直升机技术

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  • 1  民用高速旋翼飞行器发展战略分析及关键技术展望
    吴希明,吕乐丰,张广林
    2022, 54(5):827-835. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.008
    [摘要](527) [HTML](504) [PDF 2.71 M](3926)
    摘要:
    面向直升机高速化的发展趋势,总结了国外高速旋翼飞行器的发展历程,开展了高速旋翼飞行器与直升机、通航飞机、公路、铁路等交通运输工具的效能仿真对比,基于潜在的民用市场需求,综合分析了高速旋翼飞机器在交通运输系统和应急救援体系中的优势与劣势。结果表明,民用高速旋翼飞行器在中国具有明确的战略发展定位,一方面可作为交通体系干支通、全网联的重要节点,以突出的任务效能融入交通运输应用体系;另一方面,面向中远程应急救援的需要,可满足敏捷救援体系响应速度的需求,填补现有直升机应用领域的空白。最后,针对重点发展构型,展望了中国未来民用高速旋翼飞行器的关键技术。
    2  双螺旋桨推进复合式直升机操纵分配与最优过渡路线设计
    王涌钦,余新,陈仁良,叶尚卿
    2022, 54(2):211-218. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.004
    [摘要](662) [HTML](1333) [PDF 1.80 M](2176)
    摘要:
    针对双螺旋桨推进复合式直升机在过渡阶段存在的操纵面冗余问题,设计了不同操纵机构之间操纵分配系数以及最优俯仰角过渡路线。建立了复合式直升机动力学模型并提出复合式高速直升机操纵策略。对于过渡段以全机功率最优为优化目标,使得操纵杆量连续光滑过渡为边界条件,优化得到最优过渡路线以及不同操纵机构之间操纵分配系数。对于低速阶段会出现的推进螺旋桨涡环状态,选择最优过渡路线规避推进螺旋桨涡环状态。仿真结果显示,优化得到的分配系数及过渡路线能够使复合式直升机不同通道的操纵杆量光滑连续过渡,确保驾驶员的操纵性能。
    3  倾转旋翼机小速度前飞的尾迹涡演化及其对平尾的影响
    朱文庆,仲唯贵,张威
    2022, 54(2):203-210. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.003
    [摘要](645) [HTML](1542) [PDF 6.08 M](2539)
    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。
    4  直升机卫星通信中高动态低信噪比突发解调
    龚险峰,刘明洋,惠腾飞
    2022, 54(2):219-224. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.005
    [摘要](592) [HTML](1128) [PDF 1010.85 K](2908)
    摘要:
    采用突发通信模式的低速直升机卫星通信链路同时存在周期性的旋翼遮挡和较大的多普勒动态,且需要工作在低信噪比下,这些特点对解调提出了很大挑战,需要研究高性能、低复杂度的突发解调方法。本文基于分散导频帧结构提出一种译码辅助解调方法。首先进行频偏分区预补偿,然后进行联合频率变化率估计的突发捕获,最后根据译码软输出目标函数,从多路译码输出中选择最优的一路作为最终结果。在给定的信道模型下,与无遮挡高斯白噪声(Additive white Gaussian noise, AWGN)信道下的理论性能相比,解调门限仅提高1.5 dB。与缝隙通信方式的典型性能相比,前向链路信噪比损失降低1.5 dB,返向链路信噪比损失增大0.2 dB。
    5  某型直升机离心式燃油增压泵增压值设计
    蒋辉,黄昆,赵辉
    2022, 54(2):233-238. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.007
    [摘要](466) [HTML](449) [PDF 944.80 K](1972)
    摘要:
    为研制满足某型直升机供油系统使用包线的离心式燃油增压泵,在Matlab/Simulink仿真平台上创建了供油系统仿真模型,并对该供油系统进行了仿真分析,给出了离心泵的增压值指标。进行了供油系统地面模拟试验,并与仿真计算进行了对比,结果表明:与发动机的断油试验相比,仿真计算的相对误差为2.8%;与发动机正常供油试验结果相比,仿真计算的最大相对误差为7.2%。仿真模型具有较高的仿真精度,所确定的离心泵增压值指标可以满足该型直升机对供油系统的使用要求。
