直升机自动倾斜器等效并联机构自由度分析
飞机装配中基于3-RPS的并联机构法向调整算法
飞机装配中基于3-R P S 的并联机构法向调整算法邹冀华1 周万勇1,2韩先国21.北京航空制造工程研究所,北京,1000242.北京航空航天大学,北京,100083摘要:在飞机壁板柔性装配和钻铆时,采用典型的3-R P S 并联机构进行自动调姿,该机构的末端执行器要求钻铆头沿孔位处的蒙皮法向进给㊂为了解决该法向调整问题,先对3-R P S 并联机构动平台位姿进行建模描述,再在此基础上提出法向调整的求解算法㊂结合实例说明了该算法完全具有实际工程应用能力,且该法向调整算法还可以推广应用于定位㊁调姿等飞机数字化制造及装配工作中㊂关键词:装配;3-R P S 并联机构;法向调整;动平台中图分类号:T P 242 文章编号:1004 132X (2011)05 0557 04N o r m a l A d j u s t i n g A l g o r i t h mo f a 3-R P SP a r a l l e lM e c h a n i s mi nA i r p l a n eA s s e m b l yZ o u J i h u a 1 Z h o u W a n y o n g 1,2 H a nX i a n gu o 21.B e i j i n g A e r o n a u t i c a lM a n u f a c t u r i n g T e c h n o l o g y R e s e a r c h I n s t i t u t e ,B e i j i n g,1000242.B e i j i n g U n i v e r s i t y o fA e r o n a u t i c s a n dA s t r o n a u t i c s ,B e i j i n g,100083A b s t r a c t :W h e n t h ew a l l p a n e l sw e r e f l e x i b l y a s s e m b l e d ,d r i l l e d o r r i v e t t e d ,a t y p i c a l 3-R P S p a r -a l l e lm e c h a n i s m w a s u s e d f o r s e l f a d j u s t i n g t h e p o s i t i o n a n do r i e n t a t i o n .A n d t h e e n d e f f e c t o r r e q u e s -t e d t h e a i g u i l l ew o r k i n g t h r o u g h t h e s k i n n o r m a l d i r e c t i o n f r o mt h e h o l e .F o r r e s o l v i n g t h e n o r m a l a d -j u s t i n gp r ob l e m ,t h e p o s i t i o na n do r i e n t a t i o nm o d e l i n g w a s f i r s t l y a n a l y z e d a n dd e sc r i b ed f o r t h em o -b i le p l a tf o r mo f a 3-R P S p a r a l l e lm e c h a n i s m.A n d t h e n t h e n o r m a l a d j u s t i ng s o l u t i o n a l go r i t h m w a s b r o u g h t f o r w a r d .F i n a l l y ,t h r o u g h a n e x a m p l e t h em e t h o d i s s h o w n t h a t i t h a s t h e p r a c t i c a l e n g i n e e r -i n g a p p l i c a t i o n c a p a b i l i t y .A n d t h i s n o r m a l a d j u s t i n g a l g o r i t h mc a nb e e x t e n d e d t o t h e f u r t h e r a i r p l a n e d i g i t a lm a n u f a c t u r i n g a n d a s s e m b l y s u c ha s p o s i t i o n i n g a n d a t t i t u d e r e gu l a t i o n .K e y wo r d s :a s s e m b l y ;3-R P S p a r a l l e lm e c h a n i s m ;n o r m a l a d j u s t i n g ;m o b i l e p l a t f o r m 收稿日期:2010 02 230 引言飞机装配过程就是实现定位㊁调整㊁连接等一系列操作的工作过程㊂现代飞机先进装配技术己完全不同于传统的模式,实现了飞机装配过程中的数字化㊁自动化㊁柔性化㊁信息化和模块化㊂其中并联机构在飞机装配中的应用也越来越广泛[1]㊂基于3-R P S 的并联机构是一种典型的运动机构[2],它可应用于飞机装配的众多环节中,并能够大幅度提高装配性能和效率㊂与传统飞机生产模式相比,现代飞机生产数量更多,结构设计更加复杂,装配工艺和模式也随之改变,并对飞机产品精度㊁装配效率和装配周期㊁生产成本都有了更高的要求,对装配定位㊁调整等很多环节都要求不断改用自动化㊁模块化和柔性化等技术来实现,而3-R P S 并联机构的自由灵活㊁精确调整的特点可以更好地满足这些要求,因此采用伺服控制自动调整的3-R P S 并联机构在现代飞机装配中具有重要的应用价值㊂1 问题的提出3-R P S 并联机构由动平台㊁静平台和3根可以自由伸缩的连杆构成㊂它可以应用在飞机装配的许多重要环节,如:①装配自动定位调姿平台㊂可实现产品对接时带动装配件精确空间姿态定位;②自动钻铆定位机构㊂用来带动自动钻铆头和精确找准钻铆头法向进给方向;③并联机器人㊂实现更加灵活精准的机械手空间运动和定位[3]等㊂但是,由于具有三自由度的3-R P S 并联机构存在闭环,故其6个运动位姿参数并不完全独立,这使得运动分析相对比较复杂㊂在实际应用中,经常会遇到由于伺服控制和机械结构自身的系统误差导致动平台未能准确运动到位的情况[4‐5],即装配产品㊁钻铆头㊁机械手等末端执行器加装在动平台上,按照预定轨迹和程序控制其运动,但校验最终位置会有微小偏差㊂此时,为了避免这种偏差,需要两个辅助工作:一㊃755㊃是在加装末端执行器的动平台上安装精确测距装置,以获得当前动平台位置与目标位置的空间关系;二是通过算法计算出动平台法向调整的矢量值,并编程传输给伺服控制系统以带动电机运动㊂可见,对3-R P S 并联机构的法向调整算法进行研究是实际应用中的必要环节㊂我们以航空制造中遇到的一个实际问题进行分析,即在一台3-R P S 并联机床的动平台上加装钻铆用的末端执行机构,以便对飞机壁板蒙皮进行钻孔工作,要求末端执行器的钻铆头进给方向垂直于蒙皮表面,即沿钻孔点的蒙皮法向㊂2 3-R P S 并联机构动平台位姿描述如图1所示,设3-R P S 并联平台机构的静平台为B 1B 2B 3,动平台为P 1P 2P 3,它们之间由3根自由伸缩的连杆L 1㊁L 2㊁L 3连接㊂静平台与连杆之间由转动副连接,3个连杆均为移动副,动平台与连杆之间由球面副连接[6]㊂记静平台上3个铰链点为B i (i =1,2,3),动平台上3个铰链点为P i (i =1,2,3),它们分别成等边三角形B 1B 2B 3和P 1P 2P 3,且外接圆半径分别为r 和R ㊂在静平台建立固定坐标系O X Y Z ,原点位于等边三角形B 1B 2B 3的中心,X 轴指向B 1,Y 轴平行于B 2B 3,Z 轴垂直于静平台;在动平台上建立动坐标系P X 'Y 'Z ',原点P 位于等边三角形P 1P 2P 3的中心,X '轴指向P 1,Y '轴平行于P 2P 3,Z '垂直于动平台㊂图1 3-R P S 并联机构示意图因此,B 1㊁B 2㊁B 3在固定坐标系下的坐标分别为:(r ,0,0)㊁(-r 2,3r 2,0)㊁(-r 2,-3r 2,0);P 1㊁P 