倾转旋翼

摘要： 起落架是飞行器结构中的重要装置之一.以某型倾转旋翼无人机为研究对象,基于质量、稳定性、抗坠毁及无人机特性等多方面因素设定了起落架布局.通过结合焦点、重心、承载比及刹车防倾覆等设计参数,快速确定了起落架位置.为避免倾转旋翼无人机高速巡航下的气动损耗,通过增加主起落架主转轴与展向水平线的夹角,设计了一套满足收放空间要求的单侧四面体承载可收放起落架结构.具有该结构的主起落架在向弦向方向收纳的同时,缓冲支柱等支撑部件沿展向向机身内部运动.通过合理设计机轮旋转机构,能够在不增设动力源的基础上避免机轮与飞机机身的大角度夹角.

摘要： 倾转旋翼无人机综合了四旋翼无人机垂直起降、悬停与固定翼无人机远距离、高速度航行的能力,是一种新模式的无人机.通过对此类无人机桨叶的拉力分析和计算,建立了倾转旋翼无人机的动力学模型,并对模型中拉力系数、舵机电机响应等进行测量.同时针对多路PWM输出,设计了控制电路.对倾转舵机倾转过程进行程序设计,完成两种模态的过渡过程.测试结果表明,控制系统可以完成倾转过程并实现自稳定调节.

摘要： 倾转旋翼机在倾转过渡过程中气动构型不断变化,气动特性具有强非线性的特点.针对倾转旋翼机复杂的连续倾转过渡状态,基于运动嵌套网格和局部坐标系理论建立一套适合于模拟倾转旋翼机连续倾转过渡状态的网格系统,并采用RANS方程建立适合于强非线性气动特性的非定常流场分析的CFD方法;采用该方法模拟某型倾转旋翼机从直升机模式到固定翼模式的连续倾转过渡状态的气动特性.结果表明:对于不同的倾转过渡时间,旋翼和机体气动特性随旋翼倾转角增加变化趋势基本一致;随着旋翼倾转角增加,机体升力系数先增大后减小,在旋翼倾转角40°附近达到最大,相比初始状态及平飞状态增大约30％;随着旋翼倾转角、总距角及前飞速度线性增大,旋翼拉力系数及其垂向分量逐渐减小;旋翼倾转角和前飞速度线性增大,采用合适的总距角非线性变化曲线,倾转旋翼机总升力可以保持在目标值附近.

摘要： 倾转旋翼无人机以低速悬停以及快速巡航能力得到了大量的关注,但是其变化的飞行器结构(旋翼的倾转)以及较强的非线性特性(飞行速度的大范围变化)都增大了飞行控制的难度.针对一种四倾转旋翼无人机的飞行控制问题,本文中的研究内容主要基于无源性概念,改进了互联和阻尼分配无源控制以提出此飞行器的姿态与高度控制方法.通过对于飞行器动力学模型的公式化,其姿态与位置模型均可表示为端口受控哈密尔顿算子模型形式,模型中的旋翼倾转角度被格外关注以实现对于飞行模式过渡时动力学特性的分析与简化.根据上述模型简化,改进且包含积分作用的互联和阻尼分配无源控制被用于进行姿态与高度控制器设计,基于无源性概念可进行进一步的稳定性分析.最终,仿真对比实验与包含飞行模式过渡的巡航飞行实验验证了所提出控制方法的有效性.

摘要： 倾转旋翼是一种先进的、国外已实用化的高速直升机旋翼构型.等速万向铰桨毂是倾转旋翼系统的必要部件.首先给出了一种弹性等速万向铰构型;然后详细证明了该构型的等速原理;最后,基于等速原理建立运动仿真模型,进行了数值仿真分析.仿真结果表明所给出的弹性等速万向铰构型合理,符合工程实际.

