直升機旋翼模擬的案例
復雜的直升機旋翼空氣動力學
直升機旋翼CFD的計算網(wǎng)格
目前直升機旋翼CFD采用的網(wǎng)格仍然是多塊重疊網(wǎng)格，但是以美國為代表的西方發(fā)達國家采用的是非結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格，我國國內(nèi)仍然以結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格為主。西方發(fā)達國家同時開發(fā)了自適應網(wǎng)格技術(shù)。自適應網(wǎng)格技術(shù)在直升機旋翼的數(shù)值模擬中目前是一種發(fā)展趨勢，但國內(nèi)還比較少見。以高精度算法為基礎(chǔ)的高階曲線網(wǎng)格也是直升機空氣動力學研究的空缺。
直升機旋翼系統(tǒng)
這是一個高細節(jié)的直升機旋翼組件 SolidWorks 模型，包含 4 個主槳葉、斜盤機構(gòu)、俯仰控制連桿和執(zhí)行器。該設(shè)計展示了機械運動如何通過斜盤從執(zhí)行器傳遞到旋翼槳葉，從而控制俯仰、滾轉(zhuǎn)和升力。
共軸剛性旋翼構(gòu)型高速直升機發(fā)展研究
摘要
共軸剛性旋翼帶推力槳構(gòu)型在保留常規(guī)直升機優(yōu)異近地面機動能力的基礎(chǔ)上,可實現(xiàn)速度與航程提升一倍,是下一代軍用直升機的主要構(gòu)型。本文從直升機構(gòu)型發(fā)展需求出發(fā),系統(tǒng)梳理了共軸剛性旋翼的概念原理、技術(shù)攻關(guān)和型號預發(fā)展過程,并以美軍未來高速直升機型號發(fā)展和直升機技術(shù)發(fā)展趨勢,提煉并概括了以高速直升機裝備為代表的下一代軍用直升機的典型技術(shù)特征,對高速直升機的發(fā)展提出一些建議。
直升機具有垂直起降、空中懸停以及優(yōu)良的近地面機動性能，在軍、民用領(lǐng)域發(fā)揮著不可替代的重要作用。然而，受旋翼工作原理的約束，當前飛速度疊加旋翼轉(zhuǎn)速接近聲速時，旋翼前行側(cè)會產(chǎn)生激波、后行側(cè)動態(tài)失速，因此，一般直升機的平飛速度很難超越300km/h，限制了直升機在軍、民用領(lǐng)域的應用拓展。在保留常規(guī)直升機獨特的垂直起降、低空懸停以及機動能力的基礎(chǔ)上，突破旋翼工作原理對速度的限制，實現(xiàn)高速飛行，一直是美歐等航空強國持續(xù)追求的目標。以美國西科斯基公司S-97、SB>1為代表的高速直升機，通過共軸剛性旋翼帶推力槳構(gòu)型實現(xiàn)旋翼工作模式的優(yōu)化，在保留常規(guī)直升機優(yōu)異近地面機動能力的基礎(chǔ)上，平飛速度提高至450km/h以上，航程大于1200km，是下一代軍用直升機的主要構(gòu)型。本文將系統(tǒng)地梳理共軸剛性旋翼的概念原理，分析國外共軸剛性旋翼帶推力槳構(gòu)型的高速直升機的關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)歷程，以及當前的型號預發(fā)展情況，在此基礎(chǔ)上，通過對美軍未來高速直升機型號與技術(shù)發(fā)展趨勢的分析，提煉并概括下一代軍用直升機的典型技術(shù)特征，并對國內(nèi)高速直升機的發(fā)展提出建議。
展開 直升機旋翼的動力學奧妙
一般它必須帶一個尾槳負責抵消旋翼產(chǎn)生的反轉(zhuǎn)矩。例如，歐洲直升機公司制造的EC-135直升機。圖2就是一個帶尾槳的單旋翼直升機圖片。
圖2 外掛式尾部旋翼（尾槳）
但是，也有單旋翼直升機無尾槳的情況，這時它的機身尾部側(cè)面有空氣排出管道，用噴氣的反作用力來抵消旋翼產(chǎn)生的反轉(zhuǎn)矩。例如，美國麥道直升機公司生產(chǎn)的MD520N直升機。“旋翼產(chǎn)生的反轉(zhuǎn)矩”將是本文的討論的重點。
02
雙旋翼直升機
雙旋翼直升機具有兩個旋翼。兩個旋翼的排列有如下三個情況：
縱列式：兩個旋翼前后縱向排列，旋轉(zhuǎn)方向相反。例如，美國波音公司制造的CH-47“支努干”運輸直升機。
橫列式：兩個旋翼左右橫向排列，旋翼軸間隔較遠，旋轉(zhuǎn)方向相反。比如，前蘇聯(lián)的Mi-12直升機。