2㊁P 3在动坐标系下的坐标分别为:(R ,0,0)㊁(-R 2,3R 2,0)㊁(-R 2,-3R 2,0)㊂动坐标系P X 'Y 'Z '的姿态相对于静平台固定坐标系O X Y Z的转换矩阵为T =x i yi z i x P x jy jz j y P x k y kz k z P éëêêêêêùûúúúúú001(1)式中,x m ㊁y m ㊁z m (m =i ,j ,k )为固定坐标系下的方向余弦;(x P ,y P ,zP )为P 点在固定坐标系下的坐标㊂三自由度机构仅有3个参数是独立和可控的,机构动平台上三铰链点P 1㊁P 2㊁P 3的轨迹分别分布在3个垂直面y =0㊁y =-3x ㊁y =3x 内㊂这样,3个约束方程为x j =yi x P =R 2(x i -y j )y P =-Rx üþýïïïïj (2)3-R P S 机构是三自由度机构,z P是完全独立的变量,则已知z P 和其余5个自由度中的2个变量,就可以确定其余3个变量㊂用Z X Z 型欧拉角ψ㊁θ㊁φ表示动平台相对静平台的姿态㊂则此时动平台相对于静平台位姿转换矩阵为[7‐8]T =c ψc φ-s ψc θs φ-c ψs φ-s ψc θc φs ψs θx P s ψc φ+c ψc θs φ-s ψs φ+c ψc θc φ-c ψs θy P s θs φs θc φc θz P éëêêêêêùûúúúúú0001(3)式中,c ψ=c o s ψ;s ψ=s i n ψ;其余类似㊂由上述可得φ=-ψ(4)3 法向调整算法工艺上要求飞机壁板上的制孔要沿该孔中心的法线方向㊂法向调整算法是假设当前加工点的位置是正确的,但方向不是法线方向㊂若要3-R P S 并联机构实现一个加工点不变,则需要将制孔轴线方向调整为蒙皮在该点处的法线方向㊂已知动平台的初始姿态为(ψ0,θ0,φ0),动平台在静平台坐标系下的初始位置为(x 0,y0,z 0),该点是动平台坐标系的原点在静平台上的坐标㊂并设l A ㊁l B ㊁l C ㊁l D 表示4个距离测量仪沿动平台坐标系Z '向的测量值㊂计算得调整后动平台的原点位置为(x 1,y 1,z 1),姿态为(ψ1,θ1,φ1)㊂当将法向调整算法应用在飞机蒙皮法向钻铆过程中时,我们需要对当前末端执行器相对于蒙皮表面的位姿进行确认,即根据前面问题提出时采用的方法,在动平台上安装4个距离测量仪,用它们精确测出动平台上的四点A '㊁B '㊁C '㊁D '到蒙皮表面A ㊁B ㊁C ㊁D 四点的距离,如图2所示㊂蒙皮㊃855㊃表面上该4个点在动平台坐标系中的坐标为(X A ,Y A ,Z A ),(X B ,Y B ,Z B ),(X C ,Y C ,Z C ),(X D ,Y D ,Z D )图2 测距点设置示意图设4个距离测量仪的安装高度一致,为Z h ,则有Z I =l I +Z hI =A ,B ,C ,D 又设蒙皮上该4个测量点在静平台固定坐标系中的坐标为(x A ,y A ,z A ),(x B ,y B ,z B ),(x C ,y C ,z C ),(x D ,y D ,z D)则有x A x B x C x D y A y B y C y D z A z B z C z D éëêêêêêùûúúúúú1111=T X A X B X C X D Y A Y B Y C Y D Z A Z B Z C Z D éëêêêêêùûúúúúú1111事实上,通过4个测量点求蒙皮平面的法线方向是冗余的,用3个即可,之所以使用了4个距离测量装置,是防止有的测量点没有落到蒙皮表面而落到了蒙皮孔里或边缘外㊂由于飞机蒙皮表面在钻铆点附近局部小范围内的曲率较小,故可认作近似小平面㊂这里选A ㊁B ㊁C 三点确定该蒙皮局部平面㊂有A B =(x B -x A ,y B -y A ,z B -z A)A C =(x C -x A ,y C -y A ,z C -z A)蒙皮局部平面的法线方向n 可以用作确定目标姿态(ψ1,θ1,φ1)㊂根据:n =A B ×A C /(|A B ||A C |)=s ψ1s θ1-c ψ1s θ1c θéëêêêùûúúú1可以解出目标姿态ψ1㊁θ1,又由式(4)可得到φ1㊂对角线A C 中点为加工点,其在静平台坐标系下的坐标为(x A +x C 2,y A +y C 2,z A +z