无人直升机视觉着陆中的运动状态估计算法

对无人直升机(UH)视觉着陆中基于视觉图像处理的运动状态估计问题进行了研究。介绍了视觉着陆原理,分析了运动估计、特征图像处理与着陆控制间的关系,推导并建立了UH相对着陆平台位姿估计算法、线速度与角速度估计算法。相邻两帧图像对应特征点像点位置为位姿估计算法提供数据,一帧图像特征点像点位置及其对应像点平移速度为线速度与角速度估计算法提供数据。利用UH着陆控制仿真数据模拟UH着陆运动过程中像点位置及其对应平移速度的视觉图像处理结果。仿真验证了运动状态估计算法,结果表明所提出的运动状态估计算法能有效地利用视觉图像处理结果数据估计出UH的位置、姿态、线速度和角速度。     

大机动飞行中孤立旋翼的非定常空气动力模型

为提高旋翼他轴响应的预测，气动模型应当计入机动旋翼的尾迹畸变效应，而准确表示尾迹弯曲参数Kn是关键。为表达机动导致的各种效应，增广Peters-He有限状态尾迹模型可以吸收随飞行状态变化的Kn值。根据烟流实验，该参数随旋翼前飞速度、拉力和机动角速率而变化。旋翼的空气动力实验表明，旋翼轴接受准阶跃输入后，同轴及他轴的空气动力响应有过冲，且俯仰速率愈大，过冲幅值愈大。理论和实验结果的对比显示，为了正确计算机动飞行中的旋翼气动力，特别是操纵的他轴响应，应在模型中采用随状态变化的尾迹弯曲参数Kn。此外，在当前模型基础上联合动态尾迹畸变模型，计算出的旋翼力和力矩更接近试验数据。     

直升机旋翼桨叶的弹性碰撞动力学建模

建立了直升机旋翼桨叶弹性正碰撞的动力学模型,采用有限转动梁理论处理桨叶的弹性变形,利用Hertz接触理论处理局部弹性变形,引入位移协调方程识别弹性碰撞载荷,运用Hamilton原理建立了桨叶正碰撞的动力学方程.通过与Timoshenko算例的对比表明了该方法的正确性,且对集中质量与直升机桨叶的弹性正碰撞问题进行了研究.     

直升机涡环状态边界与飞行安全

介绍了直升机涡环状态的成因及国外对于涡环状态边界研究的现状,并对我国在直升机涡环状态边界研究方面的工作进展进行了重点介绍.     

一种复合材料柔性梁的响应计算方法

建立了一种复合材料柔性梁的响应计算方法,将三雏非线性梁分析解耦为二维线性剖面分析和一维非线性梁分析两部分.引入Danielson-Hodges广义应变定义,采用中等变形梁理论,考虑横向剪切和三维翘曲的影响,对梁结构进行了有限元分析.通过与Princeton梁实验数据、Minguet实验数据和大变形梁理论计算结果的对比,验证了本文计算方法的正确性和适用范围.     

直升机飞行控制系统的快速原型设计

针对直升机飞行控制的特点，结合国际直升机界的研究热点，提出了直升机飞行控制的快速原型设计方法，该方法分利用当今计算机领域的最新技术，在不牺牲系统性能的前提下，以最低的成本，最快的速度，构建最小规模的实时系统和直观的控制系统设计界面，并提供完整的验证手段。     

直升机桨叶刚柔耦合特性及计算方法分析

为了研究桨叶刚柔耦合特性,采用中等变形梁模型处理桨叶弹性变形,分别采用小转角和有限转角两种方法处理桨叶绕铰的刚性运动.以桨叶扬起下坠碰撞问题为研究对象.计算分析表明:(1)弹性桨叶存在较明显的刚性运动和弹性变形耦合;(2)挥舞角较小时,两种处理方法计算结果一致,均与试验数据吻合较好;(3)挥舞角较大时,刚柔耦合增强,两种处理方法的计算值差别较为明显;(4)桨叶弯曲刚度对桨叶刚柔耦合特性有较明显影响,刚度越小,耦合越强;(5)桨叶如果比较柔软,小转角处理方法计算值相对有限转角处理方法,相位滞后、幅值增加均较为明显,计算桨叶动响应时需引起注意.     

转换式高速直升机RD15方案

 首先对目前各种类型的高速直升机进行了分析,在此基础上提出了一种旋翼/机翼转换式高速方案;然后对此方案的旋翼系统的气动特性和关键技术——直升机/飞机模式转换过程中盘翼的仰角、桨叶的长度、转速以及桨距等参数的变化进行了理论和试验研究,提出了高速直升机RD15的总体方案,并设计了直升机/飞机模式转换过程。计算表明,该方案在直升机/飞机模式相互转化过程中升力、功率和操纵的改变能够实现平滑连续并保持操稳性。