倾转旋翼机

摘要： 对V-22倾转旋翼机进行专利检索分析;介绍了贝尔及波音公司在倾转旋翼技术方面的专利分布;从倾转控制、旋翼系统、动力系统三方面就倾转旋翼机的技术发展脉络进行了阐述;最后提出了对我国在专利挖掘分析与策略制定方面的建议,为相关技术主体在该领域的技术创新及专利侵权规避提供参考意见。

摘要： 采用基于运动嵌套网格的CFD方法计算了倾转旋翼机直升机状态和过渡状态下的流场,研究了在小速度前飞下的尾迹涡演化和其对平尾气动力的影响。直升机状态下,前飞速度≤4 m/s时,旋翼尾迹主要在机翼附近,与机翼干扰形成喷泉效应,但对平尾无影响。随着前飞速度增大,喷泉效应与自由来流的综合作用形成喷泉涡,喷泉涡产生于机翼上表面,呈流向涡形式向下游输运,从平尾上方通过。前飞速度进一步增大(≥16 m/s),产生于桨盘边缘的旋翼尾迹侧缘涡开始增强,从平尾侧边通过,并在平尾附近的流动中占据主导地位。喷泉涡和侧缘涡均在平尾处产生上洗流动,使平尾产生低头力矩。从直升机状态到固定翼状态,旋翼尾迹侧缘涡逐渐减弱,对平尾的影响也减弱。

摘要： 推进系统直接影响倾转旋翼机研制成败,是其设计成功与否的关键。分析国外三种在役和在研的典型倾转旋翼机,结合不同种类倾转旋翼机需求提炼三类推进系统特征和结构特点。在此基础上解析并评价倾转旋翼机推进系统的四类关键技术,提出装备发展和技术研究建议,综合分析认为推进系统技术是中国倾转旋翼机发展的重要瓶颈之一,需要重点研究并予以突破。

摘要： 倾转旋翼机兼具直升机和定翼机飞行模式的构型特点,带来复杂的空气动力学、动力学和气弹耦合问题,需要通过风洞试验进行研究和解决。全机风洞试验在倾转旋翼机的发展中发挥了不可替代的作用。总结了倾转旋翼机发展中开展的全机风洞试验;分析了全机风洞试验在倾转旋翼机气弹稳定性、全机气动特性、载荷和振动、全机气动噪声等方面研究的作用。

摘要： 采用加权伪逆法解决倾转旋翼机过渡过程中的操纵冗余问题.首先,根据所建立的倾转旋翼机非线性飞行力学模型得到过渡走廊内各状态点的线性模型,分析各操纵机构的操纵功效随速度和短舱角度变化情况,确定操纵分配策略.然后,分析操纵机构行程限制、速率限制、带宽限制、操纵功效、响应滞后等因素对操纵权限分配的影响,确定加权矩阵,根据飞行品质要求确定期望的操纵功效,利用加权伪逆法得到过渡过程的操纵分配系数.最后,应用所建立的非线性飞行力学模型对过渡过程进行仿真,验证了操纵分配方案的有效性,并将过渡过程的操纵量与采用余弦分配法的仿真结果进行对比,结果表明加权伪逆法能够减小过渡过程中操纵机构的总行程.

摘要： 为了对倾转旋翼机全机干扰规律及机理进行研究,对某倾转旋翼机的孤立机身流场特性、悬停及巡航状态下全机干扰流场特性进行模拟分析.首先,分别生成围绕机身和旋翼桨叶的贴体网格,然后通过网格搭接得到全机干扰流场计算网格;基于滑移网格方法,建立一套适用于倾转旋翼机全机气动干扰特性分析的数值方法,并以有试验结果对比的ROBIN机身进行了算例验证;采用建立的数值模拟方法对倾转旋翼机的孤立机身流场、悬停及巡航状态下全机干扰流场进行细致的模拟,重点分析了旋翼/机身间的气动干扰特性.研究发现,悬停时,倾转旋翼机会出现特有的"喷泉效应"现象,并导致机翼出现周期性下洗载荷,下洗载荷平均值约为旋翼总拉力的12.19％.巡航时,旋翼桨尖涡会向后脱落与机翼相互作用,导致倾转旋翼机机身阻力出现周期性变化,同时机身阻力平均值也有所增加.

