微型无人直升机旋翼操纵机构设计及分析

针对微型无人直升机体积小、载重量轻的特点,论述了一种利用惯性力的作用和材料的弹性性能对旋翼进行操纵的机构。该机构对电机驱动力矩的变化反应灵敏,能够满足控制微型无人直升机各种飞行模态的需要。考虑离心力的影响,应用Hamilton原理建立了桨叶的摆振运动方程,并用广义Galerkin法对方程进行求解,分析了微型直升机旋翼桨叶变速度旋转时在摆振平面内的弯曲振动。结果表明:轴心到桨叶根部的回转半径和旋翼的变速度回转对桨叶变形有影响;旋翼初始回转角速度对桨叶的摆振频率有影响。     

直升机旋翼结冰后三维桨叶气动特性数值分析

针对直升机旋翼桨叶结冰问题,研究了结冰前后三维旋翼桨叶气动特性.基于多参考系模型建立了旋翼桨叶三维结冰数值模拟方法,对其中空气流场计算、水滴撞击特性计算、结冰生成计算和几何模型重构等步骤进行了介绍.以C-T旋翼为模型,计算分析了结冰对旋翼桨叶气动特性的影响.计算结果表明,结冰后旋翼桨叶升力降低、阻力增加,悬停性能下降明...     

基于多体动力学的直升机桨叶特性仿真分析

 针对无人直升机旋翼桨叶性能改进升级的实际需求,以200 kg 级无人机旋翼为原型建模,利用COMOSOL 软件对直升机桨叶特性进行仿真分析研究。基于叶素法建立了桨叶升力的数学模型,克服了常规旋翼动力学仿真分析时气动载荷加载棘手的难题;通过研究直升机桨叶的空间旋转运动与其弹性变形间的耦合关系,得出了桨叶攻角、升力、桨尖位移随总距以及周期变距的变化曲线。将仿真结果与常规数值分析结果比较,验证了仿真结果的准确性。根据仿真结果提出了对桨叶迎角、桨叶前缘刚度等的具体改进建议,可为桨叶的改进设计提供参考依据。     

基于全景视觉技术的旋翼共锥度测量系统的设计及实现

在深入分析以往旋翼桨叶共锥度测量手段的基础上,提出了一种基于全景视觉技术的旋翼共锥度测量的新方法。由全景图像球面还原算法原理,推导出了一组用于计算桨叶锥度差的逆投影公式。利用同步电路控制摄像机拍摄实现了对目标桨叶的实时提取,并对全景图像的解算方法进行了相应研究。应用脉冲耦合神经网络(PCNN)对全景图像进行初次分割,重点介绍了在此基础上结合区域标记法对桨叶图像进行特征提取的过程并取得了很好的识别率。实验结果表明,该测量方法对于桨叶锥度差的计算具有较高的精度,可以应用于未来的实际生产过程。     

基于几何精确桨叶模型的旋翼刚柔耦合建模

建立一种适合于多种直升机桨毂构型的高精度旋翼结构动力学模型。将几何精确桨叶模型集成到传统的旋翼刚柔耦合动力学模型中去,使得新模型既适用于全铰接式旋翼,又能对先进桨毂构型(无铰式或无轴承)桨叶精确建模。建模过程中不进行阶次截断,不作小量假设。采用有限变形下的Green应变表达式及几何精确的弹性变形运动几何学关系式,推导桨叶应变能、动能以及外载荷虚功。桨叶根部铰约束处的转角分别以三个独立刚体自由度与桨叶弹性变形自由度耦合,依据Hamilton作用量原理建立旋翼刚柔耦合动力学方程。大变形梁与铰接式旋翼桨叶算例验证了模型的有效性与高精度。     