摘要： 倾转过渡状态下气动力的急剧变化是导致倾转旋翼飞行器姿态不稳定重要原因.采用风洞试验和数值仿真方法研究了前飞状态和倾转过渡状态倾转旋翼对机翼的气动干扰.首先,分别计算了悬停状态标模和前飞状态8038旋翼的拉力,数值仿真结果与试验结果符合良好.然后,针对倾转旋翼-机翼气动干扰建立了计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)数值仿真模型和搭建了风洞试验平台.结果表明:前飞状态随着前进比的增大机翼气动力系数降低且趋于与单机翼气动特性一致.倾转过渡状态,当旋翼倾角小于75°,随着前进比的增大机翼升力系数由负值逐渐增大.倾转角对机翼气动特性的影响随前进比的增大而降低.分析了倾转旋翼-机翼在升力方向和前飞方向上的气动力,研究结果对进一步完善倾转旋翼飞机设计及试飞试验成功提供了参考.

摘要： MV-22“鱼鹰”将直升机的垂直爬升性能与固定翼飞机的速度结合起来,采用了独特的倾转旋翼技术,可实现螺旋桨状态和旋翼状态的巧妙变身,即可以像直升机一样起飞、降落和悬停,也可以像螺旋桨战斗机那样飞行作战。

摘要： 对新型涵道式倾转两轴旋翼机进行旋翼模式下横滚控制选取合适的改进粒子群整定PID参数控制器.选取合适的算法及控制器对飞行器安全飞行控制尤为重要.把PID控制器与粒子群算法结合,建立简化横滚控制模型,进行多组仿真实验,对比分析粒子群与改进粒子群的控制效果,设计出适用于该涵道式倾转两轴旋翼机旋翼模式下横滚控制器.

摘要： 倾转旋翼机的旋翼气动外形设计需要对其直升机模式和固定翼模式下的不同要求进行综合考虑.通过基于Kriging模型的多目标遗传算法建立一套适用于倾转旋翼桨叶气动外形优化设计方法,采用拉丁超立方抽样试验设计方法得到样本点,并建立Kriging模型替代费时的流动数值模拟.以最大化旋翼地面悬停拉力和高空巡航效率为目标,以地面悬停功率不增和巡航拉力不减为约束条件,进行倾转旋翼桨叶平面形状优化设计,并经过非定常数值模拟和风洞试验验证.结果 表明:数值模拟结果和风洞试验结果吻合良好,优化结果满足设计指标.

摘要： 固定翼飞行器有着较高的巡航速度,但需要一定的起降条件,且无法定点悬停;多旋翼飞行器可以实现垂直起降、定点悬停,但无法做到快速巡航.在既需要远距离大面积检测又需要定点检测或垂直起降的应用场景中,倾转旋翼飞行器是较为合适的选择.本文针对大规模光伏电站检测、河道治理等应用场景,对搭载了2kg设备载荷的倾转旋翼飞行器进行了设计和飞行性能分析.同时进行了飞行试验,与设计指标匹配.

摘要： 为快速有效地对倾转旋翼过渡态流场和气动力进行计算,提出了一种可倾转作用盘与非结构嵌套网格系统相结合的方法.在该方法中,采用作用盘模型模拟桨盘对流场作用,为使得该模型能够在不同的桨盘倾角情况下使用，推导了不同坐标轴系的转换关系；为方便描述桨盘和机身等其他不动气动力部件的位置变换关系，构建了一套非结构嵌套网格系统,该网格系统用包含机身等气动力部件的网格块作为背景网格，包含作用盘的网格块作为小网格，小网格可以进行位置变化以模拟倾转作用影响,同时在贡献单元搜索和洞边界确定问题等方面还提出了新的设计方法。基于上述方法,在空间方向上使用二阶迎风格式、时间方向采用LU-SGS方法求解流动控制方程,对倾转旋翼过渡态的流场进行了计算分析,结果表明本文建立的CFD方法对倾转旋翼过渡态的流场数值模拟是很有效的.

摘要： 针对倾转旋翼流场不同于一般直升机旋翼流场的特性,并充分考虑网格单元快速搜索关系,对网格嵌套方法进行了改进,建立了一套新的预定边界嵌套网格方法.在旋翼网格上预设出包围物面的封闭边界,通过该封闭边界在背景网格上的位置确定出洞边界单元,并建立相应的局部索引用于嵌套网格洞边界贡献单元的搜寻.在此基础上,建立了一套适用于倾转旋翼流场计算的NS数值模拟方法.首先,通过在翼型和悬停流场上进行了不同形状预定边界的嵌套测试,验证了嵌套方法的可靠性和高效性.然后,通过不同飞行状态下的旋翼流场模拟,表明该方法能够满足旋翼流场计算的需要.最后,运用该方法对倾转旋翼流场进行了数值模拟,表明了该方法可以有效地用于倾转旋翼非定常流场的计算.