摘要： 高速测试飞行中的美国贝尔V-280“勇士”倾转旋翼机。自2017年12月18日首飞到2020年12月初,V-280的试验飞行时间已经突破了200小时关口,试验中表现出的各项性能指标都令人满意。2020年12月,美国军方已经决定授权贝尔公司和西科斯基波音团队继续推进竞标工作。贝尔公司认为V-280的胜算很大。

摘要： 如果V-22“鱼鹰”倾转旋翼机需要座右铭的话,那这句话很配它:死亡如风,常伴吾身。从验证机时期的“坠机之星”,到服役时期的“安全之星”它经历了太多责难,也吸引了太多的目光。

摘要： 倾转旋翼机由于需要兼顾垂直起降和高速平飞2种典型工况下的动力需求,采用大直径旋翼作为推进装置会使机翼大部分处于旋翼滑流区内,这与常规螺旋桨飞机存在较大差异.为评估不同数值计算方法并研究旋翼滑流对倾转旋翼机气动特性的影响,针对选取两叶旋翼的某倾转旋翼机方案,利用激励盘模型、多参考系(MRF)模型、滑移网格模型分别进行了巡航状态下旋翼滑流对全机气动特性影响的数值模拟研究.结果表明:相对于无滑流状态,滑流定常影响使全机阻力增大,最大升阻比降低了7.5％,尾翼产生的升力增大,纵向静稳定度增加了17.1％,全机低头力矩增大;当迎角较小时,滑流虽然改变了机翼表面的升力分布,但是全机升力变化不大;滑流非定常影响会使全机气动特性产生周期性波动,升力系数波动幅度为9.0％,阻力系数波动幅度为10.8％,并且随着迎角的增大,波动幅度也越大.

摘要： 针对倾转旋翼机转换机动中变动力学特性导致的复杂控制问题,提出基于增益调度(GS)的线性二次最优控制与光滑切换控制结合的综合体系结构,用以实现转换机动过程中的全局最优控制.该控制综合方法,在保证性能指标要求最小的同时,对操纵机构的负荷较低.首先,建立了倾转旋翼机高置信度飞行动力学模型,并应用混合操纵克服操纵冗余问题.其次,设计了基于增益调度的线性二次最优多环控制器,并采用光滑切换控制策略综合2套控制器,实现动态倾转过程的姿态平滑过渡.最后,进行以倾转走廊中间路径为期望轨迹的全模式自主飞行仿真.仿真结果表明:控制系统在转换机动过程中体现出强鲁棒性和较优的系统性能.

摘要： 本文建立了一个用于倾转旋翼机旋翼桨-涡干扰距离计算的方法.为求解旋翼桨盘倾角,推导了旋翼桨盘配平的分析模型.应用该方法着重计算了飞行参数、纵向平面力对桨-涡干扰距离的影响,并对不同飞行状态下倾转旋翼机的桨-涡干扰距离变化规律进行了对比与分析.结果表明:倾转旋翼机由于其桨盘载荷较大,应尽量增大旋翼桨盘入流并使桨盘前倾,可采用减小倾转旋翼机飞行轨迹角、增加向下的Z-力等降噪措施.

摘要： 为了提高无人倾转旋翼机飞行控制系统的研发效率,降低研发成本,本文提出基于NICompact RIO的快速控制原型方法.首先提出了倾转旋翼机快速控制原型总体方案,完成系统硬件平台搭建,完成对传感器,舵机,控制器和I/O模块的选型;然后针对各个机载航电设备的特性,完成了传感器系统和舵机驱动的软件设计;最后,将matlab/simulink中设计的倾转旋翼机控制律通过LabVIEW的控制和设计模块部署到控制器中,完成地面仿真试验,结果表明本文提出的基于Compact RIO的快速控制原型可以提高飞行控制系统研发效率与进度,对于无人倾转旋翼机飞行控制系统的研究具有重要意义.

