周期變距的案例
AH-1G直升機旋翼在前飛工況考慮周期變距的CFD仿真
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
簡說氣動：直升機飛行
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 貝爾V-280原型機加快首飛前技術準備
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 貝爾公司申請可用于電動“空中的士”的構型設計方案專利
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 
貝爾公司申請可用于電動空中的士的構型設計方案專利
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 風干擾下傾轉旋翼飛行器直升機模態預設性能跟蹤控制
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。為了便于后續的設計，給出下面的假設和引理：
假設1
［18］：對于式（2）中存在的地面風
及其導數是有界的，且存在已知常數
、
，使得：
以及
。
假設2
［19］：傾轉旋翼機的滾轉角
和俯仰角
位于區間
。
引理1
［20］：徑向基神經網絡具有逼近非線性映射的能力，所以
、
及其估計值
、
可以表示為
（21）
其中，
、
為輸入向量；
、
為權值矩陣，
、
為基函數，滿足
、
，
和
為正常數；
為逼近誤差，
為最小逼近誤差，
，
為正常數；
和
為最優權值矩陣，且
、
，
和
為正常數。
定義1
［21］：連續函數
，若滿足
并且
是嚴格減少的，則稱其為性能函數。
展開 某型無人直升機主旋翼操縱系統線剛度有限元分析
采用外置式操縱系統，自動傾斜器分為動環和不動環，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，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]。與所有旋轉結構一樣，旋轉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]，同時操縱系統的線性剛性與旋翼顫振直接相關，會引起直升機的氣彈穩定性問題，所以操縱系統線剛度的設計是否滿足設計要求直接關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域[5-6]。由于主軸在小孔處施加扭矩時兩端的應力幾乎為零，因此建模時忽略了一些影響網格劃分的倒角，同時為了方便網格劃分忽略了加載孔處的倒角。劃分網格時，在ANSYS軟件中將實體模型分割成若干個小實體，從而可以通過自適應網格劃分出需要的六面體網格，采用solid45單元對模型進行網格劃分，如圖4、圖5所示，共計553 629個單元、148 679個節點。
展開 直升機旋翼的轉速到底變不變？事實可能與你想的不一樣
從旋翼的氣動力方面來說，直升機旋翼的轉速非常高，因而它具有極大的轉動慣量，如果想要通過變轉速來實現旋翼拉力的變化，這個過程會非常的緩慢，旋翼的機動性將會變得非常差；
從發動機這一塊來說，現在的直升機主流的發動機就是渦輪軸發動機，而渦輪軸發動機它的經濟轉速的范圍比較低，而且改變轉速從操縱實現角度來說，也是相當困難，一般都不會考慮改變發動機轉速，所以說一般直升機旋翼如果要變轉速的話，只會考慮從減速器入手，就和自家小汽車換擋一樣，通過改變減速器的傳動比來改變轉速；
這時候其他的問題又來了，就和第一點中說的一樣，旋翼轉速高之后，它的轉動慣量非常大，就會產生非常大的扭矩通過傳動軸傳遞到減速器，而如果這個減速器要改變傳動比的話，就需要傳動機構的剛度非常強，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，遠遠比改變轉速要簡單、經濟且實用。因而，直升機轉速，從理論上來說，是保持不變的。
# 為什么實際上直升機旋翼轉速會有小幅度的變化？
當直升機旋翼的槳距產生較大幅度變化的時候，較大的油門開度是非常必要的，因為只有補償一些油門才可以補充旋翼轉速的損失。
因為槳距角變大了之后，葉素的阻力就會相應增大大了，那整個旋翼的扭矩就大了，也就是說消耗的功率和燃油需求增大了，如果不補充一點油門開度的話，發動機輸出的功率就不足以抵消這個扭矩，就無法維持旋翼轉速，就無法獲得所需的拉力。
展開 無人機飛行原理——直升機
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。
由操縱線系輸入的操縱量，經過不旋轉件轉換成旋轉件的上下移動和傾斜運動，再由旋轉件通過與槳葉變距搖臂相連的槳葉變距拉桿去改變槳葉槳距，使旋翼拉力的大小和方向改變，從而實現直升機的飛行操縱。傾斜盤旋轉件的轉動由與旋翼槳轂相連的扭力臂帶動。傾斜盤在結構上要保證縱向、橫向和總距操縱的獨立性。
如何實現上升下降
總距操縱（collective fitch):總距即直升機旋翼的相對水平面的攻角（迎角）。當需要控制直升機上升或者下降時，操作總距桿上移，此時十字盤總體上移，通過十字盤轉動部分連桿的傳遞作用使槳葉的攻角加大，從而控制飛行器的上升（直升機的旋翼通常是以相對固定的轉速工作的，它通過改變旋翼的攻角來改變飛行狀態），反之則下降。
如何實現左右前后移動
周期距操縱（cyclic pitch 橫滾和俯仰）：所謂周期距又稱為循環螺距，是指在直升機旋翼作滾轉或俯仰操作時，旋翼每旋轉一周，旋翼總距的最大變化量。
展開 航空環境公司協助NASA建造火星直升機
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。因此JPL將火星直升機的動力和航電設備通過一條重量很輕的電線連接到無人機上，以降低測試用原型機的質量，使其所受的重力與在火星環境下的重力大致相當。
2017年秋天，公司向JPL交付了用于2架工程研制型機的主要子系統，包括旋翼、起落架、機身外殼和太陽能板基板。JPL則為其集成了航電系統、機載動力系統、飛行控制系統、傳感器和通信系統。在加裝了這些系統后，工程研制型機的總重提高到了1.7千克。
2架工程研制型機中的1架用于在火星大氣模擬艙內進行飛行驗證，另一架則用于進行環境試驗，包括熱力學試驗、振動試驗等，以保證其能夠承受隨火星探測器進行發射和著陸的過程，以及火星的夜間-100℃低溫。
三、火星技術驗證機將隨“火星2020”探測器登陸火星
航空環境公司目前正在制造用于飛行的火星直升機的子系統，這些子系統將集成到JPL目前正在建造的技術驗證機上。目前NASA計劃讓該機隨“火星2020”探測器發射并著陸到火星表面，但這一計劃并未最終確定。
火星直升機將在火星車抵達預定的區域后，由火星車探測并選擇合適的地點進行部署。部署完成后火星車將駛離到安全范圍外。
展開 涵道風扇電推進系統關鍵應用技術探討
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
。美國國防預先研究計劃局（
DARPA
）在
2013
年啟動了
VTOL X-Plane
項目，其中美國極光公司提出的
XV-24“
雷擊
”
無人機采用
24
個涵道風扇提供動力（如圖
1
所示）
，前部機翼對稱分布
6
個，后部機翼對稱分布
18
個，小型化設計的涵道風扇被集成在雙層機翼內部，通過融合設計獲取良好的氣動特性來實現垂直起降和高速巡航，該項目在
2016
年完成了縮比驗證機飛行試驗。
Fig. 1 XV-24 Lightning strike aircraft
涵道風扇電推進系統已經成為未來民用客機動力的重要選項。空客集團用來驗證全電推進技術的
E-Fan
驗證機采用了
2
臺電動涵道風扇，單個涵道風扇功率約
30kW
，可實現
220km/h
的巡航能力（如圖
2
所示）
。此外，空客集團
2013
年公布的
E-Airbus
混合電推進支線客機也采用涵道風扇推進系統（如圖
3
所示）
，
6
臺大功率涵道風扇對于稱分布式機翼后緣。
展開 