摘要： 针对万向铰式倾转旋翼机飞机模式下回转颤振问题,基于Hamilton 原理,利用多体方法描述动力学部件的空间运动关系,充分考虑倾转旋翼/弹性机翼之间惯性及结构耦合,建立了倾转旋翼/机翼气弹耦合动力学分析模型,所建立的模型保留了机翼弹性变型与旋转旋翼之间的各种惯性耦合影响.基于建立的模型,进行倾转旋翼机的气弹稳定性参数影响研究,分析参数包括:机翼刚度、桨叶挥舞刚度和桅杆长度.分析研究得到了一些有意义的结论与参数影响规律,这些结论可以用于指导倾转旋翼机的动力学设计.

摘要： 针对摆振柔软倾转旋翼的回转颤振以及潜在的"地面共振"和"空中共振"问题,基于Hamilton 原理,利用多体方法描述动力学部件的空间运动关系,考虑摆振柔软倾转旋翼与机翼之间的气弹耦合,建立摆振柔软倾转旋翼气弹动力学分析模型,可对摆振柔软倾转旋翼飞行器进行稳定性分析,得到一些有意义的结论和规律,为潜在的"地面共振"和"空中共振"问题提供理论分析方法,可用于指导倾转旋翼机的动力学设计.

摘要： 本文基于动量源模型建立了倾转旋翼机过渡状态气动干扰流场CFD分析方法。该方法改进了添加动量源项的方法，可以使用定常悬停状态的网格进行非定常过渡状态计算，无须使用运动嵌套网格。该方法降低了过渡状态网格方法的复杂性，简化计算流程，提高了动量源桨盘模型使用的灵活性。应用该方法对倾转旋翼机悬停状态流场进行计算，并与参考文献进行结果对比，验证了方法的有效性。在此基础上，计算了过渡状态下倾转旋翼机气动干扰流场，得到了一些有意义的结论。

摘要： 本文建立了一套适合于倾转旋翼机过渡状态下旋翼非定常气动载荷的计算方法。该方法采用“Peters-He” 广义动态尾迹入流模型，通过弯曲涡管模型来计入旋翼尾迹弯曲的影响，为考虑气流压缩性、动态特性对气动载荷幅值和相位的影响，翼型剖面升力使用Leishman-Beddoes二维非定常模型计算。运用上述方法计算了H-34普通构型直升机前飞状态算例，将计算结果与飞行测试数据进行比较，验证了计算方法的有效性。在此基础上，对旋翼倾转过渡状态的气动特性进行了计算，并得出了一些有意义的结论。

摘要： 基于动量源模型建立了倾转旋翼机过渡状态气动干扰流场CFD分析方法。该方法改进了添加动量源项的方法，可以使用定常悬停状态的网格进行非定常过渡状态计算，无须使用运动嵌套网格。该方法降低了过渡状态网格方法的复杂性，简化计算流程，提高了动量源桨盘模型使用的灵活性。应用该方法对倾转旋翼机悬停状态流场进行计算，并与参考文献进行结果对比，验证了方法的有效性。在此基础上，计算了过渡状态下倾转旋翼机气动干扰流场，得到了一些有意义的结论。

摘要： 建立了一套基于动量源模型的倾转旋翼机旋翼/机翼/机身气动干扰流场CFD分析方法。首先，用CAD软件建立倾转旋翼机的几何模型；然后，生成围绕倾转旋翼机的流场网格。编制基于动量源方法的CFD程序，其中旋翼部分采用动量源方法模拟。应用该方法计算了悬停状态下倾转旋翼机旋翼/机翼/机身气动干扰，得到了一些有意义的结论。