摘要： 倾转旋翼机过渡模式飞行特性变化显著,控制复杂,操纵面冗余大,为容错控制提供了良好基础.本文首先建立倾转旋翼机六自由度非线性动力学模型,由于过渡飞行模式操纵舵面冗余,在非线性模型的基础上,对整个过渡阶段各操纵面的进行操纵功效评估来确定倾转旋翼机的重构能力;其次,采用多模型自适应理论,设计了倾转旋翼机在过渡飞行模式下的多模型自适应控制的故障隔离与重构系统;最后,在matlab/simulink仿真平台上对无故障飞行和有故障飞行进行仿真验证,结果表明,在操纵面损伤的情况下,通过自适应切换控制策略能保证倾转旋翼机完成过渡飞行,提高了飞行安全性,证明本文方法的可行性与有效性.

摘要： 考虑旋翼尾流对机翼、平尾和垂尾的气动干扰,建立了倾转旋翼机非线性飞行力学模型.以XV-15为例,通过对悬停时模型的简化,得到悬停的配平解,在此基础上,分别以前飞速度和短舱转角为延拓参数,数值延拓完成直升机模式、过渡模式和飞机模式在不同飞行速度下的配平.使用MATLAB编程计算,得到的配平结果与GTRS数据吻合.计算结果表明:应用延拓算法进行配平可以不受初值限制得到全短舱转角-速度包线内的平衡值.

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,建立摆振柔软倾转旋翼气弹动力学分析模型,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： 基于一套高效通用的多块组合运动嵌套网格技术,建立了适合倾转旋翼机气动干扰特性分析的高效混合CFD(Computational fluid dynamics)方法.在倾转旋翼机贴体网格区采用可压Navier-Stokes方程作为主控方程,背景网格区选用Euler方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型.为了加速流场模拟,运用了SPMD(Single Program Multiple Data)模式的并行加速技术.在此基础上,着重对倾转旋翼机悬停/巡航状态的气动特性进行了数值研究,分别得出了巡航状态下的气动特性以及悬停状态下倾转旋翼机典型的"喷泉效应"干扰现象.计算结果表明本文建立的组合嵌套网格方法能够较好的表征倾转旋翼机的结构特性,并能够有效的用于倾转旋翼机的分析及设计.

摘要： 为研究倾转旋翼机各部件对机翼的气动干扰效应,建立了一套基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、OpenMP并行策略和动量源方法的倾转旋翼机流场CFD求解方法.为了更好的模拟附面层特性,生成了一套由三棱柱/四面体组成的适用于倾转旋翼机多种飞行状态的混合网格系统.为了提高计算效率,同时兼顾粘性效应对干扰特性的影响,以N-S方程为主控方程,采用动量源方法进行倾转旋翼的模拟,以能够捕捉大分离特征的Spalart-Allmaras湍流模型来模拟粘性效应,并引入了高效的OpenMP并行加速技术等.在上述方法建立基础上,首先分别对孤立旋翼模型以及倾转旋翼机悬停状态进行了算例验证,结果表明该套方法不仅能很好的模拟旋翼的下洗流场,而且可以准确捕捉倾转旋翼机悬停状态的"喷泉效应".然后,计算分析了倾转旋翼机旋翼、机身、短舱对倾转旋翼机机翼的气动干扰特性.研究表明,旋翼的存在和转向对倾转旋翼机机翼的气动干扰比较明显,且集中于机翼中段;而机身和短舱对机翼的影响分别在机翼根部和尖部,且相对影响较小。

摘要： 利用CFD软件对部分机翼倾转的倾转旋翼机的气动特性进行了研究,得到悬停状态时机翼/旋翼的气动干扰数据,相比孤立旋翼拉力系数仅损失1.5％;并且通过对前缘带螺旋桨机翼升阻力与无螺旋桨升阻力对比,分析了前缘布置螺旋桨对机翼气动特性的影响.

摘要： 倾转旋翼飞行器是一种新型的旋翼飞行器,具有直升机和固定翼飞行器两者的优点.本文针对影响倾转旋翼飞行器飞行力学建模的两个关键问题:旋翼/机翼干扰和旋翼气动力建模问题进行分析.针对操纵系统中的操纵量冗余问题,对倾转旋翼的主操纵系统和辅助操纵系统进行了讨论.最后针对倾转旋翼飞行器的自动增稳系统、横向周期变距操纵以及推力/油门管理等问题进行了讨论.

