周期變距
關注創建者：～極光~ 創建時間：2020-10-07
周期變距的視頻教程
基于重疊網格方法的直升機旋翼前飛變距流場數值仿真（周期變距）
四、周期變距的設置，包括： 旋翼運動的講解； 公式的編寫； 五、starccm瞬態求解的設置，包括： 網格的導入 湍流模型的選擇和設置； 計算域的運動指定和邊界條件設置； 重疊網格的設置； 網格預覽； 求解設置等 動畫的設置等； 旋翼扭矩和升力參數的監測； 六、結果后處理 求解數據分析和講解； 壓力云圖動畫的展示；
￥300 1小時12分鐘 538播放
查看
周期變距的實例教程
感興趣可加qq：278427938詳談
采用運動嵌套網格方法，計算結果與NASA實驗數據對比較吻合
槳葉參數
該飛行狀態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
旋翼拉力監視圖
旋翼扭矩監視圖
垂向運動
直升機想要實現離地飛行（垂直上升或斜爬升），需要駕駛員提總距桿，控制槳葉槳距增加，使旋翼可以提供更多的升力；而降落過程則恰恰相反，需要駕駛員降總距桿，控制槳葉槳距降低，使旋翼升力減小。也就是說，總距操縱決定著直升機的垂向運動。
旋翼作為直升機的升力面和控制面，雖然槳葉的揮-擺-扭運動相互耦合，但是揮舞運動直接影響著直升機的飛行。靜止時，槳葉處于自然下墜狀態；槳葉旋轉后會產生離心力，趨向于將槳葉拉平，轉速越快，離心力越大；而隨著總距增加、槳葉升力增加，在升力和離心力同時作用，最終會使槳葉向上揮舞一定角度，也就是錐度角。
值得一提的是，總距操縱時，還需要適當聯動控制發動機油門，因為總距操縱會引起直升機需用功率變化，如果動力供給與功率消耗不平衡將導致旋翼轉速出現較大波動。
另外，對于單旋翼帶尾槳直升機，進行總距操縱的同時還需要注意尾槳操控；尾槳拉力需要能夠與旋翼扭矩匹配，否則直升機將出現航向擺動。
水平運動
直升機水平運動時，旋翼具有明顯的氣流不對稱和升力不對稱特點。比如，直升機前飛時，前行槳葉氣流合速度為：旋轉線速度+前飛速度，后行槳葉氣流合速度為：旋轉線速度-前飛速度。為了應對氣流不對稱導致的左右升力不平衡，就需要施加一定的周期變距操縱，減小前行槳葉槳距值、增加后行槳葉槳距值。
另外，當需要主動改出某一飛行狀態，加減速或側飛時，也需要施加周期變距操縱。周期變距操縱桿如下圖，通常布置在駕駛員兩腿之間，或者是兩個駕駛員的中間。可以說，周期變距操縱直接影響著直升機的水平運動。
展開 傳統的旋翼系統通過一個自動傾斜器，將飛行員的操縱轉化為槳葉變距角的變化，操縱量首先傳遞到自動傾斜器的不動環上，再通過不動環傳遞到動環，最終通過動環上的變距拉桿轉變為槳葉的扭轉角變化。
而META系統則通過在一個自動傾斜器上使用2個獨立控制的不動環，有效地將一個4槳葉旋翼解耦成2個獨立的2槳葉旋翼，由外環和內環分別控制。每個自動傾斜器由3個電動/液壓作動器操縱，作動器的電動部分負責飛行控制操縱；液壓活塞的控制權限較低，但可以最高105赫茲的頻率振動，結合META對槳葉控制的解耦，實現對每一片槳葉的高階諧波控制（HHC），控制頻率可達到旋翼旋轉頻率的2~6倍。
此外，META系統還能夠在飛行中跟蹤旋翼軌跡，并通過給2個自動傾斜器不同的總距和周期變距操縱，使2對槳葉的槳尖的空間運行軌跡錯開，使得相鄰的2片槳葉中，后面的槳葉不會通過前面槳葉形成的槳尖渦，從而降低旋翼的槳渦干擾噪聲。
