基于虚拟力分析的全柔性共轴旋翼无人机路径跟踪方法

随着无人机作业工况复杂性的提升,对其控制精度提出了更高要求,需结合多种因素对无人机控制系统和结构特性进行建模并开展改进研究。该文章提出了基于虚拟力分析的全柔性共轴旋翼无人机路径跟踪方法:首先,基于旋翼柔性变形的受力形变模型构建全柔性共轴旋翼无人机动力学模型;然后,依据虚拟力分析方法制定虚拟力反馈控制律,并利用长短时记忆网络实现基于虚拟力反馈无人机路径跟踪;最后,开展模型特性分析及仿真实验,验证了所提方法在抵抗外界干扰方面具有有效性和鲁棒性。

共轴刚性旋翼气动特性试验与分析

共轴刚性旋翼直升机是高速直升机的主要发展方向之一,为了深入了解前进比及升力偏置对共轴刚性旋翼气动特性的影响,在航空工业气动院FL-52风洞开展了共轴刚性旋翼气动特性风洞试验,通过合理的操纵与配平策略,实现了共轴刚性旋翼配平,并对悬停、多种前飞状态下气动特性及升力偏置对旋翼操纵特性及性能的影响机理进行了研究。结果表明,试验取得了比较好的配平效果,桨毂力矩、合扭矩及升力偏置配平误差分别优于±2 N·m、±0.5 N·m、±0.01;悬停状态扭矩配平与非配平状态下,上旋翼效率都大于下旋翼,差动总距效率随联动总距的增大而增大;前飞状态升力偏置可有效提升大前进比时旋翼气动效率而小前进比时则并不明显,升力偏置的增大会使上下旋翼的桨毂滚转力矩大幅增加。

共轴高速直升机/发动机交联控制方法研究

针对常规的旋翼总距前馈方法难以有效实现共轴高速直升机/发动机快速交联控制的问题,本文提出并设计了适用于共轴高速直升机/发动机的新型交联控制方法。首先,基于共轴高速直升机/发动机综合仿真平台,揭示不同运行工况下,共轴双旋翼、推力桨操纵输入、发动机燃油输入变化规律;其次,在此基础上,提出了综合考虑共轴双旋翼、推力桨桨距的增益自调节交联控制方法,并针对不同的运行工况,开展了数值仿真验证。结果表明,在中等、高速度飞行时,相比于常规的旋翼总距前馈,新型交联控制方法可使动力涡轮转速的超调与下垂量减小36%与70%,可使直升机/发动机快速交联控制品质更优,进一步提升直升机/发动机综合系统的控制品质。

共轴刚性旋翼振动载荷影响分析

针对共轴刚性旋翼建立了气动弹性分析模型,开展旋翼载荷影响分析。气动弹性分析模型中采用几何精确桨叶结构动力学模型和旋翼自由尾迹模型,并结合松耦合方法计算共轴刚性旋翼载荷。通过XH-59A和X2悬停及前飞试验状态,验证了理论模型。分析了旋翼桨叶片数、交叠方位角、轴前倾角等结构参数和飞行状态参数对共轴刚性旋翼振动载荷的影响。结果表明:同等实度下旋翼桨叶片数增加,振动载荷降低;奇偶片桨叶交叠角相对机身的分布,显著影响横向和纵向振动载荷水平;相同升力和升力偏置(LOS)下轴前倾角增加,振动载荷增加。

小型共轴无人机CFD气动仿真分析

以新款共轴飞行器为研究对象,通过三维数值模拟分析方式寻求最优间距比进而完善飞行器结构,提升飞行器性能。为研究悬停状态下共轴飞行器的桨叶间距对旋翼气动的影响,首先通过叶素-动量理论建立旋翼载荷模型,然后应用非结构运动嵌套网格技术及CFD方法展开新型共轴飞行器旋翼系统在悬停状态下的气动载荷分析;通过改变不同的间距比在Fluent中进行模拟计算,得到不同间距比下旋翼升力与扭矩,并利用CFD-Post后处理得出相应间距下旋翼附近速度流线图。数值分析结果表明:悬停状态下小间距比的旋翼系统气动性能优于大间距比的旋翼系统气动性能;同一转速时,不同间距比下的总扭矩及总载荷不同,间距变化对旋翼系统载荷影响较小。