C2),可由其在动平台坐标系下的坐标值求得,即:(x A +x C )/2(y A +y C )/2(z A +z C )/2éëêêêêêùûúúúúú1=T 0(X A +X C )/2(Y A +Y C )/2(Z A +Z C )/2éëêêêêêùûúúúúú1其中,T 0可根据(ψ0,θ0,φ0)㊁(x 0,y 0,z 0)和式(3)求得㊂设调整后距离测量仪在蒙皮上的4个测量点在动平台坐标系中的坐标为(X A ,Y A ,Z ),(X B ,Y B ,Z ),(X C ,Y C ,Z ),(X D ,Y D ,Z )Z =l A +l C2+Z h加工点在调整后的动平台坐标系下的坐标为(X A +X C 2,Y A +Y C 2,Z ),则x A +x C 2y A +y C 2z A +z C éëêêêêêêêêùûúúúúúúúú21=T 1X A +X C 2Y A +Y C 2Z éëêêêêêêêùûúúúúúúú1(5)T 1=c ψ1c φ1-s ψ1c θ1s φ1-c ψ1s φ1-s ψ1c θ1c φ1s ψ1s θ1x 1s ψ1c φ1+c ψ1c θ1s φ1-s ψ1s φ1+c ψ1c θ1c φ1-c ψ1s θ1y 1s θ1s φ1s θ1c φ1c θ1z 1éëêêêêêùûúúúúú0001将T 1代入式(5)中即可解出位置坐标(x 1,y1,z 1)㊂4 应用现为某航空企业研制开发了用于某型飞机翼身壁板蒙皮钻铆的3-R P S 并联机床,可以完成自动定位找准待加工孔位㊁调整钻铆方向㊁多功能钻孔与连接等操作㊂其中,对孔位的加工方向即钻铆进给方向进行了算法分析,利用本文提出的法向调整算法进行编程设计,可很好地实现位姿精确调整㊂如图3所示,该机构的特点是,在3根连杆的伸缩运动下,动平台可以进行Z 向平动和绕X ㊁Y 轴的转动(即A 摆㊁B 摆)㊂而沿X 向和Y 向的平动,将靠另外的定位工装辅助实现㊂其中,法向计算调整的整个工作过程分为以下几步:图3 3-R P S 机构模型(自动钻铆并联机床)(1)对动静平台初始标定㊂找到其动平台原点P 相对于静平台的初始位姿(ψ0,θ0,z 0),作为算法程序的输入参数之一,如ψ0=270°,θ0=3°,z 0=1765mm ㊂㊃955㊃(2)将每个距离测量仪到被加工工件表面的实测距离输入到算法程序中,分别为25.32mm㊁25.76mm㊁26.25mm㊁26.00mm㊂(3)根据算法需要知道4个距离测量仪在动平台坐标系P X'Y'Z'中的坐标位置,这个数值需要通过设备初始标定工作进行测量得到㊂(4)通过算法程序,解算出动平台需要调整的偏移量,用坐标原点P处的变化表示,即P点的X Y Z坐标变化值,以及动平台绕X轴和Y轴的转动角度㊂根据以上各步的数据参数,经过解算得到结果:Δx=x1-x0=122.599mm,Δy=y1-y0= -3.074mm,Δz=z1-z0=24.789mm, p u s a i1=ψ1=-183.028°,t h i t a1=θ1=-0.287°㊂该算法和程序已在工程实物样机上进行了模拟验证,并能够进行正确的法向位姿调整,在壁板蒙皮表面上得到了准确的垂直钻孔方向的试验结果㊂5 结语通过以上算法编程计算,可以根据3-R P S 并联机构动平台初始位姿㊁动平台上的4个任意测量点,以及该四点到被加工工件表面的距离长度,得到垂直加工工件时动平台需调整的位移量和偏转角度㊂在构建动平台法向调姿算法过程中,是以所测量蒙皮的中心(即A C的中点)作为钻铆的目标点㊂在实际装配测量过程中,要保证该点是目标点主要取决于两方面因素:一方面是工件(壁板件)本身的制造误差δ1,如壁板蒙皮表面的变形误差;另一方面是机构平台的定位精度误差δ2㊂一般地,壁板孔位误差允许值在1mm左右,而前者δ1可达到0.3mm,后者δ2可达到0.1mm㊂因此,一般的制孔点位能满足钻铆的目标点位精度要求㊂就该算法本身而言,不会产生额外的位置精度误差㊂由于实际算法选用四点中3个测量点的测距数据,所以,在编程中应充分考虑对合理测量点数据的筛选㊂对于工件表面复杂(如有凹陷㊁突变㊁阶差㊁断层等)的情况,距离测量仪的合理测距数据采集与选择方法就更显重要,而对平直或曲率小的大工件表面,该法向调整算法更为适用㊂另外,这种方法不仅可用于加工调整,同样可用于装配定位的柔性平台调姿,或为其他3-R