摘要： 针对设计的倾转旋翼,开展了悬停及巡航状态的风洞试验研究.试验中,采用六分量天平和扭矩天平,测量了悬停和巡航状态下的旋翼拉力和扭矩,获得了一些倾转旋翼悬停效率和巡航效率的试验数据,验证了设计的倾转旋翼的气动性能.同时,采用获得的试验结果,开展了计算结果与试验结果的相关性分析研究.

摘要： 本发明适用于风洞带动力测力技术领域，提供了一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法及系统，本发明通过设计实验系统根据实验过程中模拟相应的实验条件，实测在模拟桨叶挥舞、旋翼入流、尾流干扰等复杂的气动/运动耦合条件下的力学参数，并结合本发明设计了配平方法，获得了更接近真实值的倾转过渡走廊配平结果。

摘要： 本发明公开一种用于倾转旋翼机的机翼及其倾转旋翼机和倾转方法，包括固定翼、伸缩翼和倾转翼，所述固定翼水平固定在机身上用于提供升力，所述伸缩翼的一端通过伸缩装置连接在所述固定翼上，所述伸缩翼的另一端通过倾转装置连接所述倾转翼，所述倾转翼远离所述伸缩翼的端部连接有旋翼，所述旋翼所在旋转平面垂直于所述倾转翼所在平面。本发明垂直飞行时，通过缩回伸缩翼降低机翼所受弯矩，倾转翼处于垂直状态降低机翼附加载荷，倾转过渡过程中，通过伸出伸缩翼增大机翼面积，弥补前飞速度不大时的机翼升力，确保平稳过渡，水平飞行时，倾转翼、固定翼和伸缩翼共同提供升力，提升全机升阻比，改善全机气动性能，减小旋翼与机身之间的干扰。

摘要： 一种倾转旋翼机构及具有倾转旋翼机构的飞行器，该倾转旋翼机构包括旋翼、旋轴座和驱动组件，旋翼包括螺旋桨和舱体，螺旋桨可绕第一轴线相对舱体转动，旋轴座相对舱体固定，且旋翼和旋轴座可整体绕第二轴线转动，第二轴线偏离第一轴线且第二轴线与第一轴线异面，驱动组件连接于旋轴座。本发明实施例的倾转旋翼机构及具有倾转旋翼机构的飞行器中，由于旋轴座的转动轴不经过螺旋桨的转动轴，旋翼和其连接的机翼之间在旋翼的倾转过程中不会有干涉，因此即使旋翼单独转动，也不需要设置额外的翼面凸起，机翼一体性较强，使得飞行器具有更流畅的气动外形，且翼梁可一直延伸至翼尖，可降低机翼与倾转旋翼机构连接处的制造难度。

摘要： 本发明提供了一种无人倾转旋翼机用旋翼倾转系统及倾转方法，该倾转系统包括：发动机、超越离合器、根部传动轴、至少三组依次连接的倾转单元和旋翼，发动机通过超越离合器、根部传动轴和依次连接的倾转单元将扭矩传递给旋翼；相邻倾转单元中等速万向节之间通过传动轴连接，各倾转单元中传动轴上固定倾转滑块，倾转滑块与倾转做动驱动齿轮固定连接，倾转做动驱动齿轮与定齿轮啮合，在步进电机的驱动下倾转做动驱动齿轮在定齿轮上运动，带动传动轴旋转，传动轴带动其末端连接的旋翼倾转。本发明采用万向节方案可以实现旋翼的大方位角螺旋桨倾转，相比齿轮传动方案，其倾转方案更加灵活。

摘要： 本发明提供了一种倾转旋翼机、倾转旋翼控制系统及系统方法，其中，一种倾转旋翼机，包括：机身；机翼，设置在机身的顶部且所述机翼由机身的前部向机身的中间部布设；旋翼转轴，设置在所述机翼上，且所述旋翼转轴横向穿过机翼两端并伸出，在旋翼转轴的两侧分别设置有旋翼支撑梁，一组旋翼固定在旋翼支撑梁上，且旋翼对称设置在所述倾转轴的两端；飞行控制系统，设置在机身的内部，所述飞行控制系统基于对旋翼转轴上设置的角度传感器实时获取的角度信号进行处理以调取飞行控制系统内的控制指令来控制旋翼转轴的转动，从而使旋翼转轴带动旋翼支撑梁转动以控制飞机的起落降模式与飞行模式之间的切换以及飞行模式的控制。