纵列双桨无人机的气动仿真分析

为解决纵列双桨无人机的桨叶重叠部分的气动干扰导致的旋翼效率减少问题,基于计算流体力学(CFD)方法对纵列双桨无人机的气动特性进行了仿真分析,包括不同攻角、两桨叶相对位置变化以及整流罩气动外型优化。结果表明:在不同攻角下,无人机的攻角对升力系数的影响大于阻力系数;无人机两桨叶在纵向距离3420 mm、轴向距离540 mm时旋翼的干扰最小,效率最高。之后进行了无人机整流罩优化,得到了更加理想的气动外型。为纵列双桨无人机的气动设计提供了重要的参考和指导,同时也为无人机的发展和应用提供了有益的实践经验。

基于同轴度优化的多级压气机转子分段堆叠装配方法研究

压气机转子装配优化技术是通过调节转子各部件之间的安装角度,达到控制转子同心度和初始不平衡量的目的。文章阐述了基于多级压气机转子部件堆叠测量数据,采用分段式堆叠装配方法验证了转子部件优化同轴度的装配技术,从而改善了转子的装配质量。

共轴双旋翼单元不同旋翼间距的气动性能分析

为设计合理的旋翼布局来展现出共轴双旋翼系统的气动性能,通过搭建试验平台测量了共轴双旋翼飞行器的间距比为0.32R-0.75R的功耗和升力。另外,采用ANSYS建立了共轴双旋翼飞行器的全尺寸模型,并进行了一系列仿真,得到了不同间距下共轴双旋翼的压强、速度和流线分布。分析结果表明:共轴双旋翼间的气动干扰在合适的间距下被削弱,此时桨尖涡流完整。同时,整体的升力比单旋翼至少可以提升58%,最高可以提升72%。此外,还发现在产生相同升力时,在较低转速下产生的功率载荷PL值比较大。最后,值得注意的是,在旋翼间距h为0.385R时的气动性能较良好,是共轴双旋翼单元最佳的布局。

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。

采用自适应神经网络观测器的旋翼无人机容错控制

针对共轴多旋翼无人机中容易出现电机故障和复合干扰的问题,采用自适应神经网络观测器设计了容错控制算法。首先,建立了包含电机故障和复合干扰的共轴八旋翼无人机运动模型;然后,通过神经网络来逼近复合干扰,并利用自适应律估计故障因子,设计了自适应神经网络观测器对系统状态进行估计;最后,针对姿态角回路和角速度回路设计了反步容错控制律,并利用滤波器对虚拟指令信号进行滤波,抑制了微分爆炸现象,实现了共轴八旋翼UAV的渐近稳定。实验结果表明:所提方法与自适应容错控制方法相比表现出了更优的稳定性和准确性,最大跟踪误差仅为0.1°,有效补偿了复合干扰和旋翼电机故障的影响,提升了无人机的飞行稳定性和容错性能。

共轴刚性旋翼/机身悬停状态气动干扰计算分析

采用基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的CFD方法和运动嵌套网格技术,建立了共轴刚性旋翼/机身气动干扰分析方法,并采用风洞试验数据进行了验证。计算分析了不同总距下共轴刚性旋翼与机身间的气动干扰特性。结果表明,随总距增加,旋翼拉力逐渐增大,但由于旋翼和机身的相互干扰现象,旋翼和机身的拉力总和降低。这是由于受旋翼下洗流影响,机身会产生较大的呈四阶变化负升力,导致总拉力降低。此外还发现,在机身干扰作用下旋翼非定常拉力峰值显著增大,桨盘平面诱导速度分布更加不均。