P S机构的动平台法向空间调整计算所借鉴㊂总之,该算法在实际装配工程应用中有着重要的参考意义和实用价值㊂参考文献:[1] Z o u J i h u a,R i a zA,F a nY u q i n g.R e s e a r c hf o rM a-j o r-p a r t sD i g i t a lA s s e m b l y S y s t e mo f L a r g e-s c a l eA i r p l a n e[J].W s e a s T r a n s a c t i o n s o n S y s t e m s,2007,6(2):316‐321.[2] 宋欣,崔振海,韩瑞.3-R P S并联平台机构空间位置分析[J].哈尔滨铁道科技,2003(4):17‐19.[3] 陈学生㊁陈在礼,孔民秀.并联机器人的进展与现状[J].机器人,2002(9):464‐470.[4] S o 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袁兴玲)作者简介:邹冀华,男,1978年生㊂北京航空制造工程研究所数字化与柔性装配技术研究室高级工程师㊁博士㊂主要研究方向为数字化装配㊁数字化测量和数字化容差分配技术㊂发表论文10余篇㊂周万勇,男,1971年生㊂北京航空制造工程研究所数字化与柔性装配技术研究室高级工程师,北京航空航天大学机械工程及自动化学院博士研究生㊂韩先国,男,1970年生㊂北京航空航天大学机械工程及自动化学院副教授㊁博士㊂㊃065㊃。
《2024年直升机自动倾斜器力学分析及动力学仿真》范文
《直升机自动倾斜器力学分析及动力学仿真》篇一一、引言直升机作为空中飞行的重要工具，其自动倾斜器在飞行控制中扮演着至关重要的角色。
自动倾斜器通过力学原理实现直升机的姿态调整和稳定飞行，是直升机飞控系统的重要组成部分。
本文将重点对直升机自动倾斜器的力学原理进行详细分析，并在此基础上进行动力学仿真研究。
二、直升机自动倾斜器概述直升机自动倾斜器是安装在尾梁上的装置，主要由液压马达、斜盘和转子等组成。
当驾驶员操纵飞行操纵系统时，会改变自动倾斜器的转子位置，从而调整飞行姿态。
三、力学分析1. 旋转力学直升机自动倾斜器主要利用扭矩产生偏航力和倾角，因此，它的旋转力学的核心就是力的作用关系。
由于各控制力的产生过程十分复杂，但通常可以用弹簧质点系统或偏转子原理等简化的力学模型来描述。
2. 倾角控制自动倾斜器通过改变转子的角度来控制倾角。
当驾驶员操纵飞行操纵系统时，会通过改变自动倾斜器的转子角度来调整倾角，使直升机实现俯仰、滚转和偏航等动作。
这一过程中涉及到倾角传感器的精确反馈以及相应的伺服控制系统等关键技术。
3. 动态稳定性控制在直升机飞行过程中，由于外部扰动等因素可能导致姿态的动态变化。
此时，自动倾斜器需要根据飞控系统的指令迅速响应，以实现动态稳定性控制。
这涉及到力矩平衡和能量平衡等复杂力学问题。
四、动力学仿真为了更好地理解直升机自动倾斜器的力学原理和动态特性，本文采用动力学仿真方法进行研究。
具体步骤如下：1. 建立仿真模型：根据直升机自动倾斜器的实际结构和工作原理，建立相应的动力学模型。
包括各部件的物理参数、力矩传递关系等。
2. 设定仿真条件：根据实际飞行场景和需求，设定仿真条件，如风速、重力加速度等。
同时，需要设定初始姿态和目标姿态等参数。
3. 仿真分析：在设定的仿真条件下，对自动倾斜器进行动力学仿真分析。
通过观察和分析仿真结果，可以了解自动倾斜器在不同条件下的动态特性和响应速度等性能指标。
4. 结果验证：将仿真结果与实际飞行数据进行对比验证，以评估仿真结果的准确性和可靠性。
两自由度小型直升机动力学建模与控制的分析
・ 1 1 φ 1 T T m1 vc I1 2 + m2 vc 1 vc1 + 2 vc2 + 2 2 2 ・ ・ 1 (φ 1 2 ) + I2 2 +θ mp vT p vp 2 2
( 6)
图1 两自由度飞行试验平台原理图
系统的势能为
θ+ m p gl 2 sin θ Ep = l0 m2 gsin
1/ 2 ] T , 质量为 m1 , 绕 Z 轴的转动惯量为 I1 , 垂直支
