旋翼

摘要： 为了提高多旋翼无人机的航时,本文提出了一种无人机旋翼设计方法。该方法根据给定的爬升速度、旋翼转速、拉力、旋翼直径、桨叶数、翼型,能够计算出最大力效旋翼的几何特性,包括弦长分布、桨叶角分布。利用该方法设计了某型无人机的旋翼,得到了桨叶角和弦长沿径向的分布。制作了旋翼模型,并且开展了旋翼台架试验。在不同转速下,测量出拉力、扭矩、功率、力效等参数,根据计算出的旋翼数据建模,采用多重参考系模型进行气动性能计算。经验证,试验结果与计算吻合,并且旋翼具有较高力效。

摘要： 文章基于结构嵌套网格对旋翼、机身进行流场数值模拟研究。流场区域被分为多个相互嵌套的子区域,即背景网格和部件网格,各重叠区域通过插值传递流场信息。流动控制方程采用非定常Euler方程,空间离散采用Jameson有限体积法,时间推进采用双时间步长法。通过对旋翼、机身进行数值模拟,将计算结果与试验结果对比,吻合较好,表明本文方法得到的结果是准确可信的。

摘要： 采用高效的自由尾迹方法求解旋翼流场,在获得旋翼桨叶气动载荷的基础上,利用基于紧致源模型的FW-H方法进行旋翼载荷噪声计算。旋翼厚度噪声预测方面,使用三维网格对桨叶外形进行描述以提高精度。基于建立的旋翼气动噪声预测方法,开展了旋翼操纵量(总距、周期变距)、桨叶挥舞运动以及轴倾角等旋翼运动参数对气动噪声的影响分析。重点针对典型桨-涡干扰状态,分析了参数对桨-涡干扰(BVI)噪声指向性的影响规律。结果表明,旋翼运动参数尤其是桨叶周期变距运动,对气动噪声特性的影响较大,获得准确的桨叶运动参数和旋翼轴倾角是提升噪声预测精度的途径之一。

摘要： 会飞的凯迪拉克 近日的CES2021展会上,一款会飞的凯迪拉克——VTOL吸引了大家的眼球。这辆"飞行版"的凯迪拉克采用了四旋翼设计,旋翼分别安装在下前方和后上方,中间则是一个小小的驾驶舱,远远看去就像一个"Z"字形。这四个旋翼能给机身提供上推的动力,实现垂直起飞,上升到一定高度后还能在空中悬停。

摘要： 为研究建立的基于高阶谐波控制(HHC)的旋翼噪声主动控制系统,并探索其噪声控制效果,在中国直升机设计研究所8 m×6 m开口式风洞开展了基于HHC的旋翼噪声主动控制风洞试验。试验构建了装有高频液压作动器的旋翼主动控制系统以及旋翼噪声测量系统,分别针对旋翼悬停、平飞和斜下降典型状态,通过施加不同幅值、相位的高阶谐波控制,探索了施加主动控制的降噪效果。试验数据分析表明,激励振幅和激励相位对旋翼噪声水平均有明显的影响,在悬停、平飞以及斜下降三种工况下,对比无激励状态声压级分别能实现最大降噪4.4 dB、3.8 dB、1.3 dB。本次试验的成功实施,有利于推动噪声主动控制技术的发展和工程转化应用。

摘要： 采用基于逆向工程的建模方法获取大疆T20植保无人机旋翼模型,并结合CFD数值模拟方法对模型精度进行了验证。首先通过对大疆T20植保无人机旋翼进行3D扫描、点云处理、曲面生成等得到旋翼实体模型;然后搭建旋翼拉力测试系统,利用激光转速计测量转速、拉力机测量拉力,得到单个旋翼转速-拉力曲线;最后对逆向生成的旋翼模型进行CFD数值模拟,并与试验数据进行对比。对比结果表明:仿真结果与试验数据拟合较好,最大误差为8.7%,验证了逆向建模的可行性,可为相关研究提供思路。

摘要： 依托64 mm定点空爆防暴武器系统,分析了反旋翼无人机纤维弹系统的总体结构及工作原理,探讨研究了反无人机纤维弹的结构组成、纤维毁伤元的选择及布设抛撒方式,利用ANSYS/LS-DYNA仿真软件进行反无人机效能仿真并开展了试验研究,取得了较好的效果,为反无人机纤维弹的研制奠定了基础。基于定点空爆控制的反无人机纤维弹,使区域拦截无人机的方法有所创新,提高了反无人机技术的智能水平。