FL-52风洞Ф1.5 m直径共轴刚性旋翼试验台研制

为满足国内高速共轴对转旋翼气动特性及流动机理风洞试验研究的需要,在中国航空工业空气动力研究院FL-52声学风洞开展了Ф1.5 m直径共轴刚性旋翼试验台的研制(简称共轴旋翼试验台)。该共轴旋翼试验台由试验台架系统和旋翼测控系统组成,通过一台高功率密度交流变频电机驱动上下旋翼同步反转,可实现旋翼主轴倾角、旋翼转速、旋翼总距及周期变距等同步精准控制功能。通过共轴旋翼试验台地面模态测试及动平衡调整,排除了试验台转速频率与固有频率的共振关联性;利用该共轴旋翼试验台开展1.5 m直径旋翼风洞试验。结果表明:在悬停和前飞状态下,配平策略合理,悬停状态上旋翼效率大于下旋翼,扭矩配平状态下,上旋翼拉力在总拉力中的占比变化不大。

共轴刚性旋翼直升机着舰飞行特性

建立一套能够耦合非定常舰船流场的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,以研究该旋翼飞行器在着舰过程中的飞行特性。在舰艉流场模拟方面,采用分离涡方法以获得高精度非定常流场数据;在飞行力学建模方面,引入上下旋翼干扰因子建立共轴刚性旋翼诱导速度模型,并采用等效挥舞运动概念建立其挥舞运动方程;基于“单向耦合”思想构建了计算流体动力学(CFD)向飞行力学模型的数据传递策略,并分别以XH-59A直升机和UH-60A/SFS2组合为算例验证了飞行动力学模型和数据传递策略的正确性。以SFS2舰船模型和XH-59A共轴刚性旋翼直升机组合为研究对象,从直升机操纵余量和非定常载荷水平两方面分析了着舰过程中舰艉流场对共轴刚性旋翼直升机的扰动特征。时均研究结果显示:由于共轴上下旋翼受时均流场的扰动存在差异,飞行员在增大总距以维持高度稳定的同时,还需要减小差动总距以保持机头朝向的稳定。非定常水平研究结果表明:对于共轴构型直升机,舰船流场对拉力及俯仰力矩的非定常扰动,是引起飞行员工作载荷增大的主要因素。

筒状共轴折叠双旋翼无人直升机控制仿真与设计

针对双电机驱动的共轴折叠双旋翼无人直升机载荷偏小的问题,文中提出一种单层周期变距的筒状共轴折叠双旋翼无人直升机。动力系统采用伞齿机械同步结构使上下层旋翼同速旋转,旋翼系统采用下层周期变距和上层变总距。上下桨毂采用不等长设计,避免旋转展开时打桨。然后,建立该筒状共轴无人直升机的动力学模型和气动模型;并针对共轴双旋翼直升机的非线性控制问题,设计一种基于滑模控制的姿态和位置控制器,利用Matlab对该控制器进行仿真。最后,制作原理样机,通过实验验证控制方案的有效性。结果表明,所设计的无人直升机可以顺利打开桨叶,实现稳定悬停和飞行。

共轴刚性旋翼低阶动载荷特性分析

针对共轴刚性旋翼低阶动载荷问题开展分析研究.建立考虑升力偏置的共轴刚性旋翼气弹配平计算方法,建立含干扰因子的共轴双旋翼气动干扰模型与考虑双旋翼构型的旋翼动力学模型,最终集成共轴双旋翼考虑升力偏置的共轴刚性旋翼气弹配平模型.在分析前进比、转速以及升力偏置参数影响下的旋翼低阶挥舞、摆振弯矩变化特性中发现:在大前进比状态下,桨根挥舞、摆振弯矩大大增加,且均以2/rev谐波载荷为主;而施加升力偏置使得挥舞1/rev谐波载荷增加,而2/rev谐波载荷降低,能整体抑制摆振弯矩.