撑轴重心速度为 vc1 , vc1 = [ 0 , 0 , 0 ] T ; 横轴的重心 c2 θ φ, l0 cos θ φ, 坐 标 为 [ x c2 , yc2 , z c2 ] T = [ l0 cos cos sin θ l0 sin ] , 质量为 m2 , 绕重心的转动惯量为 I2 , 重心
收稿日期 :2006 — 05 — 29 基金项目 :国家自然科学基金资助项目 (60475039)
验或者专家数据 ,文献 [ 5 ] 直接运用系统辨识的方 法获得动力学模型 ,但没有给出具体的试验设置与 数据处理方法 ;另一类是通过理论计算获得线性或 非线性动力学微分方程 ,一些学者考虑小型无人机 的特殊性 ,修改现有大型直升机模型 ,或者直接根 据小型无人机的结构特点 ,建立相应微分方程[ 6 ,7 ] , 通过风洞试验获得方程中的未知参数 。这些方法 推导出来的方程非常复杂 ,参数较多 ,限制了实际 应用 。 本文通过试验测得小型无人直升机在一定总 距角情况下升力随转速的变化关系 ,利用拉格朗日
∑d
kj
qj
・
d 5L = dt 5・ qk
n
n
j =1 i =1 n n
浅析直九型机自动倾斜器常见故障
在主轴外的自动倾斜器导筒上 。大轴承装在旋转盘和固定盘中间 ， 其 内环和外环通过挡片分别与固定盘和旋转盘固定在一起 ， 工作时轴承 内环固定不动 ， 外环随旋转盘一起转动。 直九直升机 自动倾斜器组件具有结构简单 、 零件数量少 、 可靠性
一
３ ． ２ 自动倾斜器球铰球座间隙过大。为了保证 自动倾斜器的 良好工 作， 自动倾斜器球铰球座之间的间隙应在一个合适的范围内， 由于 自 动倾斜器工作时球铰球座之间需要经常磨擦， 因此 自动倾斜器球铰球 座的间隙会逐渐变大。 在维护工作中， 需要对这个间隙进行检查 ， 并根 据检查隋况进行相应的处理。 一般可以采用研磨上下球座相接触部分 高等优点。 特别是球铰球座组件 。 球铰球座组件是由球铰和上下合在 起的球座组成的 ， 整个球铰组件放在固定盘里 ， 可以使 自动倾斜器 的方法来消除多余的间隙， 同时为了保证安装后上球座 的上表面高于 沿着主轴上下平移和绕着球转动， 完成总距操纵和周期变距操纵 。 固定盘Ｏ ． ０ ５ ， ４ ） ． １ ｍ ｍ， 需要在下球座的下表面与固定盘的凸台之间增加 由于其安装在 固定盘里， 而固定盘是不旋转的 ， 固定盘又是与三 可剥垫片。 ． ３ 自动倾斜器组件 的腐蚀。 自动倾斜器组件的固定盘、 旋转盘、 球 个主伺服机构相连接 ， 因此球铰受力比较小。 在设计球铰时， 根据 自 动 ３ 倾斜器的操纵量确定 自动倾斜器 的偏转角度， 从而可以确定球铰的极 限偏转角度， 再根据偏转角度来设计球铰的尺寸。球铰和球座均采用 铝合金的机加件， 为了减小尺寸和重量 ， 球铰和球座的壁都很薄。 因为 故球铰和球座尺寸的增加必然使 固定盘尺寸加大 ， 从而引起整个 自动 倾斜器组件尺寸和重量的大幅增加。 由于球铰 、球座组件在使用过程中经常有球铰和球座的相对运 动， 因此磨损 比较大。 为了减少磨损 ， 在零件摩擦表面要进行硬质 阳极 化处理。 硬质阳极化层很硬 ， 并且耐磨。 另外在球铰的工作表面涂有特 氟隆， 起初始润滑作用。自动ｆ 嚼 器组件 的固定盘和旋转盘由铝合金 模锻件机加而成 ， 静强度和疲劳强度ｌ 生能均很好。
直升机机动飞行过程中的自动倾斜器载荷分析
直升机机动飞行过程中的自动倾斜器载荷分析文章首先分析了自动倾斜器在直升机传力路线上的作用；其次结合某型直升机载荷试飞，得到了该型机自动倾斜器在机动飞行过程中的实测载荷；分析比较了自动倾斜器实测载荷随机动动作的变化规律，重点分析了直升机俯冲拉起飞行过程中自动倾斜器实测载荷的变化规律，为直升机安全试飞进行技术积累。
标签：直升机；自动倾斜器；机动飞行；载荷校准；实测载荷Abstract：In this paper，the function of the automatic tilter in the helicopter force transmission route is analyzed firstly. Secondly，in view of the load test of a certain helicopter，the measured load of the automatic tilter in the course of maneuvering flight is obtained. This