摘要： 使用桨叶表面布置毛细管的方式,对4.2 m直径直升机旋翼模型悬停试验中的桨叶表面压力进行测量,获得大量试验数据;同时采用数值计算的方式消除离心力对试验数据的影响;最终通过理论计算(CFD)与试验数据的对比分析,验证了理论计算的有效性,确定毛细管测桨叶表面压力的方式稳定可靠。

摘要： 直升机顶部的旋翼与竹蜻蜓相似,起飞所需要的升力正是来自旋翼的旋转。从旋翼桨叶横切面的形状可以发现,旋翼上表面弯曲,下表面平整。在旋转时,上表面空气流速快、压强小,下表面空气流速慢、压强大,上、下表面形成的压强差使直升机产生向上的升力。

摘要： 本文把空气动力学结合到机械结构设计之中,设计了一款能在壁面灵活移动、能在简单的相邻壁面间翻越、具备一定量的负载能力、履带式行走方式、共轴双旋翼提供推力的机器人平台。先对选定翼型进行2维的外流场计算,求得"最经济状态点",以确定上、下旋翼的安装角分别为6°和5°。在此基础上,再求解出旋翼直径、旋翼机构推力与电机功率三者之间的关系。然后以旋翼直径为基础,对机器人平台的各个部分重量进行关联。最后把旋翼直径、电机功率和整机重量三者串联起来,建立Simulink模型,当旋翼直径等于376.4 mm时,求得最小重量的机器人平台。对旋翼安装角、直径和整机重量的探讨和计算,为下一步的三维仿真和实物搭建奠定基础。

摘要： 基于经旋转修正的N-S方程,结合S-A湍流模型,采用旋转坐标系(SRF)模型对悬停状态下的直升机旋翼流场进行了数值模拟,并不确定性信息十分匮乏的情况下,考虑空气密度为有界不确定变量,利用非概率凸模型理论分析旋翼上方监测点压强变化的上下界.结果表明,压强值大致都落在预测的范围之内,初步说明不确定分析结果具有良好的实用性.

摘要： 农用无人机近来在农业航空施药作业中得到越来越多的应用.农用无人机航空施药中的一个关键问题是药液雾滴在旋翼下洗风场和大气环境的作用下会产生不可控制的飘移,对非靶标区域环境造成污染.文章介绍了旋翼下洗流场的基本结构和气动特性,以此为切入点,研究雾滴飘移问题.多旋翼无人机面临的主要问题包括低雷诺数流动特性,旋翼之间的气动干扰问题,以及雾滴在空气中运动的两相流问题.理论研究方法方面,分析方法经历了由动量理论,叶素理论,涡流理论,到势流理论,计算流体力学(CFD)的发展,模型复杂度不断增加,对流动的刻画也逐渐精细.展示了作者目前的研究基础,理论分析方面,使用CFD方法模拟了翼尖涡主导的流场在大气侧风作用下的流动特性,并加入雾滴,使用两相流方法研究雾滴在复杂风场中的飘移运动.现有的研究初步揭示了一些关键现象和问题,验证了研究手段的可行性,为后续的进一步研究打下了基础.

摘要： 本文通过对共轴双旋翼直升机平面模型的分析，揭示了共轴双旋翼直升机“地面共振”发生的机理，是因为旋翼摆振后退型频率与机体固有频率相等或接近，才导致“地面共振”的发生。取一定的参数，对共轴双旋翼直升机“地面共振”进行了参数影响分析，为避免共轴双旋翼直升机“地面共振”发生提供了指导意义。rn 为了避免共轴双旋翼直升机在使用过程中不出现“地面共振”现象，就必须保证共轴双旋翼直升机在整个工作转速内不存在不稳定区。根据本文计算结果，有两种主要方法。第一种，调整摆振铰角刚度和机体固有频率，使系统不稳定区移出工作转速范围;第二种，保证所需的摆振阻尼和起落架阻尼以避免“地面共振”的发生。理论上两种方法都可以，实际上往往需要两种配合使用，才能达到最佳效果。