筒形件焊接三维全场变形测量

针对传统测量方式难以实现焊接条件下筒形件全场变形测量的问题,提出一种筒形件焊接三维全场静态变形测量方法。首先,通过引入编码点坐标配准方法,实现不同变形状态下相同变形点的坐标统一;其次,提出一种基于深度搜索的相同变形点匹配算法,实现焊缝区弱变形点的成功匹配;最后,根据以上关键技术并借助VS2010开发环境,研制出三维全场静态变形测量系统。为验证该变形测量方法的可行性,设计并实施筒形件熔化极惰性气体保护电弧焊(MIG)和激光焊焊接实验,并采用标定十字架进行精度验证实验。研究结果表明:该方法测得的变形测量精度为0.020 mm/1 m,能够实现筒形件焊接三维全场静态变形测量,具有非接触、高精度和显示直观等优点,可为结构件焊接三维全场静态变形提供一种有效的测量方法。     

基于有限状态入流的无轴承旋翼气弹稳定性

为准确分析悬停状态下无轴承旋翼的气动弹性稳定性,建立了一种基于有限状态入流的直升机气动弹性稳定性分析的模型.采用格林-拉格朗日应变张量推导了无轴承旋翼桨叶的非线性应变-位移关系,把桨叶作为多路传力系统进行处理并根据哈密顿原理建立了桨叶运动的有限元方程,非定常气动力采用有限状态状态入流模型.根据桨叶模态方程的特征值判断悬停状态下无轴承旋翼的气动弹性稳定性.数值计算结果表明：采用有限状态入流模型计算桨叶的一阶摆振阻尼比传统的动力入流模型和均匀入流模型与试验数据的符合程度更好,从而验证了本模型的正确性.     

基于八占位法的直升机旋翼升力建模研究

为建立实时性和精度高的直升机旋翼升力模型,基于动量-叶素法,以理想扭转型桨叶为例,给出了旋翼诱导速度的计算模型.在考虑桨叶挥舞运动的前提下,利用八占位法和给出的诱导速度模型,以桨尖安装角为人工输入,提出了有初值的关于旋翼升力、机身速度和诱导速度的迭代计算流程.实验结果表明:将实际飞行数据和利用该计算流程生成的仿真曲线相对比,二者机身的滚转特征曲线具有相同的走势,旋翼系数曲线又具有较高的拟合度,并且各动力学仿真参数能够随着人工输入迅速合理地作出响应,从而分别验证了该旋翼升力模型的可靠性、精确性和实时性.     

小型四旋翼无人直升机自适应优化控制

摘要： 针对小型四旋翼无人直升机姿态稳定及位移跟踪控制问题,提出了一种新的控制方法.根据牛顿 欧拉方程及刚体理论建立了小型四旋翼直升机的动力学模型,并利用二次拟合实验建立了旋翼升力和输入控制信号之间的关系模型.将自适应优化 (Adaptive Control Optimization,ACO)控制方法运用于小型四旋翼直升机控制系统中,实现了小型四旋翼直升机的姿态稳定及位移跟踪控制.实际飞行实验表明,自适应优化控制方法在小型四旋翼直升机姿态及位移控制中相对于传统的自适应控制方法,具有很好的实时性和鲁棒性.     

直升机旋翼共锥度测量系统设计

采用激光技术实现直升机旋翼共锥度测量具有结构简单、测量快速和精度高等特点.介绍了采用直升机旋翼切割激光方法进行直升机旋翼共锥度测量的基本原理及实现方法,在原有测量方案基础上,采用分光镜设计了一种新型光路结构,并对测量系统的激光光路、信号采集处理和上位机软件处理等组成部分的实现方法进行了详细介绍.经过模拟试验,所设计的系统满足测量要求,运行稳定.     

采用流固耦合方法的直升机桨叶鸟撞数值模拟

在鸟撞直升机桨叶过程中,鸟体与桨叶撞击相对速度很大,呈现出流体特性,属于典型的流固耦合瞬态冲击动力学问题。首先针对文献中的鸟撞铝板试验采用ALE流固耦合方法进行了分析,对计算方法与鸟体模型进行了验证。然后进行了桨叶鸟撞数值模拟。数值模拟结果表明ALE 方法能够准确模拟鸟撞过程,适用于直升机桨叶鸟撞分析。通过应力、位移以及撞击压力等计算结果的详细分析,对直升机旋翼抗鸟撞设计具有一定的参考价值。     

基于单片机和CAN总线的信号测量和数据传输

介绍了利用单片机测量信号的时间长度和利用CAN总线技术进行数据信息传输的方法、硬件接口电路及相应的软件应用程序及其在直升机旋翼共锥度测试系统中的应用.该方法在直升机上的应用从根本上改善了以往直升机旋翼共锥度测试中信号传输速度慢、稳定性差、误码率高的缺点,将传统的模拟传输改进为更可靠的数字传输,为直升机旋翼测试的顺利进行提供了保障.     

