悬停状态共轴双旋翼桨叶扭转设计及升力性能分析

为提高旋翼型微型、小型飞行器桨叶的升力性能,建立了一套基于悬停状态下的单旋翼、共轴双旋翼桨叶扭转设计方法。该方法通过理论推导和程序计算得到单旋翼的桨叶扭转几何安装角,考虑桨尖涡对桨叶几何安装角的影响,对桨尖的扭转几何安装角进行了修正,实现悬停状态下单旋翼桨叶扭转设计;考虑到桨尖涡以及上下旋翼间的气动干扰,对共轴双旋翼上、下旋翼进行了悬停状态下几何安装角的扭转设计,并对所设计的单旋翼、共轴双旋翼进行模拟仿真测试,仿真结果表明悬停状态下该方法设计的扭转单旋翼、共轴双旋翼与非扭转旋翼相比升力分别提升8.83%、35.87%;同时对水平风阻、翼展、转速对桨叶升力的影响进行了仿真模拟。     

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。     

一种共轴双旋翼无人直升机旋翼及操纵系统设计

文中对共轴双旋翼无人直升机旋翼系统进行剖析,参考通航共轴双旋翼直升机的旋翼系统设计经验,结合无人直升机的特性,确定旋翼及操纵优化设计思路.根据共轴双旋翼无人直升机的总体参数,计算分析旋翼系统关键结构件的受力情况,进行旋翼系统机构设计并对关键件进行强度分析.通过使用动力学分析软件,分析旋翼及操纵系统的控制方式,对旋翼及操纵机构的总距变化进行运动仿真,以供相关工作者参考.     

共轴式直升机双旋翼系统的多体动力学模型

建立了共轴式直升机双旋翼系统结构的多体动力学模型,该细节模型包括旋翼轴内轴与外轴、桨毂、双旋翼、操纵杆、自动倾斜器、驱动器和固定支架等所有关键部件,经过分析计算,得到了关键部件与旋翼系统结构运动耦合的的动力学特性.与台架运转振动测试的结果进行对比发现,误差基本都在5％以内,验证了这种基于多体动力学的分析方法在共轴式直升机复杂系统结构动力学设计中应用的可行性.     

共轴双旋翼系统的气动特性分析及试验

基于动量叶素理论明确了旋翼的入流分布情况,建立了适用于共轴双旋翼的气动计算模型,通过所研制的气动试验平台对共轴双旋翼的气动特性(拉力、扭矩及功耗)进行了测试,着重分析了悬停状态下旋翼转速及间距的变化对系统气动性能的影响,探索最优的气动布局。实验结果表明:共轴双旋翼系统中旋翼间距的变化对总拉力的影响并不显著,但是下旋翼产生的拉力明显小于上旋翼,系统中下旋翼仅提供了43.8%～45.1%的拉力,适当增大下旋翼桨距和扭转角等参数有助于提高系统的整体性能;下旋翼的存在极大抑制上旋翼尾流的收缩,上旋翼尾流收缩的实际边界面积比理想边界增加了15%左右;当双桨间距为0.40R时,下旋翼产生的拉力最大,系统净扭矩最小,气动布局最优。     

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。     

共轴双旋翼高速直升机主减轮系功率流向分析

研究了一种共轴式反转的高速直升机主减轮系方案,为设计者提供了一种快速判断轮系功率流向的方法。首先,将轮系单元分析法引入共轴双旋翼高速直升机主减轮系的分析,并完成直升机主减轮系的数学建模。然后,总结出共轴双旋翼高速直升机主减轮系方案所有可能的功率流向类型。最后,研究了共轴双旋翼高速直升机主减轮系的功率流向类型及其不同的飞行状态(前飞、改变航向等)对主减轮系效率的影响。     

旋翼间距对微型四旋翼无人机负载特性影响

结合雷诺平均N-S(Navier-stokes)方程以及Laminar层流模型建立了微型四旋翼无人机旋翼流场的三维模型,通过求解N-S方程的方法,研究了微型四旋翼悬停状态下不同旋翼间距对其气动特性的影响。旋翼升力测量实验以及非定常计算得到的仿真误差为8.17%,验证了仿真数据的有效性。分别对升力、力矩以及悬停效率进行分析,得到了旋翼间距3.8 r是最佳的微型四旋翼间距方案的结论;进一步对单旋翼以及不同旋翼间距的流场进行分析得出旋翼之间的气动扰动可以改变翼尖涡的强度,从而产生不同的气动特性。     