    6  直升机舱内主减速器噪声控制技术研究综述
    王风娇,李明强,彭海锋,陆洋
    2022, 54(2):179-190. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.001
    [摘要](929) [HTML](2132) [PDF 3.78 M](2727)
    摘要:
    因主减速器引起的舱内中高频噪声是影响直升机乘坐舒适度的关键因素。本文从主减速器的噪声传递路径出发,梳理并总结了支撑结构、机舱壁板和声腔3方面的舱内噪声控制技术发展状况,包括被动、主动和半主动控制方法。研究结果表明,国外直升机型号主要依靠壁板阻振、隔声密封和舱内吸声等被动技术进行舱内降噪,但存在重量、经济性、控制效果等问题。基于支撑结构的减振技术为主减速器高效降噪提供了新思路,结合综合优化技术,已使某些直升机型号达到了商用飞机舱内噪声水平。中国在该领域的研究和应用较少,需根据国内直升机实际工程应用背景,在噪声传递机理、降噪设计、验证与优化等方面继续发展,形成适用于中国直升机型号研制的新方法和新思路。
    7  基于短暂丢失参考信号预测的无人直升机轨迹跟踪控制
    杨静雯,李涛,杨欣,费树岷
    2022, 54(6):1030-1039. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.06.004
    [摘要](345) [HTML](190) [PDF 1.14 M](3561)
    摘要:
    考虑地面目标参考信号短暂丢失与外部干扰等影响,研究无人直升机 (Unmanned aerial helicopter,UAH) 空地轨迹跟踪控制问题。首先,将短时丢失的参考轨迹进行分解, 并将其建模成平稳信号与非平稳信号两部分。然后,利用差分整合移动平均自回归 (Auto-regressive integrated moving average,ARIMA)模型预测平稳信号,并借助马尔可夫分析法对非平稳信号进行预测。其次,结合预测信息和跟踪误差信号,分别对UAH横纵向子系统和垂直子系统设计滑模控制器,以有效提升跟踪效率并减小外界干扰对跟踪性能的影响,并改进控制算法以减小由滑模导致的抖振现象。最后,利用仿真结果说明本文控制算法有效性与优越性.
    8  变质心共轴双旋翼无人机建模与反步滑模控制
    吉思臣,王司令,阎坤,任海鹏,周洋
    2022, 54(6):1056-1064. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.06.007
    [摘要](280) [HTML](238) [PDF 1.35 M](3610)
    摘要:
    针对共轴双旋翼无人机旋翼组件过于复杂,导致旋翼控制系统可靠性较低的问题,提出了一种依靠三轨变质心机构进行姿态控制的方案。推导了三轨变质心共轴双旋翼的运动模型和空气动力学模型,并分析了不同滑块所处位置和质量占比情况下变质心无人机动力学特性。建立变质心无人机姿态控制系统的状态方程,针对系统中的非线性和不确定性,设计了基于反步滑模控制的姿态控制器。仿真实验表明,所设计的控制器能够在含有外部扰动的工况下有效完成姿态跟踪任务,具备较好的抗干扰能力。
    9  基于自适应干扰观测器的无人直升机模型参考跟踪控制
    潘世豪,王婷,张浩然,李涛
    2023, 55(6):977-987. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.06.004
    [摘要](95) [HTML](58) [PDF 1.41 M](342)
    摘要:
    针对外部干扰影响下无人直升机 (Unmanned aerial helicopter, UAH) 模型参考跟踪控制问题开展研究,提出基于自适应干扰观测器的跟踪控制设计方案。首先,根据干扰部分可测特性将其建模为存在参数误差下的非线性外源系统,并设计了状态观测器及其自适应调节下的干扰观测器 (Disturbance observer, DO),用于估计无人机系统的未知状态和外部干扰。其次,将模型参考控制与基于干扰观测器的控制方法相结合,提出抗干扰复合控制设计策略,获得了由观测与跟踪误差动态组成的闭环系统。再次,利用Lyapunov稳定性理论建立了给定H性能下判定闭环系统渐近稳定的充分性条件,并借助矩阵变换技术获得了观测器和控制器的联合设计方案。最后,通过数值仿真验证了所提跟踪控制算法的有效性和优越性。
