边缘电磁驱动碟形涵道飞行器设计与性能分析

针对传统转轴转子电机难以为大尺寸桨叶提供大输出转矩的问题,设计了一种采用“边缘电磁驱动”的中型碟形涵道式飞行器。为验证设计合理性,并评估飞行器性能参数,对飞行器典型过载工况进行了结构强度仿真计算,对悬停和平飞姿态分别进行了气动数值模拟,并对优选电磁线圈构型进行了电磁力仿真计算。研究结果表明:飞行器边缘电磁驱动系统能输出3700 N·m的转矩,转矩密度33.76 N·m/kg,满足运行动力需求;计算得出该飞行器设计具备一吨级最大起飞质量的气动能力,结构强度满足典型过载工况下的强度要求,为中大型碟形飞行器的构型设计和驱动方案设计提供参考。

共轴式直升机双旋翼载荷计算模型研究

理论计算和实验测量表明,共轴式直升机在悬停、前飞状态下,上下旋翼桨盘处轴向诱导速度分布与单旋翼直升机的相类似,本文根据共轴式直升机双旋翼这一特点,引入气动力相互干扰因子,将单旋翼直升机一阶谐波形式的Pitt-Peters静态非均匀入流模型推广到共轴式直升机,建立了一种共轴双旋翼载荷计算模型,为共轴式直升机飞行动力学建模作前期准备。以某共轴双旋翼为研究对象进行载荷计算,并与国外计算结果进行了对比,两者吻合较好。

共轴双旋翼及孤立旋翼自转气动特性试验研究

为了研究旋翼自转状态下的气动特性,开展了孤立旋翼及共轴双旋翼自转气动特性试验研究。该试验设计了上/下旋翼具有不同安装形式的试验装置,可测得上、下旋翼及孤立旋翼的转速及其产生的气动力和力矩。通过风洞试验研究了共轴双旋翼以及孤立旋翼在自转状态下的气动特性,明确了旋翼转速及升力与影响参数之间的变化关系,对比分析了双旋翼上/下旋翼的相互干扰强度以及三片桨叶和两片桨叶的孤立自转旋翼气动特性,阐述了桨叶片数对旋翼稳定自转特性的影响,提出了提高直升机自转下降安全性的方法。

共轴双旋翼无人机动力系统试验台研究

设计能够模拟无人机调试及动力测试的试验台,用于测试无人机动力系统整体性能。该试验台采用小型共轴双旋翼无人机进行研究,通过调节控制器信号输出大小来控制电机输出功率,并实时记录力、电压、电流、电调转速信号以及脉冲宽度信号(PWM)信号等信息来分析小型共轴双旋翼无人机的动力系统性能。试验证明,试验台达到了设计要求,同时验证了小型共轴双旋翼无人机动力系统的可行性。对于小型无人机的飞控系统及结构优化具有一定的工程应用价值。

基于机器视觉的共轴双旋翼桨尖位移实时监测系统

共轴双旋翼直升机风洞实验中,配平状态是不可预测或预知的,具有很高的风险性,为了保证实验的安全,开发了一种基于机器视觉测量方法的桨尖位移实时监测系统。根据实验的高转速、高风险的特点,采用高速相机实时采集桨尖图像,通过增加光照、优化相机参数等措施获得了清晰的图像。采用图像分割、目标检测等数字图像处理方法,获取了桨尖的实时位置,通过桨尖位置解算出上下桨尖距离。通过相机外部触发与同步,实现不同转速条件下,桨叶的识别和测量。基于Matlab软件平台开发了系统软件,实现了旋转状态下旋翼桨尖的图像采集、图像实时处理、数据实时显示等功能。在4 m共轴旋翼实验中,获取了悬停状态、前飞状态下的桨尖位移和桨尖距离数据,数据符合共轴双旋翼空气动力学理论。实验验证表明,该系统完全满足实验需求,对保障共轴旋翼实验的安全具有重要意义。

卡-28直升机及其共轴式双旋翼系统的特性

卡-28直升机是一种无尾桨的共轴式双旋翼直升机,同单旋翼直升机相比,它有许多特殊的问题,本文联系卡-28的实际使用,从理论上对这些特殊问题进行了简要的分析,从而总结出共轴式直升机的优越性,以及存在的问题,作为有关人员今后研究的内容。

一种新型的数控镗铣床主轴系统设计

为加工某型大型风力发电机轮毂,设计了一种新型的数控镗铣床主轴系统。该主轴系统采用了同轴双套主轴结构及无源环形油缸设计。同轴双套主轴由内、外两根空心主轴嵌套而成。内外两根主轴均为独立驱动,通过分别控制两个主轴的转速,可实现两主轴相互独立或相互关联的运动。因采用伺服电机驱动外套主轴,使外套主轴具有C轴功能。环形油缸的作用是把专用切削单元的壳体固定于外套主轴上,它在工作时是无源的。该设计在满足工件加工要求的同时,提高了生产率,降低了机床设备的投入成本。

