摘要：从共轴式直升机双旋翼系统的实际结构布局出发,建立上、下旋翼桨叶载荷校准试验力学模型,选择非翼型的桨叶根部段作为桨叶测量剖面进行应变桥路设计,通过单向加载法的桨叶载荷校准试验获得上、下旋翼桨叶载荷方程。提出一种共轴双旋翼载荷测量方案,并据此研制基于小遥测应变测量技术的机载测试系统应用于外场试飞测试。真实大气环境下飞行实测的共轴双旋翼桨叶挥舞弯矩的分析表明:上、下桨叶的挥舞弯矩随时间呈现周期性变化,并且出现正、负脉冲对应现象;平飞状态上、下桨叶的挥舞弯矩相差不大,而悬停状态差别明显;对下旋翼桨叶挥舞弯矩交变量要予以特别关注。文中使用的小遥测应变测量技术已经在某型共轴式直升机飞行试验中成功应用,所测量的双旋翼桨叶结构载荷对共轴式直升机研究工作意义重大。

摘要：当前无人机双旋翼故障检测系统在恶劣环境下的抗干扰性能差,无法正常运行。设计一种小型、智能的适用于恶劣环境下的无人机双旋翼故障监测系统。首先规划了系统的总体结构,将便携式工控机作为系统运行的核心,用于对故障进行检测、提取故障数据进行存储和分析。然后利用数据采集模块对恶劣环境下无人机双旋翼相关数据进行采集,通过RS485总线完成主机和被监测无人机之间的数据传输。利用信号测试卡模块对数据采集模块接收的数据进行逻辑测试和故障诊断。最后采用无人机双旋翼故障检测算法对故障进行检测。实验表明,所设计系统具有较高的监测效率和精度,诊断效果良好。

摘要：建立了共轴式直升机双旋翼系统结构的多体动力学模型,该细节模型包括旋翼轴内轴与外轴、桨毂、双旋翼、操纵杆、自动倾斜器、驱动器和固定支架等所有关键部件,经过分析计算,得到了关键部件与旋翼系统结构运动耦合的的动力学特性。与台架运转振动测试的结果进行对比发现,误差基本都在5%以内,验证了这种基于多体动力学的分析方法在共轴式直升机复杂系统结构动力学设计中应用的可行性。

摘要：直升机双旋翼在工作过程当中受到气流的纵向干扰,出现稳定性偏移现象,需要消耗较长的恢复时间。对直升机双旋翼气流纵向稳定性恢复方法进行优化设计。建立直升机运动坐标系,并在坐标系上构建直升机双旋翼的运动状态方程,通过运动状态方程来判断双旋翼的运行状态。在双旋翼的不同状态下计算气流纵向动力,计算结果即为稳定性恢复幅值。最终利用安装在直升机上的稳定恢复控制器,分别通过气流压缩分离、驱动急拉杆/急推杆以及电压稳定恢复三个步骤,实现直升机双旋翼的稳定性恢复。通过仿真得出结论,直升机双旋翼气流纵向稳定性恢复方法的平均稳定性恢复时间为19.93s,比传统方法节省13.91s,上述方法的稳定性恢复时间较短。

摘要：横列式双旋翼矢量飞行器具备飞行时间长、风阻小、机动性强等优点,但其机械结构复杂,状态之间耦合严重,抗干扰能力弱。针对其控制特性提出一种基于改进自抗扰控制(active disturbance rejection control,ADRC)的姿态抗干扰解耦控制算法,该算法利用扩张状态观测器(extended state observer,ESO)实现姿态干扰和状态间耦合项的跟踪和估计,将非线性多输入多输出(multiple input multiple output,MIMO)系统转化成线性单输入单输出(single input single output,SISO)系统,采用改进的粒子群优化算法(particle swarm optimization,PSO)对姿态控制系统进行参数优化。通过仿真结果验证了该算法具备良好的抗干扰能力,并设计了实际的飞行控制系统,进行了飞行器的悬停试验,实现了稳定悬停。

摘要：共轴双旋翼系留无人机是一种新款悬浮小型无人飞机,由无人机主体部分、系留电线和起落平台三部分组成。无人机通过系留电线的供电可以实现长时间的空中悬停,依靠自身搭载的各种设备完成既定工作任务。对无人机进行总体结构设计,研究其动力装置的选择、旋翼桨叶气动外形设计、旋翼扭矩分析,设计结果符合预期要求。

摘要：引言:随着无人机技术的进步,系留式无人机越来越多应用在应急通信领域、灾害救援领域。系留式无人机由于其结构上的优势比传统无人机更加适合在空中长时间停留工作,其系留线缆可以为无人机工作提供持续的电源和高速有线通信。

摘要：针对纵列式双旋翼共面与不共面两种情况,建立了双旋翼气动干扰特性分析的计算方法,通过与试验数据对比,表明了方法的有效性。在此基础上,开展了悬停状态下纵列式双旋翼的气动性能初步分析,获取了旋翼拉力、需用功率随桨榖间距、旋翼转速、总距角等参数的变化影响规律,结果表明,相比于传统单旋翼直升机,纵列式双旋翼附加了一项诱导功率,其大小随旋翼桨榖间距的增大而减小。

摘要：提出了一种新型串列式双旋翼飞行器。该飞行器采用上下串列螺旋桨设计,其中的一个螺旋桨固定,而另外一个螺旋桨可以摆动,以调整飞行器飞行姿态,达到控制飞行器飞行及保证稳定的目的。分析了国际上类似飞行器的发展概况及其特点,介绍了串列式双旋翼飞行器的机械结构设计方案。对飞行器的姿态控制问题进行了相应的理论分析,建立了动力学模型,并针对模型的特点改写了开源飞控APM。通过对控制系统及实际机械结构的试验,验证了方案的可行性。

摘要：微型飞行器(MAV)非线性飞行力学模型研究是MAV设计中的一个重要环节。可倾转双旋翼微型飞行器的非常规气动布局和大飞行包线使得其空气动力学特性与常规飞行器有很大差异。以理论计算为基础,在MATLAB/Simulink环境下建立了双旋翼微型飞行器的飞行力学模型。在建模过程中,采用非定常叶素理论计算旋翼的气动力,采用升力线理论计算机翼、尾翼和机身的气动力。对于气动干扰的问题,则着重考虑了螺旋桨滑流对机翼的影响。最后计算了MAV在不同飞行模式下的飞行性能和配平结果。结果表明,在整个飞行包线中,升降舵有足够的操纵权限来进一步改变MAV的飞行状态,MAV可以悬停,以直升机模式低速前飞,而且能以飞机模式快速前飞。