摘要： 本文分析了旋翼与机体之间空气动力学干扰,推导了在过渡状态时旋翼尾迹对机体空气动力学干扰计算的简化方程,建立了一个全量倾转旋翼飞行器飞行力学数学模型,引进遗传算法进行配平计算,并对倾转旋翼飞行器飞行特性进行了简单分析。样例倾转旋翼飞行器在直升机模式时,操纵通道的操纵响应都不稳定,说明单独操纵飞行器某一通道时响应是不稳定的。随着向飞机模式的转换,操纵通道的主操纵响应逐渐稳定。

摘要： 本实用新型提供了一种三旋翼两倾转无人机的旋翼倾转装置，包括无人机机翼，安装在无人机机翼上的旋翼倾转装置，旋翼倾转装置包括直线伺服驱动器、倾转摇臂、动力电机、螺旋桨；无人机机翼壁延伸出安装架，直线伺服驱动器一端安装在安装架上，倾转摇臂通过倾转摇臂固定轴转动安装在安装架上，倾转摇臂另一端与动力电机连接，动力电机驱动螺旋桨转动，直线伺服驱动器另一端则与倾转摇臂一端转动连接，倾转摇臂另一端与动力电机连接，动力电机驱动螺旋桨转动。本实用新型的螺旋桨两倾转无人机的旋翼倾转装置，大幅提高倾转装置的使用寿命，减小因倾转装置故障而带来的飞行风险，并且还大幅提高倾转装置的控制精度，进而增加无人机的飞行稳定性。

摘要： 本发明提供了一种倾转旋翼无人机的控制方法及倾转旋翼无人机，该倾转旋翼无人机至少包括：两组动力系统，第一组动力系统包括分别位于机头和机尾的两个动力装置，第二组动力系统包括位于机身两侧的两个动力装置，动力装置包括电机和螺旋桨，该倾转旋翼无人机的控制方法包括：根据用户指令，判断无人机的飞行模式；根据无人机的飞行数据及飞行模式，调整动力装置的电机的转速和/或螺旋桨的角度。本发明的实施例通过综合控制各个动力系统的转速和变倾角控，减小了动力系统的响应时间从而增加了无人机机身的稳定性和可靠性。

摘要： 本发明公开了一种倾转旋翼无人机倾转部件，其包括：螺旋桨，所述螺旋桨通过螺旋桨固定螺丝与直流无刷电机连接；电机底座，所述直流无刷电机通过电机底座固定螺丝设于电机底座；舵机，所述舵机通过舵机固定螺丝固定于舵机盘上；倾转底座，舵机盘、电机底座与倾转底座连接，所述倾转底座通过倾转底座固定螺丝与机翼连接；其中，所述螺旋桨通过舵机控制直流无刷电机驱动下，在第一旋转平面与第二旋转平面切换，其中，所述第一旋转平面与第二旋转平面垂直。此外，本发明还公开了一种可倾转旋翼无人机，其包括上述的倾转旋翼无人机倾转部件。另外，本发明还公开了上述的可倾转旋翼无人机的使用方法。

摘要： 本发明提供了一种倾转旋翼无人机的控制方法及倾转旋翼无人机，该倾转旋翼无人机至少包括：两组动力系统，第一组动力系统包括分别位于机头和机尾的两个动力装置，第二组动力系统包括位于机身两侧的两个动力装置，动力装置包括电机和螺旋桨，该倾转旋翼无人机的控制方法包括：根据用户指令，判断无人机的飞行模式；根据无人机的飞行数据及飞行模式，调整动力装置的电机的转速和/或螺旋桨的角度。本发明的实施例通过综合控制各个动力系统的转速和变倾角控，减小了动力系统的响应时间从而增加了无人机机身的稳定性和可靠性。

摘要： 本发明公开一种倾转旋翼飞行器倾转短舱的倾转驱动机构，包括倾转机匣、齿轮盘、安装机架、动力驱动轴和驱动控制电机；所述倾转机匣为圆柱形，其外端安装有齿轮盘，内端可转动地插入安装机架内，所述齿轮盘还与倾转短舱的短舱机匣固定连接；动力驱动轴轴向穿过倾转机匣，且其一端与机翼内部的动力传动轴连接，另一端通过弧形伞齿可驱动地连接旋翼轴；所述安装机架上安装有蜗轮蜗杆机构，该蜗轮蜗杆机构的输出齿轮轴连接齿轮盘，在驱动控制电机的驱动下带动齿轮盘转动；且安装机架上设有固定件，该固定件连接机翼内的大梁。此种结构可克服现有倾转驱动机构的不足，结构紧凑，传动规律简单，便于倾转短舱倾转运动的控制。