共轴双旋翼桨叶结构载荷试飞研究

从共轴式直升机双旋翼系统的实际结构布局出发,建立上、下旋翼桨叶载荷校准试验力学模型,选择非翼型的桨叶根部段作为桨叶测量剖面进行应变桥路设计,通过单向加载法的桨叶载荷校准试验获得上、下旋翼桨叶载荷方程。提出一种共轴双旋翼载荷测量方案,并据此研制基于小遥测应变测量技术的机载测试系统应用于外场试飞测试。真实大气环境下飞行实测的共轴双旋翼桨叶挥舞弯矩的分析表明:上、下桨叶的挥舞弯矩随时间呈现周期性变化,并且出现正、负脉冲对应现象;平飞状态上、下桨叶的挥舞弯矩相差不大,而悬停状态差别明显;对下旋翼桨叶挥舞弯矩交变量要予以特别关注。文中使用的小遥测应变测量技术已经在某型共轴式直升机飞行试验中成功应用,所测量的双旋翼桨叶结构载荷对共轴式直升机研究工作意义重大。

基于约束优化算法的共轴双旋翼直升机仿真

双旋翼直升机由于上下旋翼的气动特性复杂,仿真中主要依据动量定理分别搭建机身与旋翼动力学模型,考虑旋翼与机身之间的气动干扰整合动力学方程。通过约束优化法求解非线性数学模型,利用优化约束法求解出方程组的可行解,调整约束值降低不可行解。依据直升机在不同前飞速度下的各项参数的变化整合数据,最终将搭建好的动力模型编写到程序中运行仿真程序验证仿真系统的可靠性。

共轴双旋翼气动特性数值仿真研究

对悬停和前飞状态下共轴双旋翼的气动特性开展数值仿真研究。首先,分别对悬停状态的旋翼标模和前飞状态的试验模型计算旋翼拉力系数,数值仿真结果与试验结果符合良好。然后,基于多重参考系法建立共轴双旋翼CFD数值模型,分析共轴双旋翼上、下旋翼气动特性变化规律。结果表明,悬停状态下,共轴双旋翼每个旋翼的拉力系数均低于单旋翼拉力系数,本文算例中,双旋翼/单旋翼拉力比可达1.844,且随转速增加而降低。前飞状态下,从避免风车效应的角度考虑,共轴双旋翼优于单旋翼,旋翼间距近的共轴双旋翼优于旋翼间距远的共轴双旋翼。

共轴式刚性双旋翼悬停气动载荷CFD仿真分析

为探究共轴式刚性双旋翼的上下旋翼总距差与气动载荷的关系,平衡上下旋翼力矩差,从而提高双旋翼系统稳定性,以直升机的共轴式刚性双旋翼为研究对象,应用非结构运动嵌套网格技术及计算流体力学(CFD)方法开展直升机共轴式刚性双旋翼在悬停状态下的气动载荷分析研究。计算结果表明:下旋翼浸没于上旋翼产生的下洗流中,导致下旋翼的气动性能降低,下旋翼拉力低于上旋翼;在保持下旋翼总距角不变的情况下,随上下旋翼总距差的增大,上旋翼拉力与力矩出现先减后增再减的现象,而下旋翼拉力与力矩则一直呈增大趋势;为实现上下旋翼力矩平衡,通过调整上旋翼总距角,分析了上下旋翼总距差在-1°~0°时上下旋翼气动载荷的变化规律,确定了最佳上下旋翼总距角分别为5.6°和6.0°,实现对双旋翼的力矩平衡。

共轴刚性旋翼直升机旋翼控制相位角问题分析

利用共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,以XH-59A共轴刚性旋翼直升机为研究对象,分析了旋翼控制相位角对纵向配平特性、需用功率以及上、下旋翼桨毂弯矩的影响。基于分析结果,提出了一种针对共轴刚性旋翼直升机的旋翼控制相位角的配置方法。该配置方法以降低直升机需用功率为目标,并保证上、下旋翼桨毂弯矩和配平特性满足要求。通过该方法能使XH-59A直升机在0~80 m/s的飞行速度范围内满足上、下旋翼最大桨毂弯矩和纵向操纵限幅的要求,并且能最多降低8%的直升机需用功率,为共轴刚性旋翼直升机的设计提供了参考依据。

基于流固耦合的共轴双旋翼气动性分析

针对共轴双旋翼的气动性及其对结构强度性能的动态影响进行数值仿真研究。首先运用多重参考系法计算与分析不同转速下双旋翼及单旋翼的拉力变化规律、双旋翼流场和压强分布规律;然后应用单向流固耦合方法,将Fluent求解得到的旋翼表面压力载荷加载到旋翼结构强度分析模型上,对旋翼的强度进行计算。结果表明:共轴双旋翼中上、下旋翼的拉力均低于单旋翼拉力,但双旋翼总拉力显著大于单旋翼拉力,仿真结果与试验值相符;下旋翼受上旋翼尾流影响,上旋翼气动性能优于下旋翼;旋翼桨叶叶根处应力最大、变形最小,叶尖处应力最小、变形最大,桨叶在较小的压力下也可产生较大的变形。

