渦面元的法向影響系數(shù); 尾槳槳葉及其尾跡模型與旋翼槳葉模型及渦粒尾跡模型相同;平尾、垂尾及短翼及其 尾跡的建模與旋翼單片槳葉,基于葉素理論及渦面元法計算平尾、垂尾及短翼的氣動力,尾 跡采用渦粒法建立;將各部件氣動模型所得氣動力及力矩代入直升機機體運動方程,建立 直升機機體六自由度歐拉方程;所得直升機機體六自由度歐拉方程為:其中為直升機質(zhì)量(槳葉質(zhì)量除外),g為重力加速度,I xx、1"和I zz為直升機關(guān)于 機體軸系的三個慣性矩,Ixy、1%和I xz為慣性積,uf、vf、wf為直升機在機體軸系下三個方向 的速度,Pf、qf、4為直升機在機體軸系下三個方形的角速度。X、Y、Z和L、M、N分別為機體 坐標系下作用于直升機重心的三個外力和力矩,Φρ 0f、!Df分別為機體的側(cè)傾角、俯仰角 和偏航角; 干擾流場下部件氣動力計算方法包括旋翼/機身耦合氣動干擾計算、旋翼/尾槳耦合 氣動干擾計算、旋翼/平尾耦合氣動干擾計算、旋翼/機身/尾槳/平尾耦合氣動干擾計算。5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的可減小氣動干擾不利影響的直升機氣動布局優(yōu)化方法,其特 征在于:所述旋翼/機身、旋翼/尾槳、旋翼/平尾、旋翼/機身/尾槳/平尾耦合氣動干擾 計算將各種干擾因素在旋翼和尾槳槳葉模型、旋翼、尾槳、平尾尾跡模型、機身模型和平尾 模型中進行耦合,在求解旋翼槳葉、尾槳槳葉、機身、平尾附著渦面元強度時計入與其耦合 部件的渦面元對其附著渦面元控制點的誘導(dǎo)速度;旋翼、尾槳和平尾尾跡渦粒的對流方程 和拉伸-轉(zhuǎn)動與粘性擴散方程中計入與其耦合部件的影響;將上述干擾因素進行聯(lián)立求解 得到耦合的旋翼/機身、旋翼/尾槳、旋翼/平尾、旋翼/機身/尾槳/平尾氣動載荷以及 流場速度分布和禍量分布。6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的可減小氣動干擾不利影響的直升機氣動布局優(yōu)化方法,其特 征在于:所述機身表面壓力通過非定常Bernoulli方程得到,通過計算每個面元控制點處 的非定常壓力,求得每個面元上的氣動力,再通過數(shù)值積分得到旋翼干擾流場下機身的氣 動力和力矩。7. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的可減小氣動干擾不利影響的直升機氣動布局優(yōu)化方法,其特 征在于:所述旋翼、尾槳、平尾氣動載荷均表示為每個附著渦面元上的壓差與附著渦面元的 面積和單位法向量二者乘積的和。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種可減小氣動干擾不利影響的直升機氣動布局優(yōu)化方法。該方法針對風(fēng)洞試驗及CFD方法的不足,基于離散渦方法和面元法建立直升機的耦合氣動干擾高精度分析模型,從而可以不通過風(fēng)洞試驗,只利用仿真計算就可考慮直升機氣動干擾的影響,并相較于CFD大大降低了仿真模型對計算資源的需求,縮短了計算時間。為進一步減小計算量及尋優(yōu)空間,通過參數(shù)化方法建立直升機機身外形的參數(shù)化模型并采用基于代理模型的組合優(yōu)化方法,從而得到最優(yōu)的直升機氣動外形及布局,達到減小氣動干擾以提高直升機飛行特性的目的??梢詰?yīng)用于直升機概念設(shè)計階段以改善直升機飛行性能及配平、操穩(wěn)特性。
【IPC分類】G06F17/50
【公開號】CN104899365
【申請?zhí)枴緾N201510280788
【發(fā)明人】陸洋, 蘇濤勇, 陳仁良, 王宇, 李攀
【申請人】南京航空航天大學(xué)
【公開日】2015年9月9日
【申請日】2015年5月27日
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