电控旋翼直升机飞行动力学建模与配平特性研究

首先基于Peters-He广义动态尾迹理论,建立了电控旋翼动态尾迹入流模型,进一步结合电控旋翼襟翼操纵与桨叶变距之间的关系、桨叶挥舞运动方程和带襟翼翼型非定常气动力模型建立了适用于飞行力学分析的电控旋翼气动力模型。在此基础上,结合机身、尾桨、尾面的气动力模型,建立了完整的电控旋翼直升机飞行动力学分析模型。以Z-11直升机为基准改造为电控旋翼直升机作为算例,计算了前飞状态下电控旋翼直升机的诱导速度分布和桨盘迎角分布,对比了电控旋翼与常规旋翼的气动特性差异;在此基础上,进一步分析了电控旋翼直升机的配平特性随前飞速度的变化规律以及与常规直升机的差异。

无网格法在旋翼空气动力学计算上的应用初探

本文介绍了无网格法与现有的旋翼空气动力学有限元计算方法的区别,无网格法的发展历史和基本原理,并通过在直升机悬停状态下的旋翼流场计算初步验证了该方法的可行性。

直升机动态地效空气动力学试验研究

本文介绍了在2米级旋翼动态地效试验装置上进行的动态地效试验研究工作,包括试验系统的准备、试验内容和结果处理。研究的状态主要包括模拟舰面升沉和滚转运动两个方面,对不同高度下不同的升沉幅值、不同滚转角度幅值均进行了讨论,给出了分析结论。

动力学分析在某直升机尾桨故障分析中的应用

本文从直升机尾桨动力学信号特征分析着手,从动力学特性影响方面分析了直升机尾桨产生故障的原因,并结合故障件的检查进一步确认故障原因,从而提出了从动力学信号分析故障原因的程序方法。

倾转旋翼飞行器飞行力学模型研究

对倾转旋翼飞行器飞行力学模型的建立进行了理论研究。其中旋翼的气动模型,使用了非定常叶素理论,而对于机翼、尾翼和机身的气动力计算则采用了成熟的升力线理论模型。对于气动干扰的问题,则主要是考虑了机翼与旋翼的气动干扰。最后对算例飞行器不同模式下的飞行状态进行了飞行特性计算,验证了所建模型的合理性。

基于双目视觉的直升机旋翼桨叶共锥度检测法

提出了一种基于双目视觉的直升机旋翼桨叶共锥度检测方法。首先,采用平面标定算法对双目视觉系统进行标定,获取摄像机内外参数;其次,采集不同桨叶的立体图像对,并用Bouguet算法对其进行校正,获取重投影矩阵;然后,对立体图像对中的标记点进行检测与匹配,获取标记点的视差;最后,根据双目视觉测量原理计算出桨尖距地面的高度,实现桨叶共锥度检测。通过对旋翼塔进行多次测量实验,结果表明该方法具有动态测量、非接触式、操作简单、危险性小和精度高的优点。

基于双目视觉的直升机旋翼桨叶挥舞角测量

为实现直升机旋翼桨叶挥舞角的测量,提出了一种基于双目视觉的测量方法。首先,在直升机旋翼桨叶上均匀布置编码标记点,用已标定的双目摄像机对旋翼桨叶每隔一定角度采集标记点图像;其次,对左右摄像机图像上的标记点进行解码和匹配,得到标记点的左右图像视差,进而计算标记点三维坐标;再次,利用标记点在各个角度下的三维坐标,计算旋翼中心和转轴方向,建立旋翼坐标系;最后,在旋翼坐标系下,根据标记点静止与高速旋转时在同一角度下的三维坐标,计算挥舞角大小。利用风扇叶片进行仿真试验,结果验证了该方法具有自动化程度高和测量精度高的特点,可满足直升机旋翼桨叶挥舞角测量的要求。

基于CUDA的直升机旋翼桨叶挥舞角快速测量方法

针对基于立体视觉的直升机旋翼桨叶挥舞角测量CPU串行算法耗时多、效率不高的问题,利用图像处理单元(GPU)并行计算的优势,提出一种基于CUDA统一计算设备构架的并行处理快速算法。首先,对算法中最耗时的图像去噪、阈值分割、连通域标记三部分进行并行化设计;然后,采用多层次并行策略将大量密集运算分配到不同的图像处理单元上并行执行,利用共享内存和共享寄存器加速数据访问;最后,进行多次测量实验,结果表明该方法执行效率明显高于CPU串行方法,可满足旋翼桨叶挥舞角快速测量的要求。

受控后缘小翼智能旋翼气动弹性分析

建立了一种考虑刚体小翼-弹性桨叶耦合的后缘小翼智能旋翼动力学分析模型,分析小翼受控后的旋翼气动弹性响应及动载荷变化。通过与SA349/2直升机的飞行实测数据比较,证实模型的计算结果可靠,精度与CAMRAD II软件相当。悬停状态基准旋翼的后缘小翼受控后,桨尖的挥舞/摆振/扭转响应都明显增加,且响应幅值基本随小翼的偏转角线性增加。对0.197前进比的前飞状态,以针对桨毂载荷的优化控制规律操纵后缘小翼偏转,挥舞与摆振响应变化不明显,震荡扭转响应的幅值明显增大。对于两个计算状态,挥舞响应与扭转响应收敛速度均比摆振响应快。