圆柱形定桨距共轴双旋翼无人机的制导控制系统设计

圆柱形定桨距共轴双旋翼无人机能够兼顾结构重量、载荷大小和续航能力,适合作为单兵携带的自杀式无人机。为了实现圆柱形定桨距共轴双旋翼无人机对地面目标的精确打击,本文在定义相关坐标系的基础上,建立了其动力学模型,提出一种将位置和姿态控制指令转换为无人机上下旋翼转速和操纵舵机舵偏角的输入量分配方案,进一步设计了无人机的串级PID姿态控制器用于稳定无人机机体的姿态角,并基于L_(1)制导律提出一种通过矢量叉乘确定制导指令空间方位的三维制导律导引无人机攻击地面目标,最后在仿真环境下对无人机进行数值仿真。仿真结果显示,无人机能在所设计的制导控制系统作用下准确击中地面固定/移动目标,验证了所设计制导控制系统的合理性和有效性。

共轴双旋翼无人机的建模与动力学仿真

针对共轴双旋翼无人机操纵系统气动性复杂、各飞行运动耦合性强、建立数学模型及三维模型难度较大的问题,对共轴双旋翼无人机模型进行了结构设计和模拟装配,对倾斜盘的倾斜角度与旋翼受力和运动状态的关系进行了动力学仿真分析,分析结果表明可控方向共轴双旋翼可以完成相应的飞行姿态。

共轴双旋翼直升机卫星通信小型化终端设计与验证

直升机卫星通信面临旋翼转动时卫星通信信号受旋翼遮挡带来的不同程度衰减的问题。共轴双旋翼直升机对卫星通信信号的遮挡特性相比传统单旋翼要更复杂,且国内研究相对较少。首先分析了共轴双旋翼对卫星通信信号的遮挡特性以及抗双旋翼遮挡卫星通信的关键技术,在此基础上设计了一种小型化的适应双旋翼遮挡的卫星通信机载终端,并在双旋翼遮挡模拟环境下完成了试验验证。结果表明其传输性能满足指标要求,对后续工程应用具有设计指导意义。

共轴双旋翼高速直升机主减轮系效率分析

针对共轴双旋翼高速直升机主减的单输入双输出轮系方案,研究了轮系方案的传动效率与内外旋翼轴负载比值之间的关系,并推导出二者之间的关系式,便于设计者评估轮系方案的传动效率能否满足主减的总体设计要求,提出轮系方案的改进措施。

共轴双旋翼试验台液压操纵系统建模及仿真研究

基于对共轴双旋翼桨叶的动力学和空气动力学分析,建立了共轴双旋翼试验台液压操纵系统模型,并通过simulink仿真分析了系统在俯仰操纵和高频激振时系统的动态响应和交互耦合影响,为地面旋翼试验台系统的设计和控制提供依据。

飞跳一体智能飞行器设计

在室内反恐作战中,单一运动方式的无人机无法适应复杂地形,易被击毁。针对这种问题,设计了一种可以在地面弹跳的小型无人飞行器——Scyther,给出了其组成、结构及设计参数,并详细阐述了主要的算法,分析了方案的实现途径。Scyther采用共轴双旋翼与跳跃无人机组合设计技术,在接近目标时共轴双旋翼从主体弹出并黏附于高处,其上搭载的摄像头提供监控视野。跳跃无人机通过动量轮控制自身姿态,基于改进蚁群算法进行自适应动态路径规划,并结合分布式情境感知算法使自身运动轨迹在敌方可视范围内难以预测,以此增大无人机靠近目标的概率。相比传统无人机,Scyther飞跳一体智能飞行器能够适应多种复杂地形,具有体积小、速度快、功耗小、机动性强、可远程操控等优点,既适用于单体作战,也可拓展为集群作战,对于室内反恐作战十分有利。此外,针对不同任务需求,Scyther还可装配多种战斗部,应用场景十分广泛。

共轴式直升机建模与基于ESO的LTV MPC设计

考虑直升机在飞行过程中面临的外界风扰问题,为直升机姿态环设计一种基于扩张状态观测器(ESO)的线性时变模型预测控制器(LTV MPC)。对共轴双旋翼直升机进行动力学建模得到6自由度非线性数学模型,并通过实验数据进行模型验证。设计扩张状态观测器以观测系统在角速度通道的实时总扰动力矩,并将观测到的扰动力矩补充到直升机非线性模型的角速度微分方程中,将补充扰动力矩后的非线性模型进行泰勒展开得到直升机的线性时变(LTV)模型,以此线性时变模型作为预测模型,为直升机设计线性时变模型预测控制器。最后通过与多种控制算法进行仿真对比,验证了所设计控制器良好的姿态跟踪性能和强抗扰动性能。