可变结构小型多旋翼无人飞行器的设计

针对现有的四旋翼直升机存在飞行速度低、航程短等问题,综合考虑了四旋翼可以垂直起降和固定翼能够长距离航行的特点,提出一种在四旋翼的基础上添加一对固定翼和涡扇推力电机的变结构无人飞行器,并给出三维建模;在水平飞行时机身两侧的双涵道涡扇和机翼共同向前倾斜以产生向后的推力和向上的升力。开发出该变结构无人飞行器样机,对飞行器固定翼进行流固耦合力学仿真分析,最后对变结构飞行器动力学建模。固定翼的单向流固耦合计算结果显示,设计的机翼升力满足设计要求。从截面翼型位置上分析有一定意义,证明最大应力并非在翼型的前缘或后缘,而是在上表面,同时也验证了CLARK Y翼面形状产生的升力在飞行过程中起主要作用。     

一种横列双旋翼飞行器的设计与运动控制研究

借鉴已有的飞行器研究经验,设计了一种新型的横列双旋翼飞行器结构。通过舵机调整升力角度实现飞行器的不同运动形式,利用牛顿定律及欧拉方程建立了该无人飞行器的动力学方程,在Matlab Simulink环境下完成了仿真,并制作样机完成了实验,验证了此种设计的可行性,为进一步的研究打下了基础。     

某四旋翼无人飞行器的力学仿真分析

旋翼无人飞行器具有垂直起降／着陆、可悬停、机动性好及结构简单等多种优点,无论是在军事领域还是民用领域,都有非常广泛的应用价值。文中采用Abaqus建立了某四旋翼无人飞行器的力学仿真模型。基于所建立的力学仿真模型,分析了该无人飞行器在旋翼升力、风载荷和降落冲击等工况下结构的强度和刚度响应,得到了相应的变形和应力云图。计算结果表明,该旋翼飞行器的结构设计满足总体设计要求。     

一种新型共轴式直升机操纵机构运动学分析

提出一种新型共轴式少自由度混联机构,可以模拟三桨叶共轴式直升机操纵机构的运动,由下操纵3-SPS+PS+RRS并联机构和上操纵混联机构串联而成,整体机构结构简单紧凑,所以可应用于三桨叶共轴式无人机。机构对旋转盘的约束等效为一个PS约束支链,上操纵混联机构等效为几个并联机构后,运用螺旋理论分析上操纵机构的自由度,证明上下倾斜盘运动姿态一致,结合下操纵机构得出整个机构满足三桨叶共轴直升机操纵机构所需的自由度。对上操纵机构中的倾斜盘的姿态角和运动支链的位置进行分析,并得出了在下操纵机构一定倾斜姿态下变距转动角的变化规律。通过PRO/E仿真查看整体机构的运行情况。     

类扑翼飞行器及其叶片流场特性研究

为了简化扑翼机构的结构和运动控制,采用半转机构及内凸轮传动,设计了一种新型的类扑翼飞行器。对类扑翼飞行器的结构组成及叶片运动原理进行了分析。基于FLUENT建立了叶片流场分析模型,对双叶片运动流场进行了仿真分析,获得了叶片流场特性的变化规律。研究结果表明:在一个运动周期中双叶片周围的流场速度矢量、压力分布和升力系数是随叶片方位变化的,两个叶片之间存在很强的相互影响;前半周的叶片升力系数大于后半周的升力系数;增加叶片大小和两叶片的中心距可有效提高升力系数。该研究为类扑翼飞行器的升力计算提供了可行的方法,对于修正该飞行器的升力计算模型具有重要的指导意义。     

一种新型同轴对转输出圆锥齿轮减速器的设计

提出一种同轴对转输出圆锥齿轮减速器。论述了该减速器的传动原理并推导其传动比公式,分析了该减速器的结构组成,通过建立虚拟样机模型并利用动力学仿真软件分析该减速器的运动特性,将仿真得到的传动比与理论值进行对比,验证了该减速器模型的正确性与合理性。该减速器在传动过程中可实现单轴输入同轴对转输出运动,特别适用于旋翼飞行器、潜水器等共桨传动技术中。     