高速直升机共轴刚性旋翼悬停气动特性的参数影响研究

共轴刚性旋翼是未来高速直升机的重要发展方向,开展气动特性参数影响研究具有重要的实际指导意义。基于计算流体力学(CFD)技术,本文建立了一个计入配平分析的共轴刚性旋翼气动特性计算方法。在该方法中,采用NavierStokes方程为控制方程,使用二阶迎风的Roe格式进行空间离散,选取隐式LU-SGS格式进行时间推进,湍流模型则为Spalart-Allmaras(S-A)模型,上下旋翼间的流场信息交换采用运动嵌套网格方法实现;通过Newton-Rhapson迭代方法求解旋翼操纵增量,可实现共轴刚性旋翼的有效配平。然后,应用所建立的方法,开展了共轴刚性旋翼悬停状态下的气动性能计算,着重分析了上下旋翼间距尤其是桨叶气动外形参数对共轴刚性旋翼气动特性的影响。结果表明,负扭转可以提高共轴刚性旋翼悬停效率,但与负扭转分布相比,采用正扭转分布,会降低共轴刚性旋翼悬停效率。

一种基于直升机共轴双旋翼的搅拌结构研究

针对现有的单方向旋转搅拌结构存在效率较低等问题,设计并提出了一种基于直升机共轴双旋翼完成双向旋转搅拌结构,分析了结构的运动机理。利用ANSYS Fluent流体仿真软件对搅拌结构进行了运动仿真分析,结果表明:无来流影响时,升力最大可以提升83%左右,且具有良好的稳定性;当双旋翼提供与单旋翼相同的流速和升力时,双旋翼的转速明显更低,在一定程度上降低噪声,该结构完全实现了共轴双向旋转的效果,为家用及工业用等多种搅拌结构领域的整体升级提出了新的方案。

空间双激振器同轴反向回转振动系统自同步特性研究

为了解决平面振动自同步模型无法适配复杂工况的问题,对双机驱动的同轴线反向回转振动系统的自同步特性进行了分析和研究。首先,分析了系统的受力情况,搭建了该系统的运动学模型,并应用Lagrange方程得出了系统的运动微分方程,利用平均法处理了电机转子的转速及相位,进一步计算得到了其稳态响应;然后,利用Hamilton原理分析了振动系统的稳态方程,经计算推导出了转子实现同步和稳定的两大条件;讨论了系统主要的结构参数和工作参数变化对系统同步性和稳定性的影响;最后,根据计算得出的数据,利用MATLAB搭建了力学模型,并借助Simulink对模型进行了仿真,验证了振动系统实现自同步的稳定性与可行性。研究结果表明:两电机在稳定工况下可以保持在同一转速,相对相位差不发生变化,稳定在2 rad左右;同时,当对系统内一台电机进行断电重连的操作时,该电机仍可以在25 s内达到正常工作电机的转速,两电机转子相位差依旧维持在2.5 rad附近,垂直振动轨迹只发生±0.04 m的偏移。该研究填补了空间振动系统缺少反向回转模型同步理论的情况,可以为类似振动同步研究打下基础。

一种新构型变转速共轴直升机的垂向-航向辨识

在飞行试验中发现,变转速共轴直升机垂向-航向存在较强烈的耦合。针对变转速共轴直升机D-07悬停状态下的垂向-航向状态空间模型,进行了扫频飞行试验,并对飞行试验数据进行了基于遗传算法的频域辨识工作。根据变转速共轴直升机的气动模型得到了状态空间系数的估计值并确定了搜索域,得到了满足时域验证的状态空间模型。进一步分析状态空间模型,提取气动导数,并对其加以分析。从分析结果可以看出,变转速共轴直升机航向操纵与垂向运动存在耦合,并且相比于传统共轴直升机,耦合效果更强。垂向操纵对航向运动的耦合较小,一般可以忽略。此外,D-07的垂向和航向运动具有阻尼,有一定的动稳定性。

共轴式直升机上下旋翼之间气动干扰的风洞实验研究

介绍了共轴式直升机在悬停和前飞时 ,上下旋翼之间的气动干扰及干扰随前进比变化的情况。风洞实验结果表明 ,悬停时 ,在两旋翼的相互干扰中 ,上旋翼对下旋翼的干扰较大 ,拉力系数越大 ,干扰相对增强。前飞时 ,上旋翼对下旋翼的干扰减弱 ,下旋翼对上旋翼的干扰增强。在前进比 μ =0～ 0 0 5之间 ,上旋翼对下旋翼的干扰最大 ,μ =0 1时 ,下旋翼对上旋翼干扰最大 ,μ =0～ 0 1之间 ,两旋翼之间干扰较严重。