旋翼复合材料桨叶弹损穿孔的有限元建模方法

军用直升机旋翼桨叶具有抗弹击设计要求。根据复合材料桨叶的结构特点和工作特性,提出了建立复合材料桨叶弹击穿孔有限元模型的等截面节点移除法,该建模方法先采用等截面拉伸建立桨叶典型结构段的三维模型,然后将弹孔处的节点移除以模拟桨叶的弹损状况。所建立的桨叶弹损模型具有较高的置信度和可接受的解算规模,可作为进一步研究复合材料桨叶抗弹击性能的基础。

利用通用轨迹设备(UTD)测量旋翼锥体

直升机旋翼锥体检查是一项直升机常规视情检查项目。由于旋翼锥体直接影响直升机的振动,且使用频度较大,所以对于旋翼锥体测量方法的研究,层出不穷。本文主要介绍利用美国SPS公司的通用轨迹设备(UTD)测量旋翼锥体的方法,并研究了在实际使用过程中安装位置选择等问题,并对实际调整效果进行了验证。

倾转旋翼飞行器飞行仿真建模

本文分析了旋翼与机体之间空气动力学干扰,推导了在过渡状态时旋翼尾迹对机体空气动力学干扰计算的简化方程,建立了一个全量倾转旋翼飞行器飞行力学数学模型,引进遗传算法进行配平计算,并对倾转旋翼飞行器飞行特性进行了简单分析。样例倾转旋翼飞行器在直升机模式时,操纵通道的操纵响应都不稳定,说明单独操纵飞行器某一通道时响应是不稳定的。随着向飞机模式的转换,操纵通道的主操纵响应逐渐稳定。

自转旋翼设计中的几个结构问题

近20年来,自转旋翼机的发展重新引起人们的重视。本文通过对比自转旋翼机与直升机气动特性的不同,指出自转旋翼机自身的特点。针对这些特点,论述其结构设计时需要重点考虑的问题,包括桨叶设计时需考虑零(正)扭转、固有特性、大抗扭转刚度、高惯性、高疲劳寿命;桨毂设计时需较准确地计算桨毂载荷、拉扭杆的抗疲劳分层设计;机身的气动外形,加强框,梁的合理布置和全机有限元模型的建立,尾翼位置的合理布置。最后,基于文献中的一组闭合方程,给出无人旋翼机结构组件质量的分配关系。

基于LXI技术的新一代直升机旋翼试验台分布式测试系统设计研究

本文主要介绍了LX I技术在新一代直升机旋翼平台测试系统设计中的研究。该套LX I测试系统可应用于各种复杂的旋翼大型试验中,并兼备测试、诊断及网络管理功能。同时,每个子系统的功能又是相互独立的,可以与试验中的相关专业测试及控制设备组成一套完整系统。

悬停状态地面效应对旋翼和机身气动特性影响

本文通过悬停状态地面效应对旋翼和机身气动特性影响的研究,探索它们之间内在机理,为旋翼性能、操纵性和稳定性提供悬停试验及分析结果。通过对试验与理论计算结果的分析,给出了模型旋翼在悬停状态下,旋翼气动特性随地面高度变化的现象,利用实测桨叶表面压力的方法进一步验证地效情况下旋翼功率随拉力变化的规律。

纵列式旋翼直升机“地面共振”研究

本文提出了一种分析纵列式旋翼直升机“地面共振”的理论建模方法,通过算例计算与分析对多旋翼与机体耦合产生动不稳定性机理进行了研究,考察了一些重要的动力学参数或因素对“地面共振”的影响,指出了“地面共振”建模分析和工程设计应考虑的因素和设计准则。

遥控小型倾转旋翼机飞行控制系统研究

遥控小型倾转旋翼机飞行控制系统研制中所涉及到的关键技术众多,围绕研制中遇到的问题提出了解决措施和技术方案。本文主要讨论遥控小型倾转旋翼机飞行控制系统的系统的结构与配置,包括飞行控制计算机、传感器系统、电动伺服舵机、基本飞行控制规律等。

无轴承尾桨构型对性能、载荷的影响实验研究

本文利用某型机的无轴承尾桨叶,重新设计的尾桨毂、尾操纵组件,实现了不同的尾桨构型,并在通用尾桨试验台上进行悬停状态下不同构型对性能、载荷的影响实验研究,并对多种无轴承尾桨构型试验的性能、载荷试验数据进行了对比分析,得出剪刀式无轴承构型可提高尾桨拉力至少3%以上。

旋翼系统典型故障的诊断与预测方法

在分析直升机旋翼系统典型故障的基础上,提出了旋翼系统典型故障的诊断与预测方法,包括:桨叶疲劳寿命预测方法,桨毂疲劳寿命预测方法,拉杆疲劳寿命预测方法,自动倾斜器轴承故障诊断方法等。同时,介绍了基于飞行状态识别,基于虚拟传感器,基于载荷实测的疲劳寿命预测方法和自动倾斜器轴承故障诊断方法的关键技术,说明了旋翼系统典型故障的可测试性以及实现旋翼系统基于状态维修(CBM)的可行性。

基于标记点的直升机旋翼动态三维测量方法

为快速方便地获取直升机旋翼动态三维坐标,提出了一种基于编码标记点和立体视觉的旋翼动态三维测量方法,该方法首先采用平面标定法及Bouguet校正算法实现立体标定和图像校正;其次,依据标记点形状和灰度特征,采用图像二值化和连通域标记等方法检测并定位编码标记点的中心,确定标记点像素坐标;然后,采用邻域扫描法对编码点进行解码,得到标记点的码值,并依据码值实现左右视图中同名标记点匹配;最后,利用投影方程求出标记点三维坐标,实现直升机旋翼动态三维测量。仿真实验结果表明该方法精度高,实际测量误差不超过0.3mm,可满足旋翼动态三维测量的要求。