paper analyzes and compares the variation law of the random dynamic action of the measured load of the automatic tilter，and emphatically analyzes the law of the change of the measured load of the automatic tilter during the flight of helicopter dive pull up，making technology accumulation for the helicopter safety test flight.Keywords：helicopter；automatic tilter；maneuvering flight；load calibration；measured load自动倾斜器[1]是直升机操纵系统的一个重要组成部分，通过它既能实现直升机旋翼总桨距角的改变，同时也能实现纵向和横向周期变距的改变，最终实现直升机俯仰、滚转姿态的变化。
《2024年直升机自动倾斜器力学分析及动力学仿真》范文
《直升机自动倾斜器力学分析及动力学仿真》篇一一、引言直升机作为现代航空器的重要一员，其飞行稳定性和操控性主要依赖于自动倾斜器的工作性能。
自动倾斜器是直升机飞行控制系统的核心部件，其力学特性和动力学行为直接影响着直升机的飞行品质和安全性。
因此，对直升机自动倾斜器的力学分析及动力学仿真研究具有重要的理论意义和实际应用价值。
二、直升机自动倾斜器力学分析1. 结构组成及工作原理直升机自动倾斜器主要由陀螺仪、电位计、伺服系统等部分组成。
其工作原理是，通过陀螺仪感知飞行姿态变化，将信号传输至伺服系统，驱动电位计进行相应的姿态调整，以实现直升机的稳定飞行。
2. 力学特性分析自动倾斜器的力学特性主要体现在其对直升机飞行姿态的调整和稳定作用上。
在飞行过程中，自动倾斜器通过感知飞行姿态变化，产生相应的力矩，使直升机在空间中保持稳定。
同时，它还能根据飞行员的指令，调整直升机的姿态，实现精确的操控。
三、动力学仿真研究1. 仿真模型建立为了对直升机自动倾斜器的动力学行为进行深入研究，需要建立相应的仿真模型。
该模型应包括直升机的机械结构、控制系统、环境因素等部分。
通过仿真模型，可以模拟直升机的实际飞行过程，分析自动倾斜器在不同飞行状态下的工作性能。
2. 仿真过程及结果分析在仿真过程中，首先需要设定不同的飞行场景和飞行条件，如风速、温度、高度等。
然后，通过仿真模型模拟直升机的飞行过程，观察自动倾斜器在不同飞行状态下的工作情况。
最后，对仿真结果进行分析，评估自动倾斜器的性能表现。
四、实验验证及结果讨论为了验证仿真结果的准确性，需要进行实验验证。
通过将仿真结果与实际飞行数据进行对比，分析自动倾斜器在实际飞行中的工作性能。
同时，还需要对仿真过程中可能存在的误差进行分析，以提高仿真结果的可靠性。
通过力学分析和动力学仿真研究，可以得出以下结论：1. 直升机自动倾斜器具有优良的力学特性和动力学行为，能有效地实现直升机的稳定飞行和精确操控。
飞机机身连接件的机构动力学与可靠性分析
飞机机身连接件的机构动力学与可靠性分析飞机机身连接件在飞行器结构中扮演着至关重要的角色，其质量和可靠性直接影响着飞机的飞行性能和飞行安全。
因此，对于飞机机身连接件的机构动力学与可靠性进行深入分析具有重要意义。
一、机构动力学分析飞机机身连接件的机构动力学分析主要涉及结构的振动特性，包括自由振动和受迫振动。
自由振动是指结构在没有外部作用力下的振动，而受迫振动则是在外部作用力下的振动响应。
对于飞机机身连接件的机构动力学分析，首先需要建立准确的有限元模型，考虑结构的几何形状、材料性能和边界条件等因素。
通过有限元分析软件对连接件进行模态分析，得到结构的固有频率和振动模态，进而评估结构的动态响应和振动稳定性。
另外，在进行机构动力学分析时，还需要考虑结构的阻尼特性和材料的损伤效应，以进一步完善结构动力学模型，为后续可靠性分析提供基础。
二、可靠性分析飞机机身连接件的可靠性分析是指对连接件在特定工作条件下的失效概率进行评估。
可靠性分析主要包括失效模式分析、概率统计分析和可靠性设计等内容。
在进行可靠性分析时，首先需要确定连接件的失效模式，包括静态失效和疲劳失效等。
