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本文針對(duì)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(jī)算例，內(nèi)容包含了幾何模型文件、網(wǎng)格文件和全部計(jì)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)。

結(jié)論 綜上所述，本文基于某型號(hào)無人直升機(jī)平臺(tái)的旋翼系統(tǒng)，對(duì)直升機(jī)旋翼槳葉進(jìn)行了氣動(dòng)仿真計(jì)算并結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)分析其懸停效率，通過動(dòng)特性試驗(yàn)，驗(yàn)證了仿真計(jì)算的正確性，為槳葉動(dòng)力學(xué)計(jì)算提供了正確的依據(jù)，通過動(dòng)力學(xué)計(jì)算，驗(yàn)證了該旋翼槳葉的設(shè)計(jì)合理性。

Sprangers,C.A等進(jìn)行V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)翼仿真（如圖1）分析，并通過振動(dòng)試驗(yàn)研究對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證，提高了全尺寸機(jī)翼研制設(shè)計(jì)把握。諸多研究證明了復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)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(jī)復(fù)合材料機(jī)翼動(dòng)特性，通過文獻(xiàn)測試結(jié)果驗(yàn)證了有限元分析結(jié)果的準(zhǔn)確性和建立的機(jī)翼模型可信度。

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

垂直軸立風(fēng)機(jī)是一種新型風(fēng)力發(fā)電機(jī)，其特點(diǎn)是風(fēng)輪軸線與風(fēng)向垂直，與傳統(tǒng)的水平軸風(fēng)力發(fā)電機(jī)相比，具有結(jié)構(gòu)簡單、啟動(dòng)風(fēng)速低、噪音小、適用于復(fù)雜風(fēng)場等優(yōu)點(diǎn)。本案例利用Fluent中的6DOF模型與滑移網(wǎng)格，對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)被動(dòng)旋轉(zhuǎn)展開了相關(guān)仿真計(jì)算，本案例僅進(jìn)行了簡單的教學(xué)演示，依據(jù)該案例的設(shè)置方法，后續(xù)可以對(duì)不同的垂直軸風(fēng)力機(jī)展開更為精準(zhǔn)復(fù)雜的仿真計(jì)算。

圖6 對(duì)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(shí)，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(shí)若給定飛行器高度逐漸降低的指令，飛行器便會(huì)緩慢降落地面。

直升機(jī)有尾旋翼的設(shè)計(jì)是為了抵消主旋翼旋轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生的旋轉(zhuǎn)力矩，如果沒有尾旋翼直升機(jī)的機(jī)體會(huì)向著主旋翼旋轉(zhuǎn)方向相反的方向自旋。

本文基于已有的數(shù)據(jù)，通過仿真和實(shí)驗(yàn)獲取小型多旋翼無人機(jī)振動(dòng)模態(tài)基礎(chǔ)上，使用相同的方法，利用計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)工具設(shè)計(jì)載人無人機(jī)，通過仿真和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，獲取載人無人機(jī)主要位置的振動(dòng)模態(tài)數(shù)據(jù)，該數(shù)據(jù)也有對(duì)后續(xù)對(duì)無人機(jī)減振改進(jìn)提供實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。1 無人機(jī)振動(dòng)傳播途徑振動(dòng)是能量在傳遞過程中分配不均的一種表現(xiàn)。無人機(jī)振動(dòng)的傳播途徑可以分為兩類：結(jié)構(gòu)傳播和空氣傳播。

A.6DOF剛體運(yùn)動(dòng)6DOF模型允許在部件級(jí)或整機(jī)級(jí)別應(yīng)用剛體運(yùn)動(dòng)，在設(shè)計(jì)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(jì)算時(shí)間從幾天縮短到幾小時(shí)。A.旋翼噪聲氣動(dòng)噪聲工具來自NASA STTR項(xiàng)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(jìn)行分析。

基于全面提升后的旋轉(zhuǎn)葉片設(shè)計(jì)、仿真和優(yōu)化解決方案，用戶可更加方便、快捷的應(yīng)對(duì)各類旋轉(zhuǎn)葉片氣動(dòng)性能及噪聲的優(yōu)化挑戰(zhàn)。

圖3 渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道—壓氣機(jī)—燃燒室—渦輪聯(lián)合氣動(dòng)仿真結(jié)果 直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外流耦合仿真 為進(jìn)一步探尋機(jī)體和直升機(jī)旋翼流動(dòng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響規(guī)律以及發(fā)動(dòng)機(jī)布局和進(jìn)排氣相互干擾的影響，尤其是三發(fā)布局的直升機(jī)，需要進(jìn)行內(nèi)外流耦合氣動(dòng)仿真研究工作。

圖6 美國S-97技術(shù)驗(yàn)證機(jī) 圖7 美國SB>1技術(shù)驗(yàn)證機(jī) 典型技術(shù)特征 在過去的 30 年中，各軍事強(qiáng)國間的直升機(jī)裝備性能逐漸趨于平衡，基于保持持續(xù)軍事優(yōu)勢的需要，美國先后發(fā)布了 “ 未來攻擊偵察飛行器 ” （ FARA ）與 “ 未來遠(yuǎn)程攻擊直升機(jī) ” （ FLRAA ）信息征詢書 ，明確了高速直升機(jī)作為下一代直升機(jī)裝備的主體地位