摘要： 基于混合网格建立了一个适合于直升机旋翼/机身非定常干扰流场的数值模拟方法.其中,采用混合网格系统生成旋翼/机身干扰流场网格以降低网格生成难度;将二阶MUSCL格式和Roe格式相结合进行空间离散以提高流场的计算精度;同时引入隐式LU-SGS时间格式和OpenMP并行模式以提高干扰流场的计算效率.应用建立的计算方法,对Georgia和Robin旋翼/机身模型进行了数值模拟和分析,与试验结果良好的相关性表明了本文方法的有效性.rn 结果表明，建立的混合网格方法能够有效地降低旋翼/机身干扰流场网格的生成难度;提出的挖洞和贡献单元搜索组合策略可以适合于不同网格类型，并具有高效率、完全自动化等特点;发展的旋翼/机身流场求解方法能够有效、准确地模拟旋翼与机身间复杂的非定常流动;本文方法适合于分析旋翼/机身干扰非定常气动特性，能够准确预测旋翼干扰状态下机身表面压力的非定常变化。

摘要： 为了验证动力吸振器用于直升机旋翼摆振方向载荷抑制的可行性,设计了一套模型试验系统,该试验系统包括旋翼系统、吸振器系统、驱动系统和数据采集系统等.模型桨叶通过调节其根部弹性片厚度改变模型桨叶频率,进而达到桨叶摆振刚硬设计要求;吸振采用质量弹性系统,可通过调节弹簧参数改变吸振频率;桨叶激振力采用在桨叶尖部施加旋转偏心质量块产生,通过其旋转速度来调节激振频率.通过对旋翼桨叶的动力学特性分析,确认了旋翼系统结构参数设计的有效性.

摘要： 粘弹阻尼器由于结构简单、维护方便被广泛用于直升机旋翼摆振阻尼器.粘弹阻尼器动力学特性是激振频率和温度的函数,直升机摆振阻尼器受到摆振一阶和一次每转两个激振频率的激励,粘弹阻尼器在双频激励下的动力学特性与单一频率激励下有很大不同.采用基于内变量理论的粘弹材料时域模型并考虑温度对于粘弹材料特性的影响,建立一种可以同时描述粘弹阻尼器线化阻尼特性和双频非线性迟滞现象的动力学分析方法.利用建立的粘弹阻尼器动力学分析方法,分析双频激励下直升机旋翼粘弹阻尼器动力学特性的变化和对于旋翼稳定性的影响.

摘要： 为计算后缘激励下的旋翼振动载荷,分析后缘小翼运动规律对桨毂振动的影响规律,本文以旋翼气弹耦合动力学综合模型为基础,考虑小翼惯性力与气动力对旋翼系统的影响,建立了一套后缘激励下旋翼振动载荷分析方法,重点分析激励频率、相位及幅度对4/rev桨毂振动载荷的影响.结果表明,如果相位合适,2/rev-5/rev的后缘激励都能减小振动;在一定范围内,小翼偏转幅值越大,桨毂4/rev振幅变化越明显;不同振动方向的振动控制规律不同,要对多个方向的振动综合考虑才能实现最佳的振动控制效果.

摘要： 直升机旋翼/机体耦合系统动不稳定性是直升机动力学中最复杂的问题之一.为提高旋翼/机体耦合系统动稳定性,桨叶根部一般安装减摆器,常用的减摆器有液压减摆器、黏弹减摆器和磁流变减摆器等.但目前常用的减摆器很难满足直升机不同工作状态下对摆振器阻尼的不同需求.选择一种阻尼可控的减摆器用于控制旋翼/机体耦合动稳定性,一直是直升机动力学设计所研究的热点问题.无轴承式旋翼形式作为一种新型的旋翼结构形式,具有机械结构简单、维护要求低等优点.复合材料的各向异性使桨叶轴向拉伸、挥舞弯曲等变形之间存在很强的耦合,且运动之间的耦合都使得无轴承旋翼系统的动力学稳定性问题比传统的旋翼形式更加复杂.对旋翼/机体耦合系统动稳定性的研究大都利用特征值分析法和时域分析法.本文对国内外直升机旋翼与旋翼/机体耦合动稳定性,减摆器对直升机动稳定性的影响,以及无轴承直升机动稳定性的发展作了综述.总结了目前国内外已解决的关键问题和尚未解决的难题,并对未来的发展趋势提出了作者的观点.

摘要： 由于电控旋翼桨距控制算法需要良好的稳定性和鲁棒性;同时为了提高桨距操纵的响应速度并减小算法运算量,本文基于频域自适应控制算法,提出了利用最小二乘法(RLS)在时域内辨识控制通道的无限脉冲响应(IIR)模型,在频域内根据最优控制原理进行控制的电控旋翼桨距控制新算法,利用悬停状态下实测试验数据通过仿真验证了该控制算法对桨距控制的有效性.