摘要： 本实用新型公开了一种倾转旋翼无人机倾转部件，其包括：螺旋桨，所述螺旋桨通过螺旋桨固定螺丝与直流无刷电机连接；电机底座，所述直流无刷电机通过电机底座固定螺丝设于电机底座；舵机，所述舵机通过舵机固定螺丝固定于舵机盘上；倾转底座，舵机盘、电机底座与倾转底座连接，所述倾转底座通过倾转底座固定螺丝与机翼连接；其中，所述螺旋桨通过舵机控制直流无刷电机驱动下，在第一旋转平面与第二旋转平面切换，其中，所述第一旋转平面与第二旋转平面垂直。此外，本实用新型还公开了一种可倾转旋翼无人机，其包括上述的倾转旋翼无人机倾转部件。

摘要： 本实用新型提供一种倾转驱动结构，包括：第一底座、倾转驱动装置、第一连杆、第二连杆、第三连杆和待倾转座体。其中第一底座固定安装；倾转驱动装置也固定安装，并具有能够往复直线移动的驱动端；第一连杆的第一端与驱动端相铰接；第二连杆的第一端与第一底座相铰接；第三连杆的第一端与第二连杆的第二端相铰接；待倾转座体分别与第一连杆的第二端和第三连杆的第二端相铰接；第一连杆和第二连杆之间还设置有中部铰接部，中部铰接部分别设置在第一连杆的第一端与第二端之间，以及第二连杆的第一端与第二端之间。本实用新型倾转机构、倾转旋翼和含该倾转旋翼的飞行器，可以改善现有旋翼驱动机构结构复杂，不适应现有民用航空的问题。

摘要： 本实用新型涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种可倾转的三旋翼倾转旋翼飞行器。包括机身、机臂和尾杆，机臂固定在机身的两侧，尾杆固定在机身的后侧，还包括联动轴机构和尾桨倾转机构，所述联动轴机构包括联动电机、联动轴、左电机、右电机以及齿轮箱，所述联动轴贯穿机臂且与所经过的所有翼肋通过轴承相连接，联动轴的两端分别设有弯头，所述弯头上固定有连接件，所述连接件上分别固定有左电机和右电机，所述左电机和右电机上分别安装有旋翼；所述尾浆倾转机构包括尾浆电机、舵机和电机座。本设计是齿轮啮合与舵机控制相结合的三旋翼倾转飞行器，将倾转结构与机体一体化，提高稳定性，同时三旋翼相互配和亦使飞行器的灵活性有所提升。

摘要： 本申请公开了一种倾转旋翼无人机热管理系统及倾转旋翼无人机，倾旋翼无人机的机翼包括位于机身上方的固定翼、可转动地固定在固定翼两端的倾旋翼、可转动地固定在倾旋翼顶面的旋翼；所述热管理系统包括设置在倾旋翼的顶面且在旋翼的下方的散热结构；散热结构的管路结构通过机翼的内部连接至无人机的发动机内。本申请使得倾转旋翼无人机的两种工作模态下，散热结构均具有优良的散热性能，满足了在不提高倾转旋翼无人机的重量的前提下提高倾转旋翼无人机散热性能的设计要求；提高了倾倾旋翼无人机的散热性能。

摘要： 本实用新型公开了一种倾转旋翼式无人机机翼及倾转旋翼式无人机，其中，倾转旋翼式无人机机翼包括对称地设置在机身(1)两侧的主翼(2)，可转动地连接在主翼(2)翼梢的转仓(3)，以及连接在转仓(3)上的螺旋桨(4)，主翼(2)相对于所述机身(1)具有上反角。机翼相对于机身(1)具有上反角，提高了转仓(3)的安装高度，降低了螺旋桨(4)和转仓(3)与地面障碍物碰撞的风险。