共軸式：兩個旋翼上下排列，在同一個轉(zhuǎn)軸線上，互成反向旋轉(zhuǎn)。例如，前蘇聯(lián)的卡-50武裝直升機。（請見圖7的共軸式雙旋翼直升機圖片）
03
四旋翼直升機
圖3是中國研制的四旋翼無人直升機。四個旋翼分為兩對，分別以正螺旋和反螺旋方向旋轉(zhuǎn)。
圖3 四旋翼無人直升機（中國制造）
04
葉片數(shù)量
葉片數(shù)量往往與載重量大小相關(guān)，常見有2，3，4，8 個葉片。例如米-8直升機有4個葉片；米-28有5個葉片；米-26直升機的旋翼有8個葉片，尾槳有5個葉片。2008年5月26日，一架紅色米-26直升機吊裝了一臺重約13.2噸的重型挖掘機，前往唐家山堰塞湖壩體。圖4為執(zhí)行該項任務的米-26直升機照片。
圖4 “米-26”直升機
05
傾轉(zhuǎn)式旋翼飛機
美國V-22魚鷹直升機就是傾轉(zhuǎn)式旋翼飛機（參見圖5），它兼有直升機和飛機的共同優(yōu)點。當旋翼的轉(zhuǎn)軸豎直時，旋翼產(chǎn)生升力。
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四旋翼無人直升機論文
如圖1.1所示，旋翼1、3順時針旋轉(zhuǎn)，旋翼2、4逆時針旋轉(zhuǎn)，旋翼的扭矩會自動平衡。而傳統(tǒng)直升機必須加一個尾翼用來平衡旋翼扭矩，這個尾翼對向上的推力無幫助作用，浪費了能量。另外，由于四旋翼機的旋翼更小，轉(zhuǎn)速更高，因而其效率更高；小旋翼也可以減少旋翼碰撞周圍建筑物的概率，飛行更加安全。
圖1.1 四旋翼直升機飛行原理示意圖
1.2 四旋翼直升機工作原理
四旋翼直升機有4個控制輸入量，分別為四個旋翼的轉(zhuǎn)速；6個輸出量，
分別為飛機位置量（x、y、z）和姿態(tài)角(俯仰角?、橫滾角?、航向角?)。四旋翼直升機通過調(diào)節(jié)對角線上旋翼的轉(zhuǎn)速來改變姿態(tài)：圖1.1中，1、3旋翼的推力不同會改變四旋翼直升機的俯仰角，同時在機體X方向產(chǎn)生一個加速度。由于對稱性，在機體Y方向也會產(chǎn)生相似的作用。四旋翼直升機改變對角旋翼的轉(zhuǎn)速大小，同時往相反方向改變另外一對旋翼的轉(zhuǎn)速的大小，兩對旋翼間扭矩便不再平衡，從而航向角改變。
二、總體設(shè)計
2.1 設(shè)計目標
目前，國內(nèi)外有很多四旋翼無人直升機模型的生產(chǎn)廠家，從購買渠道和方便維護考慮，選用的機體平臺是國產(chǎn)的華科爾UFO4型遙控四旋翼直升機（圖2.1）。直升機的主要參數(shù)見表
2.1
圖2.1 華科爾UFO4四旋翼無人直升機
表2.1 華科爾UFO4四旋翼無人直升機主要參數(shù)
機體參數(shù)
旋翼半徑
機體長/寬
驅(qū)動系統(tǒng)（電
機）
接收器 參數(shù)大小 198mm 470mm 1225 FE 4-in-1 機體參數(shù) 遙控器 陀螺儀 重量（含電池） 電池 參數(shù)大小 WK-0701 3D 225g 11.1V-Li
本文的主要內(nèi)容是設(shè)計小型四旋翼飛行器的控制系統(tǒng)，實現(xiàn)小型四旋翼無人直升機在近地環(huán)境下的姿態(tài)控制。
展開 一種無人直升機旋翼槳葉設(shè)計與動力學試驗
結(jié)論
綜上所述，本文基于某型號無人直升機平臺的旋翼系統(tǒng)，對直升機旋翼槳葉進行了氣動仿真計算并結(jié)合發(fā)動機分析其懸停效率，通過動特性試驗，驗證了仿真計算的正確性，為槳葉動力學計算提供了正確的依據(jù)，通過動力學計算，驗證了該旋翼槳葉的設(shè)計合理性。
參考文獻
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以上文章來源于航空精密制造技術(shù)
展開 風干擾下傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器直升機模態(tài)預設(shè)性能跟蹤控制
引用格式
夏然龍，邵書義，吳慶憲.風干擾下傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器直升機模態(tài)預設(shè)性能跟蹤控制［J］.無人系統(tǒng)技術(shù)，2023，6（2）：71-80.