摘要： 21世纪初十余年来美国无人直升机发展迅速,出现了以K-MAX、A160T和MQ-8C机型为代表的"三足鼎立"的局面.本文主要讨论洛克希德·马丁和卡曼公司的"空中卡车"K-MAX和波音公司的"蜂鸟"A160T无人直升机,包括其发展现状、技术性能和应用特色.机身呈流线型，长10.6m，采用碳纤维复合材料制成，不仅有效地降低飞行阻力，还能减轻结构重量。这种流线型外形可比现有的直升机飞得更高、更远、更安静。采用旋翼转速优化(Optimum Speed Rotor)技术，可按飞机不同的速度、总重和高度调节所需的旋翼转速(转速范围150-350r/min)。同时，使用双速变速箱使旋翼转速降低，从而优化了在不同速度和高度时的旋翼效率，节省了燃油，延长了续航时间且降低了飞行噪声。应用范围广泛，包括侦察、监视、情报获取、数据传输和对地攻击等，甚至在极端气象地区和危险区域为军队运输补给。载有信号情报包(SIGINT)，用于目标的地理定位。可携带AGM-114“地狱火”空地导弹8枚。

摘要： 一种用于旋翼飞行器的旋翼的梁，并且特别地涉及一种直升机旋翼。所述梁包括桨毂连接部(14)、桨叶连接部(15)、第一挠曲部(16)和剪切部(17)，第一挠曲部位于桨毂连接部和桨叶连接部之间且具有绕第一轴线(yy，zz)的弯曲刚度，该第一轴线正交于该桨叶(12)的纵向轴线(X)，该弯曲刚度小于桨毂连接部的且小于桨叶连接部的，剪切部(17)位于桨毂连接部和桨叶连接部之间且具有平行于第二轴线(Z，Y)的剪切刚度，该第二轴线正交于桨叶(12)的纵向轴线(X)且不平行于另一第二轴线，该剪切刚度小于桨毂连接部的且小于桨叶连接部(15)的。本发明可减小无铰式旋翼和无轴承式旋翼的实际铰接部偏移量。

摘要： 本公开涉及一种旋翼飞行器的旋翼及旋翼飞行器，其中旋翼飞行器的旋翼，包括桨叶和桨毂，桨叶通过桨毂安装于旋翼飞行器的驱动组件上，桨叶的翼型由前缘、尾缘以及位于前缘和尾缘之间的上弧线和下弧线构成，桨叶的翼型的最大厚度a与翼型的弦长c之比为a/c＝6.85％，最大厚度位于x/c＝30.5％处；桨叶的翼型的最大弯度b与翼型的弦长c之比为b/c＝6.6％，最大弯度b位于x/c＝47.1％处。通过上述技术方案得到的旋翼具有更高的气动效率、更轻的重量，同样升力面分布设计下，所需转速更低，噪音更小。

摘要： 本公开涉及一种旋翼飞行器的旋翼和旋翼飞行器，其中旋翼包括桨叶和桨毂，桨叶通过桨毂安装于旋翼飞行器的驱动组件上，桨叶包括桨根、桨尖以及上下相对设置的上翼面和下翼面，上翼面和下翼面的一侧连接形成前缘，另一侧连接形成所述尾缘，上翼面由通过多个坐标对限定的(kx，ky，kz)构成的上翼面特征线所限定，下翼面由通过多个坐标对限定的(kx，ky，kz)构成的下翼面特征线所限定。本公开的旋翼能够减少空气的阻力，提高拉力和效率，增加旋翼飞行器的续航时间，此外还能够减少飞行器在飞行时产生的噪音，提升用户体验。

摘要： 一体式桨叶(21)，所述桨叶(21)至少局部地包括翼型区域(30)，该翼型区域具有压力侧表面和抽吸侧表面。所述桨叶(21)具有根部区域(3)，该根部区域包括指部(24)、凹槽(23)以及挠性部分(26)，该指部具有设置在所述桨叶(21)的根部端部(33)处的球形承载表面，该凹槽适合于接纳层压球形承载件，而该挠性部分具有绕所述桨叶(21)弯曲的优选变形方向，所述挠性部分(26)设置在所述指部(24)和所述凹槽(23)之间。本发明还涉及一种旋翼飞行器(1)的旋翼(10、11)，该旋翼具有上述一体式桨叶。另外本发明涉及一种旋翼飞行器(1)，该旋翼飞行器具有上述旋翼。