META第一階段風洞試驗于2015年9月在荷蘭DNW大型低速風洞完成，試驗使用了BO105和H145C2兩個不同型號的4槳葉旋翼縮比模型。
試驗結果表明，Bo105槳葉模型可降低4%功率需求，2/rev的HHC狀態下降低75%振動水平，3/rev的HHC狀態下降低4.5dB槳渦干擾噪聲；而基礎性能更好地FTK槳葉的需用功率降低3%，振動水平降低52%，槳渦干擾噪聲降低3.9dB。
DLR稱，試驗驗證了META具備完整的單片槳葉控制能力、單一頻率高階諧波控制、飛行中槳葉軌跡跟蹤，以及通過操縱總距和周期變距實現相鄰槳葉槳尖軌跡分離等預期的功能；并且其結果表明，即使是在當前的槳葉設計水平下，IBC的應用也能夠顯著地提高旋翼氣動性能。
2017年7月，DLR再次宣布，他們和空客直升機公司聯合開發的使用META技術的全尺寸5槳葉旋翼在風洞試驗中表現良好。
展開 通過改變機翼翼尖2個涵道風扇的總距和轉速來實現滾轉操縱，這兩個風扇的旋轉方向相反，以平衡反扭矩。尾部風扇則提供抵消翼尖風扇扭矩的反扭矩。
俯仰控制是通過調整尾部風扇的轉速來實現，偏航控制是通過改變2個翼尖風扇傾角和扭矩實現，或通過在涵道中的支柱上加裝副翼來實現。專利申請書中稱，該方案的旋翼不需要周期變距操縱，并且在一些實例中甚至不需要總距控制，只需要控制轉速即可。
在飛機模式下，涵道風扇轉至水平方向以提供前向推力。飛行控制則由垂尾上的方向舵和前后風扇涵道支柱上的副翼提供。專利文件中表示，該飛機的飛行速度可超過150節（278千米/時）。
該飛機的尺寸與傳統輕型直升機大致相當。涵道風扇的尺寸則設計為最大限度減少垂直起降時的動力需求和下洗流，以避免在起飛和著陸過程中吹起地面大量的碎片或灰塵，對乘客造成危害。
該專利申請書中還包括了一旦飛機進入著陸區域、或在著陸后監測到著陸輪上的重量變化時就對電池進行無線充電的功能。無線充電系統將位于著陸區上或嵌入在著陸區內，并擁有安全聯鎖裝置可以防止電池電量不足而起飛。
（航空工業發展研究中心 李昊）
展開 通過改變機翼翼尖2個涵道風扇的總距和轉速來實現滾轉操縱，這兩個風扇的旋轉方向相反，以平衡反扭矩。尾部風扇則提供抵消翼尖風扇扭矩的反扭矩。
俯仰控制是通過調整尾部風扇的轉速來實現，偏航控制是通過改變2個翼尖風扇傾角和扭矩實現，或通過在涵道中的支柱上加裝副翼來實現。專利申請書中稱，該方案的旋翼不需要周期變距操縱，并且在一些實例中甚至不需要總距控制，只需要控制轉速即可。
在飛機模式下，涵道風扇轉至水平方向以提供前向推力。飛行控制則由垂尾上的方向舵和前后風扇涵道支柱上的副翼提供。專利文件中表示，該飛機的飛行速度可超過150節（278千米/時）。
該飛機的尺寸與傳統輕型直升機大致相當。涵道風扇的尺寸則設計為最大限度減少垂直起降時的動力需求和下洗流，以避免在起飛和著陸過程中吹起地面大量的碎片或灰塵，對乘客造成危害。
該專利申請書中還包括了一旦飛機進入著陸區域、或在著陸后監測到著陸輪上的重量變化時就對電池進行無線充電的功能。無線充電系統將位于著陸區上或嵌入在著陸區內，并擁有安全聯鎖裝置可以防止電池電量不足而起飛。
航空工業發展中心 李昊
展開 
周期變距的相關專題、標簽、搜索
周期變距的最新內容
1992
年美國啟動了多用途安全與監視任務平臺（
Multipurpose Security and Surveillance Mission Platform
）研究計劃，其中
Sikorsky
公司提出的
Cypher