液弹阻尼器动力学特性对直升机地面共振的影响分析

基于汉密尔顿原理,根据直升机旋翼液弹阻尼器的非线性动力学模型和等效线化模型,分别建立了带非线性和线性液弹阻尼器的直升机旋翼/机体耦合系统动力学模型;并对直升机的地面共振稳定性进行了数值模拟,分析了液弹阻尼器动力学特性对直升机地面共振的影响。结果表明,液弹阻尼器的存在增加了桨叶摆振后退型模态阻尼,提高了直升机地面共振稳定性。采用线化模型计算方便,计算结果能基本反映液弹阻尼器对桨叶摆振后退型模态的影响变化趋势;但模态耦合区位置和峰值阻尼的确定不够准确;而非线性模型则能准确描述液弹阻尼器的动力学特性和直升机旋翼/机体耦合系统稳定性的变化规律,精度较高。     

有限元模拟电桥的直升机旋翼轴拉力与扭矩测量方法

为了精确地测得直升机飞行过程中旋翼轴的拉力及扭矩,通过有限元计算,模拟了现有直升机旋翼轴拉力测量中惠斯通电桥的输出,研究了旋翼轴现有测量方式中各向载荷对电桥输出的影响,分析了旋翼轴拉力、扭矩与各向载荷的耦合情况。结果表明,现有的旋翼轴拉力及扭矩测量的误差,主要来源于直升机飞行过程中俯仰力矩、滚转力矩传递到旋翼轴上的侧向弯矩的影响;通过耦合分析,给出了一种新的旋翼轴拉力及扭矩测量的组桥方式,并通过有限元模拟计算,验证了新方式的可行性。研究结果为后续直升机旋翼轴拉力及扭矩飞行测量提供了一种新的方法。     

确定直升机性能的旋翼功率及拉力简化算法

为满足直升机部队计算机辅助决策、作战模拟推演等工作需要,用基本的直升机悬停性能和少量的原始数据作支持,对旋翼功率及其拉力计算方法进行建模.通过分析直升机动力学特点,运用动量法和叶素理论,将直升机旋翼功率进行拆分求解,推导出一套旋翼需用功率及可用功率的简化计算方法;根据线性外插法,用剩余功率建立拉力计算模型,对旋翼拉力进行估算.最后通过算例说明简化计算模型的可行性,解决了确定直升机飞行性能和动力学仿真的实际需要,具有较强的实用价值.     

基于UMARC的大展弦比机翼空气动力建模方法

将旋翼气动建模思想引入大展弦比固定翼,对旋翼飞行器UMARC理论中直升机旋翼空气动力建模方法进行适当改进,建立适应机翼较大变形情况下的空气动力学模型。将大展弦比机翼描述为Bernoulii-Euler梁形式,利用机翼大变形前后坐标系转换关系,推导得到变形后坐标系下机翼任意截面瞬时空气速度并最终建立空气动力载荷模型。利用模型计算机翼气动弹性静平衡位置,经与已有文献结果对比,表明此模型建立方法准确、有效;将UMARC理论移植到大展弦比机翼思想可行;并具较高工程应用前景。     

基于光纤技术的叶端定时传感器

叶端定时测量是一种新型的在线实时测量叶片振动的有效方法，激光光纤叶端定时传感器是整个测试系统设计的关键，该文研究了叶端定时测量方法，并对应用于高速旋转汽轮机叶片振动在线实时监测的光叶端定时传感器进行了设计研究和试验，研究了一个具有高分辨、大频宽和高信噪比的激光光纤传感器的设计方案，并且得到了实验室验证。