摘要： 公开了旋翼飞机控制器和包括旋翼飞机控制器的旋翼飞机。一种示例性装置包括：用于飞机的集中控制杆，该集中控制杆包括旋转接口，其在第一方向上可旋转以提供第一输入，并且在与第一方向相反的第二方向上可旋转以提供第二输入；存储指令的存储器；以及处理器，响应于第一输入来执行指令，使飞机执行与使飞机飞行相关的操作，该处理器响应于第二输入来执行指令，使飞机执行与使飞机怠速相关的操作。

摘要： 一种旋翼飞机，具有用于驱动旋翼飞机、特别是直升飞机的主旋翼的电动驱动器(E)，其中，所述电动驱动器(E)包括：用于将所述电动驱动器(E)与旋翼桅杆(4)联接以与所述主旋翼或尾旋翼抗扭联接的装置，旋翼桅杆可以与直升飞机旋翼传动装置(2)的驱动单元抗扭地联接，提供一种具有电动驱动器的旋翼飞机，降低了空间需求，简化了结构并减少了维护需求。这是通过将所述电动驱动器(E)设计为电动环形马达实现的，其中，所述电动环形马达被相对于所述旋翼桅杆(4)同轴地布置和安装。

摘要： 一种用于旋翼飞行器的旋翼的梁，并且特别地涉及一种直升机旋翼。所述梁包括桨毂连接部(14)、桨叶连接部(15)、第一挠曲部(16)和剪切部(17)，第一挠曲部位于桨毂连接部和桨叶连接部之间且具有绕第一轴线(yy，zz)的弯曲刚度，该第一轴线正交于该桨叶(12)的纵向轴线(X)，该弯曲刚度小于桨毂连接部的且小于桨叶连接部的，剪切部(17)位于桨毂连接部和桨叶连接部之间且具有平行于第二轴线(Z，Y)的剪切刚度，该第二轴线正交于桨叶(12)的纵向轴线(X)且不平行于另一第二轴线，该剪切刚度小于桨毂连接部的且小于桨叶连接部(15)的。本发明可减小无铰式旋翼和无轴承式旋翼的实际铰接部偏移量。

摘要： 本公开涉及一种旋翼飞行器的旋翼和旋翼飞行器，其中旋翼包括桨叶和桨毂，桨叶通过桨毂安装于旋翼飞行器的驱动组件上，桨叶包括桨根、桨尖以及上下相对设置的上翼面和下翼面，上翼面和下翼面的一侧连接形成前缘，另一侧连接形成所述尾缘，上翼面由通过多个坐标对限定的(kx，ky，kz)构成的上翼面特征线所限定，下翼面由通过多个坐标对限定的(kx，ky，kz)构成的下翼面特征线所限定。本公开的旋翼能够减少空气的阻力，提高拉力和效率，增加旋翼飞行器的续航时间，此外还能够减少飞行器在飞行时产生的噪音，提升用户体验。

摘要： 本公开涉及一种旋翼飞行器的旋翼及旋翼飞行器，其中旋翼飞行器的旋翼，包括桨叶和桨毂，桨叶通过桨毂安装于旋翼飞行器的驱动组件上，桨叶的翼型由前缘、尾缘以及位于前缘和尾缘之间的上弧线和下弧线构成，桨叶的翼型的最大厚度a与翼型的弦长c之比为a/c＝6.85％，最大厚度位于x/c＝30.5％处；桨叶的翼型的最大弯度b与翼型的弦长c之比为b/c＝6.6％，最大弯度b位于x/c＝47.1％处。通过上述技术方案得到的旋翼具有更高的气动效率、更轻的重量，同样升力面分布设计下，所需转速更低，噪音更小。

摘要： 本发明涉及一种无人机旋翼和旋翼式无人机，无人机机身上开设安装槽，安装槽的上方固定连接槽盖，槽盖上方设置有桨叶，安装槽内部设置有内齿环、外齿盘和电机，内齿环固定于安装槽的内底壁，内齿环的内表面啮合有外齿盘，外齿盘的上表面固定有电机，电机的输出端向上连接旋转轴，槽盖中心位置开设中心孔，桨叶具有向下的连接轴，连接轴下端穿过中心孔，连接轴下端内部开设有连接槽，旋转轴插入连接槽中，连接轴上部和旋转轴内部开设大小相同的内螺纹槽，高强度螺栓由上至下穿过连接轴和旋转轴，上端以螺母锁定。本发明较好地解决了无人机机身和旋翼之间的连接问题，不仅连接牢固，且灵活性强，能较好地满足无人机快速拆卸组装、更换零部件等需要。