一种新型双输出摆线减速器的设计

基于摆线针轮行星传动原理,提出了一种新型同轴单输入同侧双输出摆线减速器。论述了该减速器的工作原理并分析了其传动结构,应用转化机构法推导了其传动比公式,运用ADAMS软件模拟仿真出该减速器输出轴的运动响应以及关键零件受力变化规律,将仿真得到的传动比与理论计算的传动比进行对比,验证该类减速器传动原理的可行性。该减速器可以实现两根输出轴同轴正反转输出传动且传动比可进行独立设计,特别适用于搅拌机、飞行器、船舶以及潜水器的双桨共轴传动中。     

气动干扰下的Hex-Rotor无人飞行器控制器及其飞行实验

分析了气流扰动、翼间干扰等因素对飞行中的无人飞行器的控制精度和效果产生的影响,并给出了相应的解决方法。建立了Hex-Rotor飞行器的动力学模型,分析了升力因子不确定性导致飞行器控制效果下降的影响因素。设计了反演滑模控制器来控制飞行器的空间六自由度运动,同时考虑升力因子的不确定性采用超螺旋非线性观测器观测各个旋翼的升力因子来克服气动干扰的影响。通过原型机验证了提出的方法,结果显示:Hex-Rotor飞行器在气动干扰较大的外部环境中飞行时,水平位移跟踪误差不超过±4.5m,高度误差不超过±2.5m,姿态角度误差保持在±2°内,较大地增强了飞行器的抗扰能力。结果表明:采用本文的方法可以有效地估计各个旋翼的升力因子,从而提高Hex-Rotor飞行器的控制精度和效果。     

基于双磁致伸缩材料棒的电动静液执行机构技术研究

研究并提出了一种基于双磁致伸缩材料棒的新型电动静液压执行机构。通过流体整流,主动旋转整流阀将磁致伸缩材料棒的高频振动位移转换成液压缸的连续、平滑的双向运动,并对此进行了仿真。结果表明,基于双磁致伸缩材料棒的电动静液压致动器的最大流速约为基于单磁致伸缩材料棒的电动静液压致动器的2倍,工作频率从110 Hz增加到150 Hz。     

考虑滑流效应的静气动弹性分析研究

随着电推技术的快速发展,分布式螺旋桨推进技术在中小型飞行器中的应用研究更加深入。针对大展弦比机翼柔性较大、变形大问题,开展螺旋桨滑流效应与机翼弹性变形的复杂气动结构耦合研究。基于自研CFD软件,采用激励盘代替螺旋桨计算定常气动力,通过RBF方法进行气动力和位移的双向插值,结构计算基于开源程序TACS,完成分布式多旋翼-机翼静气弹分析方法及程序的建立。重点研究螺旋桨旋转方向和转速对机翼气动特性的影响,结果表明,螺旋桨顺时针旋转时阻力更大,旋转方向对机翼升力和变形量影响较小;螺旋桨转速越高,翼尖位置处的静气弹变形越明显,导致机翼表面的气动力重新分布。     

四旋翼无人飞行器驱动系统设计与性能测试

针对动四旋翼无人飞行器的高动态、高效率驱动问题,对四旋翼无人飞行器驱动系统的硬件设计、动态模型、能量效率等方面进行了研究,提出了一种基于ATmega88微控制器及I2C总线技术的多旋翼飞行器驱动系统,利用升力测试平台对驱动系统的动态性能与能量效率进行了测试,通过系统辨识实验建立了PWM-旋翼升力动态模型,并分析了供电电压对模型参数和系统效率的影响。实验结果表明,该驱动系统带宽大于10 rad/s,且在每个旋翼300克升力输出时效率高达9 g/W,完全满足四旋翼无人飞行器的设计需要。     

共轴式双旋翼推力吸附机器人平台设计

本文把空气动力学结合到机械结构设计之中,设计了一款能在壁面灵活移动、能在简单的相邻壁面间翻越、具备一定量的负载能力、履带式行走方式、共轴双旋翼提供推力的机器人平台。先对选定翼型进行2维的外流场计算,求得"最经济状态点",以确定上、下旋翼的安装角分别为6°和5°。在此基础上,再求解出旋翼直径、旋翼机构推力与电机功率三者之间的关系。然后以旋翼直径为基础,对机器人平台的各个部分重量进行关联。最后把旋翼直径、电机功率和整机重量三者串联起来,建立Simulink模型,当旋翼直径等于376.4 mm时,求得最小重量的机器人平台。对旋翼安装角、直径和整机重量的探讨和计算,为下一步的三维仿真和实物搭建奠定基础。