風干擾下傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器直升機模態(tài)預設(shè)性能跟蹤控制
夏然龍邵書義 吳慶憲
（南京航空航天大學自動化學院，南京 211106）
摘 要
傾轉(zhuǎn)旋翼機具有在復雜環(huán)境下執(zhí)行任務的能力，逐漸成為新構(gòu)型飛行器領(lǐng)域研究的熱點。針對風干擾下傾轉(zhuǎn)旋翼機直升機模態(tài)的建模與跟蹤控制問題，提出一種基于神經(jīng)網(wǎng)絡干擾觀測器與預設(shè)性能方法的跟蹤控制方法。首先，對傾轉(zhuǎn)旋翼機進行分體建模，并將地面風對機體的影響設(shè)定成有界外部干擾的形式，建立了風干擾下的直升機模態(tài)動力學模型。其次，為了提高直升機模態(tài)跟蹤控制的魯棒性，采用神經(jīng)網(wǎng)絡逼近系統(tǒng)中的未知函數(shù)，并利用干擾觀測器估計機體所受擾動。再次，基于上述設(shè)計，提出一種基于預設(shè)性能函數(shù)的抗干擾跟蹤控制器，并通過Lyapunov方法證明跟蹤誤差是有界的。最后，仿真結(jié)果表明，所提方法的位置、角度跟蹤誤差在2 s內(nèi)就能快速收斂，并且始終位于預設(shè)的性能界內(nèi)。進一步表明所提算法能夠有效實現(xiàn)傾轉(zhuǎn)旋翼機的穩(wěn)定跟蹤控制，并具有良好的環(huán)境適應能力與魯棒性。
展開 直升機旋翼的轉(zhuǎn)速到底變不變？事實可能與你想的不一樣
摘要
我知道點進本文的讀者首先肯定想得到的是一個明確的答案，所以我覺得我最好還是先簡要概述一下題目中這個問題的答案好了：
從理論上來說，常規(guī)直升機旋翼的轉(zhuǎn)速是不變的，但是從實際飛行來說，旋翼的轉(zhuǎn)速會在一個非常小的幅度內(nèi)變化，因而從理論上可以假設(shè)其不變。
不過這里所說的是常規(guī)直升機，如果研究的對象是一些復合構(gòu)型的新型直升機，或者高速構(gòu)型的直升機或者旋翼飛行器，其旋翼的轉(zhuǎn)速就不再是不變的了，關(guān)于這一點，讀者可以從正文中得到更多的詳細信息。
# 為什么理論上直升機旋翼轉(zhuǎn)速為什么不變？
這個問題看似簡單，實則上是一個涉及到多個學科的復雜問題。
展開 某型無人直升機主旋翼操縱系統(tǒng)線剛度有限元分析
馬敬志 范汪明 邵 松 姜年朝
中國人民解放軍總參謀部第六十研究所
江蘇 南京 210016
摘 要：主旋翼操縱系統(tǒng)是直升機的關(guān)鍵部件，其線剛度直接關(guān)系到無人直升機的飛行安全。現(xiàn)基于有限元分析方法，采用ANSYS軟件計算了某型無人直升機主旋翼操縱系統(tǒng)的線剛度，為主旋翼系統(tǒng)的設(shè)計提供依據(jù)。
關(guān)鍵詞：無人直升機；操縱系統(tǒng)；線剛度
0 引言
無人直升機主旋翼操縱系統(tǒng)包括舵機系統(tǒng)、自動傾斜器系統(tǒng)、防扭臂組件及推拉桿組件等。采用外置式操縱系統(tǒng)，自動傾斜器分為動環(huán)和不動環(huán)，分別用于連接變距拉桿和主舵機。操縱過程中，主舵機通過推、拉不動環(huán)，動環(huán)推、拉變距拉桿，進而驅(qū)動旋翼系統(tǒng)完成總距及周期變距操縱。操縱系統(tǒng)作為重要組件，將舵機產(chǎn)生的運動控制槳轂進而操縱主旋翼。操縱系統(tǒng)的安全與否直接關(guān)系到直升機的安全飛行，材料的選擇關(guān)系到其線剛度及疲勞性能的好壞[1]，要承受較大的交變載荷[2-3]。