摘要： 为了解决现有技术中倾转旋翼无法兼顾巡航模式的效率和悬停/垂直起降模式的拉力的问题，本公开提供了一种具有仿生波状前缘的倾转旋翼及倾转旋翼机，既保证倾转旋翼在巡航模式下的效率，又能实现倾转旋翼在悬停/垂直起降模式下拉力的提升。包括倾转旋翼桨叶，所述倾转旋翼桨叶的桨叶前缘由仿生波状前缘和非仿生波状前缘组成。本公开提供的一种具有仿生波状前缘的倾转旋翼及倾转旋翼机，既保证倾转旋翼在巡航模式下的效率，又能实现倾转旋翼在悬停/垂直起降模式下拉力的提升。

摘要： 一种基于无人机的四轴倾转旋翼机构及倾转方法，机构包括旋翼组件、旋翼倾转驱动组件及旋翼倾转锁定执行组件，驱动组件包括倾转杆及舵机，锁定执行组件由伺服电机驱动；旋翼倾转驱动组件与无人机机身之间通过锁定执行组件相连，旋翼倾转驱动组件对称分布在无人机机身两侧；旋翼倾转锁定执行组件的锁体上设有倾转杆0°锁止槽、45°锁止槽及90°锁止槽。倾转方法为：初始时倾转杆位于0°锁止槽内；通过伺服电机驱动使倾转杆脱离0°锁止槽；启动舵机并同步控制前后旋翼产生转速差，倾转杆在扭矩作用下产生前倾或后倾；当倾转杆达到设定前倾或后倾角度时，消除转速差并通过舵机维持倾转角度不变；通过伺服电机驱动使倾转杆进入45°锁止槽或90°锁止槽内完成锁定。

摘要： 本发明适用于风洞带动力测力技术领域，提供了一种倾转旋翼机倾转过渡走廊风洞实验配平方法及系统，本发明通过设计实验系统根据实验过程中模拟相应的实验条件，实测在模拟桨叶挥舞、旋翼入流、尾流干扰等复杂的气动/运动耦合条件下的力学参数，并结合本发明设计了配平方法，获得了更接近真实值的倾转过渡走廊配平结果。

摘要： 本发明属于风洞实验领域，具体涉及一种倾转旋翼机倾转过渡风洞飞行实验方法与系统。其中一种倾转旋翼机倾转过渡风洞飞行实验方法，设计旋翼倾转过渡路径；针对旋翼倾转过渡路径设计飞行控制律；沿所述旋翼倾转过渡路径选择N个实验点；针对N个所述实验点进行风洞三自由度飞行实验，并对N个所述实验点的飞行控制律进行修正；以修正后的N个实验点的飞行控制律为基准，构建相邻实验点之间的姿态控制律自动变结构，得到旋翼倾转过渡路径的姿态控制律。本发明将连续的旋翼倾转过渡路径分解为一系列离散的设计点，针对每一个设计点开展三自由度飞行实验，能够对控制律和舵面分配策略进行参数修正，从而获得优化的旋翼倾转过渡路径的姿态控制律。

摘要： 本发明公开了一种自适应消隙倾转机构及倾转旋翼机，倾转机构包括撑板、转动箱和间隙消除装置，所述转动箱上安装旋翼，倾转旋翼机的主减速器传递的动力由所述转动箱传递给所述旋翼；所述转动箱的两侧分别设置有一撑板，所述转动箱外侧与所述撑板转动连接，所述转动箱内侧通过所述间隙消除装置与撑板连接；倾转旋翼机，包括机身、机翼、上述自适应消隙倾转机构和旋翼，所述机身两侧设置所述机翼，所述机翼的末端安装所述倾转机构，所述旋翼安装在所述倾转机构上；本发明中的自适应消隙倾转机构及倾转旋翼机，利用传动最稳定的齿轮结构，并且设置有间隙消除装置，再次提高了传动精度，保证了工作的安全性，实现了高精度倾转的功能。