可倾转变形四旋翼飞行器建模与飞行仿真

为了提高四旋翼飞行器在地震灾难现场等内部狭窄空间中的通过性,提出了一种新型的螺旋桨可倾转的四旋翼飞行器。该四旋翼飞行器在传统四旋翼飞行器基础上增加了一个倾转自由度,实现四个螺旋桨同步、同向倾转,进而可以改变飞行器构型来适应狭窄飞行空间。建立了倾转变形四旋翼飞行器动力学数学模型,在Simulink/SimMechanics仿真环境中搭建了四旋翼飞行器动力学模型,设计了串级PID控制器,实现了四旋翼飞行器在倾转状态下稳定飞行,分析了飞行器穿越狭窄空间的飞行动作及轨迹跟踪情况。仿真结果表明倾转变形四旋翼飞行器构型设计和仿真系统是可行的。     

变直径倾转旋翼设计研究

变直径倾转旋翼是倾转旋翼的新概念,本研究是国内首次开展的变直径倾转旋翼方面的基础研究。基于改进的叶素-动量理论建立了倾转旋翼机的气动特性分析模型,用于分析旋翼直径变化对其气动特性的影响规律及气动载荷的计算;研究设计了变直径倾转旋翼原理样机,利用虚拟样机技术建立了变直径倾转旋翼多体动力学模型并在此基础上对变直径倾转旋翼的运动学、动力学特性进行了仿真研究,以对原理样机结构设计进行指导和修正以给出合理的模型结构。最后试验的成功验证了结构设计的合理性,为进一步开展变直径倾转旋翼的研究提供了可靠的模型。     

倾转旋翼无人机混合动力系统的建模与仿真研究

为了分析油电混合动力系统的工作性能,以燃气涡轮发动机为基础,建立倾转旋翼无人机的油电混合动力系统模型。根据倾转旋翼无人机的工作特点,给出油电混合动力系统的功率配置方案,计算分析混合动力系统在倾转旋翼无人机典型飞行任务剖面下的工作性能,为后续研究倾转旋翼无人机的动力系统奠定基础。     

基于振动应力飞行实测的螺旋桨旋转共振特性研究

研究了某推进式螺旋桨在工作中的旋转共振问题。对典型工作状态下桨叶的振动应力进行飞行实测,通过对应力测量结果进行频谱分析,获得螺旋桨受迫振动的主频率成分。然后建立桨叶有限元模型,通过模态分析求解各工作状态桨叶的固有频率,作出坎贝尔图,得出危险转速,对这些转速下的频谱图进行检查,分析桨叶是否发生共振,为螺旋桨结构动力学设计提供依据。     

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。     

新型变距螺旋桨控制系统的开发

本系统采用stm32f4 MCU作为核心处理器,通过对采集到的电机转速,以及飞行器飞行时螺旋桨沿飞行器纵轴方向的空速作相应处理,得到螺旋桨桨叶实时的入流角,并根据螺旋桨的空气动力参数,运算得出实时的螺旋桨桨叶的最佳桨叶迎角,并据此控制伺服装置改变桨叶角,使桨叶在飞行器飞行过程中始终保持最佳桨叶迎角已得到最大拉力,提高飞行器的机动性。并且可以通过USB与上位机通信,以设置相关参数。给出了样机的实验结果,所设计的系统达到了提高螺旋桨拉力的要求,具有一定的应用价值。     

倾转变形四旋翼飞行器的设计和实现

针对灾难搜救、军事侦察等应用中的狭窄空间飞行需求,提出一种俯仰姿态可以独立控制的四旋翼飞行器。该飞行器在普通四旋翼飞行器的基础上增加了一个倾转自由度,由一个驱动来独立控制飞行器的俯仰姿态,实现指定倾转角的悬停和飞行。建立了飞行器气动力仿真模型,仿真分析了倾转状态下旋翼间气流干扰对气动力特性的影响。搭建了气动力特性测试平台,通过实验验证了气动力仿真模型的有效性。最后,研制了飞行器原理样机,进行了倾转悬停和倾转飞行实验。研究结果表明,飞行器可以实现接近90°的倾转悬停,同时可以以倾转60°的俯仰姿态稳定飞行,验证了倾转变形四旋翼飞行器穿越狭窄空间的可行性。     