與所有旋轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)一樣，旋轉(zhuǎn)交變載荷導致操縱組件的塑性變形及疲勞斷裂，尤其是連接處的斷裂，嚴重威脅槳轂的使用安全，而且疲勞斷裂會導致直升機墜毀[3-4]，同時操縱系統(tǒng)的線性剛性與旋翼顫振直接相關(guān)，會引起直升機的氣彈穩(wěn)定性問題，所以操縱系統(tǒng)線剛度的設(shè)計是否滿足設(shè)計要求直接關(guān)系到直升機的飛行安全。
1 有限元建模及分析
1.1 建模方法
某型無人直升機主槳轂操縱系統(tǒng)組件的幾何模型如圖1所示，幾個主要部分通過螺栓、軸承連接而成，部分局部連接部件如圖2所示。由于連接部件過于復雜，且本文研究的重點不是局部細微的應力、應變情況，因此對該幾何模型進行了簡化處理，如圖3所示。
1.2 實體建模
在ANSYS軟件中可供選用的solid單元中，四面體單元不如六面體單元計算精度高，特別是涉及小孔邊緣等應力集中區(qū)域[5-6]。
展開 AH-1G直升機旋翼在前飛工況考慮周期變距的CFD仿真
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采用運動嵌套網(wǎng)格方法，計算結(jié)果與NASA實驗數(shù)據(jù)對比較吻合
槳葉參數(shù)
該飛行狀態(tài)下槳葉的周期變距運動方程是：
槳葉位于0°和180°方位角時的壓力云圖
槳葉位于45°和225°方位角時的壓力云圖
槳葉位于90°和270°方位角時的壓力云圖
槳葉位于135°和315°方位角時的壓力云圖
旋翼拉力監(jiān)視圖
旋翼扭矩監(jiān)視圖
航天國器將攜新型縱列式雙旋翼無人直升機亮相珠海航展
據(jù)業(yè)內(nèi)人士透漏：南京航天國器智能裝備有限公司將攜新型縱列式雙旋翼無人直升機亮相2022年第十四屆中國航展（珠海航展）。國產(chǎn)“支奴干”型無人直升機要來了！
說起大名鼎鼎的美國"支奴干"直升機，有網(wǎng)友認為連俄羅斯都仿制不出來。其實類似“支奴干”這樣的縱列雙旋翼直升機，俄羅斯（前蘇聯(lián)）才是大哥，美國是后來者。因為美國的“支奴干”并不是全球第一款的縱列雙旋翼重型運輸直升機，俄羅斯（前蘇聯(lián)）才是第一個搞出來類似的縱列雙旋翼重型運輸直升機國家。蘇聯(lián)時期研發(fā)的雅克-24縱列雙旋翼直升機于1953年首飛，1955年服役，比美國的“支奴干”整整早了8年。“雅克”-24縱列雙旋翼中大型直升機創(chuàng)造了兩項世界紀錄，載重2噸飛行高度5082米，載重4噸飛高2902米，由此可見，當年前蘇聯(lián)軍工的能力之強大。不過，“雅克”-24縱列雙旋翼直升機的道路并沒有走下去，由于穩(wěn)定性，可靠性不是最令人滿意，特別是縱列雙旋翼產(chǎn)生的震動問題很嚴重，加之當時的國力無法支持太多的項目，又因為當時已經(jīng)有了更好的替代機型米-6直升機， 所以“雅克”-24直升機在生產(chǎn)了軍民各種機型約40架后，就于1958年退出了歷史舞臺。
美國的“支奴干”借鑒了當時的縱列雙旋翼直升機的技術(shù)，并且從根本上解決了了縱列雙旋翼直升機雙旋翼結(jié)構(gòu)帶來的振動問題，經(jīng)過不斷改進終于修成正果。
越南戰(zhàn)爭期間，美國在越南損失了不少的支奴干，其中就有一架完整的支奴干直升機被越軍繳獲。后來，越南決定把這架支奴干送給中國。
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