直升机旋翼可靠性设计与发展

本文简要地叙述了机械零件和旋翼可靠性设计的基本方法并以某直升机桨叶连接销为例,通过分析计算探讨了旋翼可靠性设计存在的问题与发展途径。     

悬停状态下旋翼桨叶气动弹性稳定性分析及试验

研究直升机旋翼桨叶在悬停状态下挥舞-摆振-扭转全耦合运动的气弹稳定性。应用哈密顿原理推导桨叶运动的非线性偏微分方程, 推导气动载荷时采用了准定常气动理论, 并应用Galerkin有限元素法离散空间变量, 利用特征值分析来研究系统的稳定性。以海豚直升机为工程实例, 分析计算了其桨叶的气弹稳定性, 还进行了旋翼模型气弹稳定性试验研究, 确定旋翼结构参数对气弹稳定性的影响, 并同计算结果进行了比较, 得到了一些有意义的结论。      

直升机自适应旋翼驱动系统的研究进展

直升机自适应旋翼由复合材料桨叶、埋入式驱动和传感元件以及控制系统组成,它能够有效地抑制桨叶的振动、改善旋翼的操纵系统和空气动力特性。对自适应旋翼的基本含义和关键技术之一--驱动器进行了评述,并从旋翼驱动材料、驱动系统和力学模型等方面介绍了当前的研究成果。     

共轴刚性旋翼构型高速直升机发展研究

共轴刚性旋翼带推力桨构型在保留常规直升机优异近地面机动能力的基础上,可实现速度与航程提升一倍,是下一代军用直升机的主要构型.本文从直升机构型发展需求出发,系统梳理了共轴刚性旋翼的概念原理、技术攻关和型号预发展过程,并以美军未来高速直升机型号发展和直升机技术发展趋势,提炼并概括了以高速直升机装备为代表的下一代军用直升机的...     

基于双向电机驱动的四旋翼机动飞行控制

四旋翼飞行器（QUAV）的位置、姿态运动控制效果决定了其机动性。为了克服四旋翼系统欠驱动的缺陷,基于四元数表达对一种双向电机驱动的四旋翼进行了动力学建模,包括双向推力作用情况下的全向运动过程分析,并提出了一种姿态与位置控制器及控制分配矩阵设计方法。面向四旋翼的x-z平面模型,设定合理的参数和限制,使用最优规划方法提出了适用于新型四旋翼翻转、竖直等机动飞行轨迹的生成方法,其中推力与转矩都是实现时间最短的最优方案。搭建了包括电子调速器、电机、桨叶、机架等部件在内的详细的仿真试验环境。仿真试验的结果验证了双向电机驱动的四旋翼相比于传统四旋翼,能有效提高姿态跟踪与位置跟踪的精度,提升了飞行器的机动性。      

基于SADRC的四旋翼姿态解耦控制及稳定性分析

针对四旋翼姿态控制欠驱动、强耦合的特性,提出了一种基于线性/非线性切换自抗扰控制（SADRC）的四旋翼姿态解耦控制方法。首先,以四旋翼平台为研究对象,建立了其姿态的数学模型,引入SADRC,对基本原理进行了介绍。其次,基于SADRC设计了四旋翼姿态解耦控制器,并基于Lyapunov函数对系统进行了稳定性分析。最后,通过仿真实验对SADRC控制性能进行了验证。结果表明:SADRC在某些场合抗干扰和鲁棒性方面较线性自抗扰控制（LADRC）和非线性自抗扰控制（NLADRC）具有优势,具有工程应用的潜力。      

基于双目立体视觉的直升机旋翼桨叶位移变形测量方法

为实现直升机旋翼桨叶位移变形的非接触测量,提出了基于双目立体视觉的三维测量方法。采用编码标记方式,在旋翼桨叶表面粘贴具有唯一编码信息的标记点,以高频激光器提供纳秒级瞬态照明,同步触发高速CCD相机采集桨叶瞬态图像,基于双目立体视觉原理计算标记点的三维坐标,进而计算得到旋翼桨叶的位移变形参数。试验结果表明:该测量方法的测量精度小于0.1 mm,测量准度小于0.3 mm,可满足直升机旋翼桨叶位移变形的高精度测量需求。     

复合式旋翼飞行器多目标控制分配策略

针对复合式旋翼飞行器操纵冗余多模式切换控制问题,提出一种基于赋权多目标混合优化的控制分配策略。该策略根据复合式旋翼飞行器过渡模式舵面操纵特性,建立飞行器带约束过渡过程控制分配模型;设计混合多目标优化性能指标评价函数,有效处理操纵量控制受限、交叉强耦合及非线性特性,并减少舵面耗能;采用改进的粒子群优化算法动态更新操纵量及控制通道的权系数矩阵,提高控制面操纵效率,加快优化搜索速度,快速求解过渡过程多目标控制分配变量。该策略实现复合式旋翼飞行器模式切换过渡过程实时有效地操纵量控制分配,保证飞行器快速准确跟踪控制指令的能力。同时,通过多目标控制分配策略,飞行控制系统不需要增加额外的模式切换控制器,降低系统设计难度,提高安全性。     

无轴涵道旋翼气动特性数值研究

采用基于非结构网格的滑移网格技术对无轴涵道旋翼与传统涵道旋翼的气动特性进行了非定常Euler方程数值模拟。分别考察了无轴涵道旋翼与传统涵道旋翼气动特性差异,中心孔径、涵道扩散角、涵道翼型对无轴涵道旋翼气动特性的影响。涵道扩散角变化范围为-6°~10°,涵道翼型选择NACA66、NACA0018及NACA4415三种翼型进行研究。研究发现:涵道翼型类型对无轴涵道旋翼的拉力分配影响较大,对称翼型能减弱旋翼上方低压涡从而涵道能产生更大的拉力;无轴涵道旋翼比传统涵道旋翼具有更优的拉力性能,转速为18 000 r/min时其总拉力是后者的1.185倍;减小无轴涵道旋翼的中心孔径能提高总拉力值,但整体耗能也将随之提高;涵道拉力占比越高的翼型,其最佳涵道扩散角越大,该状态下涵道拉力占比最高。      

共轴双旋翼非定常流场干扰特性

直升机共轴双旋翼相遇过程的非定常气动干扰在其周期性干扰中最为强烈。为了研究该过程中的干扰特征,建立了一个基于非定常雷诺平均Navier-Stokes方程的气动干扰数值方法,双旋翼的反转运动采用运动嵌套网格进行模拟。为了探究双旋翼相遇时的气动干扰机理,以两个相对运动的双翼型系统来模拟双旋翼特定展向截面的非定常相遇过程。分析了双旋翼和双翼型相遇时的气动特性和流场特征,并对双翼型系统进行了参数影响研究,结果表明:双旋翼上下桨叶相遇时,上下旋翼拉力均会出现先增后减的变化趋势且波动幅值分别为其对应总拉力的30%和22%,双翼型系统的升力波动趋势与之相似;间距增大使上下翼型间的气动干扰减小,且上下翼型升力波动对间距变化的敏感时间不同;翼型相对厚度增大使双翼型升力波动幅值增大,并出现二次波动;有附加来流时,相对来流速度较小的翼型升力波动的幅值与范围更大。