共軸雙槳涵道風扇無人機采用了螺旋槳周期變距實現飛行姿態控制，較早地展示了涵道風扇在垂直起降無人機上的應用潛力
。
直升機模態下，傾轉旋翼機的控制方式也與普通直升機有很大差異，其控制量為旋翼總距、總距差動、旋翼橫向周期變距和縱向周期變距。
2.3 控制目標
本文針對建立的傾轉旋翼機直升機模態數學模型，設計基于神經網絡干擾觀測器與預設性能的非線性抗干擾控制方法，以提高系統的動態特性。
十字盤
十字盤是用于傳遞操作指令實現總距操縱和周期變距操縱的機械機構。自動傾斜器發明于1911年，由于其出現使直升機的復雜操縱得以實現，現已在所有直升機上應用。其構造形式雖有多種，但工作原理基本相同。一般由與操縱線系相連的不旋轉件和與槳葉變距拉桿相連的旋轉件組成。不旋轉件通過軸承與旋轉件相連。
為了應對氣流不對稱導致的左右升力不平衡，就需要施加一定的周期變距操縱，減小前行槳葉槳距值、增加后行槳葉槳距值。
另外，當需要主動改出某一飛行狀態，加減速或側飛時，也需要施加周期變距操縱。周期變距操縱桿如下圖，通常布置在駕駛員兩腿之間，或者是兩個駕駛員的中間。可以說，周期變距操縱直接影響著直升機的水平運動。
感興趣可加qq：278427938詳談
采用運動嵌套網格方法，計算結果與NASA實驗數據對比較吻合
槳葉參數
該飛行狀態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
操縱過程中，主舵機通過推、拉不動環，動環推、拉變距拉桿，進而驅動旋翼系統完成總距及周期變距操縱。操縱系統作為重要組件，將舵機產生的運動控制槳轂進而操縱主旋翼。操縱系統的安全與否直接關系到直升機的安全飛行，材料的選擇關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]。
專利申請書中稱，該方案的旋翼不需要周期變距操縱，并且在一些實例中甚至不需要總距控制，只需要控制轉速即可。
在飛機模式下，涵道風扇轉至水平方向以提供前向推力。飛行控制則由垂尾上的方向舵和前后風扇涵道支柱上的副翼提供。專利文件中表示，該飛機的飛行速度可超過150節（278千米/時）。
該飛機的尺寸與傳統輕型直升機大致相當。
專利申請書中稱，該方案的旋翼不需要周期變距操縱，并且在一些實例中甚至不需要總距控制，只需要控制轉速即可。
在飛機模式下，涵道風扇轉至水平方向以提供前向推力。飛行控制則由垂尾上的方向舵和前后風扇涵道支柱上的副翼提供。專利文件中表示，該飛機的飛行速度可超過150節（278千米/時）。
該飛機的尺寸與傳統輕型直升機大致相當。
該機使用共軸雙旋翼構型，下旋翼上專用周期變距和總距控制機構，上旋翼則只有總距控制，全機總重為850克。
為了進行測試，JPL將封閉艙室抽成真空，然后注入二氧化碳氣體，使其與火星環境下的空氣密度相當。由于地球的重力高于火星環境，因此不能建造一個質量與火星直升機完全相同的原型機來進行測試。
這等于變相要求大大增加整個傳動機構的重量，對直升機來說是非常不經濟不實用的；
從動力學的角度來說，旋翼的共振現象是很嚴重的，眾所周知，嚴重的共振現象會直接導致旋翼的斷裂，甚至機身的劇烈顫動直至結構被損毀，因而直升機設計過程中，其各個部件都要避開旋翼的共振頻率，而不同的轉速將帶來多個不同的共振頻率，這將導致動力學設計的進一步復雜化
考慮到上述的一系列變轉速缺點，設計人員就發現，直升機通過改變總距和周期變距來實現拉力大小和方向的變化