    10  直升机气动噪声抑制与飞行测试研究进展
    邓景辉,朱文庆,张威,曹荣富
    2023, 55(2):169-185. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.001
    [摘要](638) [HTML](220) [PDF 5.26 M](1749)
    摘要:
    直升机在军用和民用领域发挥着越来越重要的作用,新的旋翼技术和构型不断出现,对直升机噪声研究需不断深入和更新。本文首先概述了旋翼(尾桨)的噪声产生机理和传播规律,并扩展到存在复杂气动或噪声干扰的共轴刚性旋翼高速直升机和倾转旋翼机;接下来介绍了直升机飞行噪声测量进展,已发展成多种测量方式作为降噪设计的验证和评估手段;然后综述了降噪设计技术的发展现状:旋翼被动降噪技术已在直升机领域得到大量应用,直升机噪声水平稳步降低;变转速控制技术和低噪声轨迹优化技术逐渐走向成熟;旋翼主动降噪技术更多地停留在实验室阶段,尚需在驱动装置、控制规律等方面开展进一步研究。最后总结了直升机降噪设计现状,并展望了未来发展方向。
    11  基于ORB的交叉双旋翼无人直升机视觉跟踪控制系统
    席鹏航,李京阳,印明威,杨洪伟,宝音贺西
    2023, 55(6):966-976. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.06.003
    [摘要](145) [HTML](87) [PDF 2.96 M](424)
    摘要:
    为了使交叉双旋翼无人直升机在全球定位系统(Global positioning system, GPS)信号不稳定的情况下实现对目标的视觉跟踪,设计了一种交叉双旋翼无人直升机视觉跟踪控制系统。首先,设计了一种视觉模块,对跟踪目标进行图像处理,利用基于方向性快速的特征点检测和旋转BRIEF(Oriented FAST and rotated BRIEF, ORB)描述子特征匹配和矩形检测,获取跟踪目标的中心点像素坐标,通过相机模型和旋转矩阵解算出跟踪目标的中心点实际位置。然后,设计了一种跟踪控制模块,采用串级比例积分微分(Proportional-integral-derivative,PID)加前馈的控制结构,为了限制极限位置和最大加速度,位置控制中采用平方根控制器,姿态控制中设计了一种交叉双旋翼姿态控制机构。之后,通过飞控地面站搭建仿真环境,对添加视觉模块的飞行控制系统进行仿真验证,结果表明,无人直升机可以很好地跟踪到视觉模块输出的期望位置。最后,进行实验验证,在设定最大飞行速度为1 m/s的条件下,姿态角最大为8°左右,位置与期望位置之间的误差最大为0.08 m,可以实现交叉双旋翼无人直升机对目标的视觉跟踪。
    12  基于改进回溯法的直升机机载航炮可攻击区研究
    张浩迪,王玉惠,丁淑琳
    2023, 55(6):988-996. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.06.005
    [摘要](106) [HTML](74) [PDF 1.24 M](305)
    摘要:
    针对机载航炮可攻击区求解问题,提出改进回溯法并应用其进行机载航炮可攻击区的研究。首先,根据直升机机载航炮攻击区的定义,综合考虑直升机和机载航炮的数学模型,基于最小二乘法预测目标轨迹,并针对空对地目标打击问题建立瞄准命中方程。然后,考虑武装直升机和航炮的约束条件,将可攻击区求解问题转化为空间树优化问题,引入剪枝函数和搜索优先级函数,提出改进回溯法对机载航炮可攻击区边界进行求解,略去了可攻击区内部冗余节点的搜索,提高了攻击区搜索效率。最后,通过仿真验证了所提方法的可行性和有效性。
    13  多旋翼混合动力无人机自适应能量管理策略仿真
    杨明堂,胡春明,徐胤泽,杜春媛
    2023, 55(6):1004-1015. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.06.007
    [摘要](128) [HTML](100) [PDF 3.39 M](412)
    摘要:
    为提高多旋翼混合动力无人机的运行稳定性、输出动力性和能量利用率,利用GT-Power和Simulink进行模型联合搭建,对比基于规则的能量管理策略及等效燃油最小消耗能量管理策略(Equivalent consumption minimization strategy, ECMS),设计开发了基于BP(Back propagation)神经网络优化的自适应ECMS(Adaptive-ECMS,A-ECMS)。仿真研究表明:A-ECMS在运行稳定性上,整体工况转速波动率为7.74%,较基于规则策略和ECMS都有明显降低;A-ECMS在复合扰动下和随机紊流下转速波动率分别为8.32%、7.18%,与基于规则策略和ECMS相比在突发工况下运行更为稳定。A-ECMS能有效提高混合动力系统动力性能,使发动机处于经济工况10 kW;可根据荷电状态(State of charge, SOC)变化实时对电池功率进行调整。A-ECMS平均燃油消耗率为297.585 g/(kW?h),整体燃油消耗量为3 755.31 g,与基于规则策略和ECMS相比明显较低,在各工况下运行时发动机工况点集中于燃油经济区,有效提高了系统经济性。
    14  基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整方法
    黄林然,孙灿飞,赵英梅,彭德润,胡斌,程攀,莫胜波
    2023, 55(2):186-192. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.002
    [摘要](159) [HTML](122) [PDF 2.46 M](785)
    摘要:
    旋翼不平衡是造成直升机振动的重要原因,而传统旋翼平衡调整是一种定期维护方法,耗时长且无法长时间保持维护后的振动水平。本文研制了一套基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整(In flight tuning,IFT)系统,可以根据计算机发出的数字指令控制智能变距拉杆长度实现桨叶变距输入,进而完成旋翼动平衡调整。试验发现智能变距拉杆杆端位移量对旋翼转频振动分量的影响呈线性规律,由此确定拉杆调整系数矩阵。当获取旋翼不平衡振动信息后,根据相位选择相应拉杆作为调整器,根据振幅在调整矢量方向投影的大小关系设计了调整策略,得到拉杆完成平衡调整所需的位移量。通过旋翼塔试验验证了该方法的有效性,结果表明该方法可以在直升机飞行过程中实时降低旋翼振动水平,有效提高了旋翼动平衡调整效率。
    15  基于飞行特性的倾转旋翼机变直径方案研究
    李健,朱清华,王昊,吴远航
    2023, 55(2):193-201. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.003
    [摘要](174) [HTML](134) [PDF 1.47 M](747)
    摘要:
    变直径倾转旋翼机作为一种新构型倾转旋翼机,通过对其飞行特性进行仿真,可根据仿真结果为设计阶段的变直径方案选择提供设计依据。本文建立了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和非线性飞行动力学模型,并对样机进行仿真计算。根据参数对于飞行性能及配平结果的影响,规划算例样机的旋翼直径变化范围、变直径时机及变直径操纵策略,得到样机最佳旋翼直径变化范围为0.7R~1.15R,最佳变直径时机为:360 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径增大过程,250 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径减小过程。同时基于西科夫斯基变直径旋翼设计了一种变截面扭管形式的变直径旋翼操纵策略。
    16  分布式涵道尾桨气动噪声特性研究
    王菲,张威,唐兴中,陈国军,建志旭
    2023, 55(2):202-208. DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.004
    [摘要](167) [HTML](95) [PDF 2.62 M](925)
    摘要:
    为研究新型分布式涵道尾桨噪声特性,建立了基于滑移网格和可穿透积分面的分布式涵道尾桨气动、噪声特性分析方法并验证了方法的有效性。流动控制方程采用非定常雷诺平均N-S方程,空间离散采用二阶逆风Roe格式,时间推进方法采用隐式LU-SGS格式,湍流模型采用S-A一方程湍流模型,噪声求解方法采用FW-H方程。基于建立的方法,对比分析了传统变总距孤立尾桨和电动变转速多涵道尾桨气动与噪声特性。结果表明:相同气动力状态下,相比于变总距孤立尾桨,在尾桨噪声主要影响方位(桨盘平面内),三涵道尾桨噪声降低5~6 dB。随着转速降低,分布式涵道尾桨噪声声压级逐渐降低。
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