倾转旋翼机过渡段动态最优控制技术研究

针对倾转旋翼机的最优过渡问题，采用动态最优控制来减小过渡时间、姿态角变化以及缓解驾驶员工作负荷。在飞行动力学模型的基础上引入操纵方程，通过引入操纵量方程来缓解操纵量的跳变；随后将飞行器的最优动态倾转过渡过程转变成非线性动态最优控制问题，引入合理的性能指标，基于序列二次规划算法进行求解；最终以XV-15为例，分析系统各个通道抗风扰能力以及进行全航线飞行仿真。实验结果表明，所设计的过渡段最优控制在倾转旋翼机的各个通道抗风扰性能突出，系统鲁棒性较好，具有较好的实际应用价值。     

一种低速复合升力飞行器飞行动力学建模与分析

针对一种由升力风扇和倾转螺旋桨组成的复合升力飞行器构型特点,建立其飞行动力学模型并进行分析研究。应用动量理论分析了升力风扇的气动力。建立了飞行器纵向动力学模型。针对飞行器飞行模式转换阶段特存的操纵冗余问题,提出了合理的配平策略,完成平衡计算。在平衡状态点线化模型,并对不同飞行模式下典型飞行状态纵向动稳定性进行分析。结果表明,系统所建立的模型能够反映该类符合升力飞行器各飞行模式的典型特征。     

后缘小翼智能旋翼有限偏角减振效果分析

建立了适合带后缘小翼的缩比模型智能旋翼减振优化分析方法。考虑小翼运动引起的气动力和惯性力对旋翼系统的影响,建立带后缘小翼的旋翼气动弹性分析模型,使用一种高效的代理模型方法计算带后缘小翼的翼型气动力。使用隐式梯形公式求解气弹耦合动力学方程得到桨叶的弹性响应,采用力积分法计算桨叶剖面振动载荷与桨毂载荷。以小翼操纵输入为设计变量,以桨毂载荷幅值为目标函数建立优化问题,使用最速下降法求解最佳减振效果对应的小翼偏转规律。结果表明本模型计算的结构与气动载荷可靠,对不同前进比状态,后缘小翼都能有效降低桨毂垂向振动载荷。使用直接约束法和目标权重法都能模拟小翼偏转能力不足的情况,小翼偏转能力对减振效果有明显影响,偏转能力不足时后缘小翼仍具有一定的减振效果。     

混合动力多旋翼无人飞行器设计与气动特性研究

根据多旋翼无人飞行器油电混合动力系统的特点,为油电混合动力系统提出一种多旋翼无人飞行器,对提出的多旋翼无人飞行器进行结构设计,并利用FLUENT软件对所设计的多旋翼无人飞行器结构布局进行气动计算和分析。计算结果显示所设计的油电混合动力多旋翼无人飞行器结构之间存在气动干扰,随着气桨转速增大,气动干扰增强,总装产生总气动拉力会比气桨单独工作时产生的拉力要小,过高的螺旋桨转速会严重降低总体的气动拉力,因此螺旋桨转速必须加以限制。     

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。     

某型无人倾转旋翼机过渡轨迹设计技术研究

过渡模式是倾转旋翼机全过程自主飞行的关键阶段,亦是最容易发生安全事故的阶段.过渡轨迹是飞行器过渡模式控制律和制导律设计的基础,以某型无人倾转旋翼机为研究对象,分析其气动特性,并根据过渡阶段的升力来源,将整个过渡阶段进行细化;再根据各个阶段的约束条件确定其倾转过渡走廊;依据飞行器的飞行过程以及走廊确定飞行器的过渡轨迹,并...     

