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本文針對這一難題提供了仿真方面的解決途徑，下面展示的是基于fluent重疊網(wǎng)格制作的傾轉(zhuǎn)旋翼無人機算例，內(nèi)容包含了幾何模型文件、網(wǎng)格文件和全部計算所需文件，還錄制了全程操作視頻可供學(xué)員跟著視頻逐步學(xué)習(xí)。

圖6 對于故障情況，當(dāng)飛行器一側(cè)旋翼完全失效、并且初始狀態(tài)為自旋狀態(tài)時，飛行器的位置狀態(tài)如下圖，在下墜一定高度后，飛行器逐漸上升，回到了給定的高度上，避免了墜落，此時若給定飛行器高度逐漸降低的指令，飛行器便會緩慢降落地面。

Sprangers,C.A等進行V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機機翼仿真（如圖1）分析，并通過振動試驗研究對仿真結(jié)果進行了驗證，提高了全尺寸機翼研制設(shè)計把握。諸多研究證明了復(fù)合材料機翼結(jié)構(gòu)設(shè)計在傾轉(zhuǎn)旋翼機研制中具有重要的工程意義。 基于有限元方法分析了傾轉(zhuǎn)旋翼機復(fù)合材料機翼動特性，通過文獻測試結(jié)果驗證了有限元分析結(jié)果的準確性和建立的機翼模型可信度。

比如，文獻［ 5］提出了一種基于增益調(diào)度的多模型方法，針對傾轉(zhuǎn)旋翼機進行控制器設(shè)計；為了消除對模型的精確要求，文獻［ 6］提出了一種自適應(yīng)非線性分層控制器框架，實現(xiàn)了位置系統(tǒng)和姿態(tài)系統(tǒng)的控制；文獻［ 7］采用非線性模型預(yù)測控制實現(xiàn)了傾轉(zhuǎn)旋翼機自轉(zhuǎn)和前飛的控制，設(shè)計約束和成本函數(shù)提高非線性優(yōu)化的可靠性。

也有很多文獻研究無人機整體振動的影響，如文獻[10]利用風(fēng)洞對多旋翼無人機進行實驗，確定力和力矩以及電功率與風(fēng)速、旋翼速度和飛行器姿態(tài)的函數(shù)關(guān)系。本文基于已有的數(shù)據(jù)，通過仿真和實驗獲取小型多旋翼無人機振動模態(tài)基礎(chǔ)上，使用相同的方法，利用計算機輔助設(shè)計工具設(shè)計載人無人機，通過仿真和實驗數(shù)據(jù)，獲取載人無人機主要位置的振動模態(tài)數(shù)據(jù)，該數(shù)據(jù)也有對后續(xù)對無人機減振改進提供實驗數(shù)據(jù)。

直升機有尾旋翼的設(shè)計是為了抵消主旋翼旋轉(zhuǎn)時產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)力矩，如果沒有尾旋翼直升機的機體會向著主旋翼旋轉(zhuǎn)方向相反的方向自旋。

三、總結(jié) 本篇詳細解析了「神工坊」團隊針對無人機仿真場景，提供的技術(shù)解決方案——「UAVSim無人機仿真APP」通過自研的網(wǎng)格模塊，根據(jù)無人機真實工況生成自適應(yīng)網(wǎng)格，進而利用LBM求解器進行計算，實現(xiàn)了對旋翼機體的數(shù)值仿真。軟件易于操作，界面設(shè)計簡潔直觀，產(chǎn)品經(jīng)理也可輕松上手，參與高效協(xié)同研發(fā)。

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(xué)計算提供了正確的依據(jù)，通過動力學(xué)計算，驗證了該旋翼槳葉的設(shè)計合理性。

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A.6DOF剛體運動6DOF模型允許在部件級或整機級別應(yīng)用剛體運動，在設(shè)計初期快速模擬彈艙分離、陣風(fēng)和湍流響應(yīng)。與傳統(tǒng) CFD 相比，計算時間從幾天縮短到幾小時。A.旋翼噪聲氣動噪聲工具來自NASA STTR項目資助。能夠?qū)β菪龢?em>旋翼和柔性結(jié)構(gòu)的特征頻率和寬帶噪聲進行分析。

Ansys Fluent成就火星飛行弘愿 NASA如何確保將一架直升機送上火星，并讓它有機會展翅翱翔呢？其中一大原因是他們使用了Ansys Fluent。 據(jù)一份研究論文顯示1，開發(fā)團隊將Fluent用于計算旋翼葉片上的空氣動力作用。

動研所基于FLUENT軟件二次開發(fā)的防冰/結(jié)冰仿真分析軟件，能夠?qū)^冷水滴撞擊特性、防冰熱平衡以及靜止部件的結(jié)冰冰形進行較為準確的模擬，如圖7所示，極大地提升了航空發(fā)動機防冰系統(tǒng)的設(shè)計能力。

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