飞艇螺旋桨气动优化设计

结合对齐柏林NT飞艇螺旋桨的重新设计,阐述了低空低速飞艇推进螺旋桨主要参数的确定方法。运用Betz优化理论和片条理论发展了一套飞艇螺旋桨的优化设计方法及设计和性能的计算程序。计算结果表明所设计的螺旋桨在巡航状态比原桨效率提高了4％,可见该优化设计方法能为低空低速飞艇推进螺旋桨的设计提供参考。     

基于干扰观测器的无人机固定时间位姿一体化控制方法

针对存在外部干扰的倾转四旋翼无人机飞行控制问题，提出一种基于干扰观测器和积分终端滑模的固定时间六自由度位姿一体化控制方法。首先，利用对偶四元数建立了倾转四旋翼无人机六自由度飞行控制系统模型。继而，利用固定时间干扰观测器实时估计的外部扰动信息，设计一种基于积分终端滑模的固定时间控制方案，实现无人机的轨迹跟踪控制，并通过Lyapunov理论分析闭环控制系统的固定时间收敛性能。最后，数值仿真结果验证了该控制方法的有效性与正确性。     

旋翼无人机螺旋桨静拉力性能的计算与试验验证

针对旋翼无人机螺旋桨的设计需求,研究了旋翼无人机小型螺旋桨静拉力性能的工程计算方法,并构建了基于虚拟仪器的螺旋桨性能测控系统.采用涡流理论作为螺旋桨静拉力特性的计算方法,结合图形化设计软件LabVIEW,构建了螺旋桨静拉力测控试验台.通过该测控试验台对计算结果进行了对比验证,分析结果表明计算结果与实验数据趋势一致,最大平均相对误差不超过10%,吻合较好,准确度较高.     

基于CFD/CSD弱耦合方法的后掠尖旋翼气弹响应分析

准确计算旋翼的气弹响应，对于旋翼的设计与振动控制具有重要的意义。传统的旋翼气动模型通常采用简单的叶素理论、自由尾迹方法，导致气动力计算精度较差。这里的CFD计算采用非定常重叠动网格计算方法，通过直接求解Navier-Stokes方程的方法获得尾迹，旋翼的流场网格采用多重动网格方法生成。CSD计算采用有限体积梁单元建立桨叶的有限体积梁模型，边界条件采用第一类拉格朗日乘子法进行考虑。流固耦合交界面的气动力计算结果通过插值和积分映射到CSD模型上，在此基础上进行旋翼的气弹响应分析。     

六旋翼机器人运动控制与跟踪控制研究

为了在执行任务期间精确记录数据和稳定的飞行,多旋翼机器人机构需要能够执行长期任务和携带较重的载荷。针对这一问题,对六旋翼机器人关键技术进行了深入的研究。首先,高性能六旋翼无人机的运行需要飞行控制系统,介绍了六旋翼控制系统和本体的设计方法。其次,构建了四旋翼和六旋翼无人机的数学模型,对比了六旋翼与四旋翼控制系统的优缺点。六旋翼飞行器的飞行控制由推力和力矩完成,在俯仰,偏航和横滚分别对螺旋桨的速度进行运动控制。再次,采用模糊自适应PID控制算法设计了一款跟踪控制系统,用一个PID测试控制器进行仿真。并在真实飞行中成功地测试六旋翼机器人,达到了一个理想的效果。而不是使用分析差异,避免跟踪控制器设计过程中的"差异扩展"。最后,仿真结果证明了所提技术的有效性和有效性。     

航空螺旋桨振动特性仿真分析方法研究

基于循环对称结构模态分析理论,建立了螺旋桨整体结构振动特性仿真分析方法.选取某两桨叶定距航空螺旋桨为分析对象,在ANSYS软件中建立起螺旋桨整体结构振动特性分析的三维有限元模型.首先计算结构在不转动工况下的固有振型和频率,然后计算其在常用转速工况下离心、气动载荷同时作用时的振型和频率.分析计算结果,发现螺旋桨整体结构同一阶次频率下存在对称型和反对称型振型,但不能同时出现,呈现量子态特点;并得到外载荷对振型、频率的影响规律以及共振曲线.该方法大大降低了求解规模,可应用到其他多桨叶、变距螺旋桨整体结构振动特性的工程计算中去.     

空气螺旋桨逆向建模

为满足多旋翼无人机虚拟设计需要和螺旋桨分析要求,提出精确生成螺旋桨三维模型的方法。利用三维扫描仪得到螺旋桨实物的点云数据,在Geomagic Studio与Imageware内进行预处理得到螺旋桨的曲面文件,最后将其导入Pro/E,生成螺旋桨三维实体。为研究螺旋桨空气动力学相关研究做准备。