通过实验测试和结构仿真，对连接件在不同工况下的失效模式进行验证和识别，为后续的可靠性评估提供数据支持。
然后，采用概率统计方法对连接件的失效概率进行计算和分析，考虑各种不确定性因素，包括载荷、材料强度、环境条件等。
通过可靠性指标的评估，对连接件在特定工作条件下的可靠性进行综合评价。
最后，基于可靠性分析结果，进行可靠性设计和优化，采取相应的措施提高连接件的可靠性和安全性，以确保飞机机身连接件在使用过程中具有良好的性能和寿命。
综上所述，飞机机身连接件的机构动力学与可靠性分析是保障飞机飞行安全和性能的关键环节，通过深入研究和细致分析，可以有效提高连接件的设计质量和可靠性水平，为飞机的安全飞行提供有力支持。
直升机旋翼的陀螺效应和贝尔希拉控制
直升机旋翼的陀螺效应和贝尔希拉控制直升机旋翼的陀螺效应和贝尔希拉控制各位大虾，关于直升机旋翼的陀螺效应和贝尔希拉控制，我有一个疑问向大家请教。
直升机的旋翼可以被看成是一个大的陀螺，按照陀螺效应的原理，在陀螺系的旋转平面内平行于转轴施加一个离轴的力，该力对陀螺系的作用点将沿着旋转方向滞后90度作用于陀螺系。
在模型直升机上，如果使用两叶桨，我们会用一个希拉小翼来控制直升机的飞行姿态。
问题是：1、对于三翼或更多桨翼的直升机，在桨翼转速不超过600RPM时，会有陀螺效应发生吗？2、如有的话，是否意味着直升机向前飞行时，最大桨距是在90度处（假定机头方向为0度）？3、对于共轴反桨直升机，由于上下桨翼的旋转方向相反，如果上下桨翼的最大桨距出现在同一点，由于陀螺效应，岂不是会发生作用力平衡的现象？终于找到答案了根据直升机的飞行原理可知，直升机的飞行控制是通过周期变距改变旋翼的桨盘锥体从而改变旋翼的总升力矢量来实现的，由于旋翼的气动输入（即周期变距）与旋翼的最大响应（即挥舞），其方位角相差90°，当旋翼在静止气流中旋转时，以纵向周期变距为例，上旋翼在90°时即前行桨叶处得到纵向周期变距输入，此时上旋翼为逆时针旋转，对上旋翼来说将在180°时得到最大响应，即挥舞最大。
而对下旋翼而言，上旋翼的前行桨叶方位处是下旋翼的后行桨叶方位，此时下旋翼为顺时针旋转，其桨叶前缘正好与上旋翼相反，对上旋翼的最大输入恰好是对下旋翼的最小输入，下旋翼将在0°处达到最小挥舞响应。
而在下旋翼的前行桨叶处（上旋翼的后行桨叶）达到最大输入，在180°处达到最大挥舞。
因此，上下旋翼在纵向周期变距的操纵下的挥舞平面是基本平行的。
类似的在给出横向周期变距操纵后，在上下旋翼的方位角0°、180°处对上下旋翼均给出同样的操纵输入，但由于两旋翼的转向相反，翼剖面的前后缘反向，因而，一个是最大输入对另一个是最小输入，两旋翼的最大响应和最小响应相差180°，其挥舞平面也是平行的。
自动倾斜器载荷受直升机机动动作变化的影响因素分析
自动倾斜器载荷受直升机机动动作变化的影响因素分析发布时间：2023-04-21T16:33:30.572Z 来源：《中国科技信息》2023年第34卷第1期作者：刘文明[导读] 本文主要是对在直升机做机动飞行动作过程中，操纵系统传力路线上的重要组件-自动倾斜器进行载荷测量分析。
刘文明中国飞行试验研究院西安 710089摘要：本文主要是对在直升机做机动飞行动作过程中，操纵系统传力路线上的重要组件-自动倾斜器进行载荷测量分析。
在载荷测量时采取了电阻应变计法,同时进行了地面载荷校准实验以及直升机机动飞行阶段中自动倾斜器组件的实际飞行载荷测量,并分别比较了在各机动飞行阶段中,自动倾斜器组件实际载荷的变化情况,着重研究了在直升机俯冲拉起机动试飞阶段中,自动倾斜器组件实际载荷的变化,为试飞安全提供保障。
关键词：自动倾斜器俯冲拉起载荷测量直升机飞行试验直升机在做机动动作时，自动倾斜器一方面可以改变旋翼总桨角，从而改变直升机的拉力，另一方面可以调控直升机的纵向、横向操纵，达到直升机姿态角的变化。
直升机在飞行过程中，除了平飞、盘旋等定常的稳定飞行，还有诸如俯冲拉起、加减速等机动科目，在这些机动动作过程中，自动倾斜器的受载情况影响着直升机的结构强度和试飞安全，因此，对于其的分析是十分有必要的。
本文通过对某型号直升机试飞过程中自动倾斜器部件的载荷测量，研究在直升机做不同机动动作时载荷的变化规律。
1结构分析自动倾斜器主要分为旋转环、不动环以及球铰等部件，其中，旋转环连接着桨叶的变距摇臂，不动环连接着操纵系统中的助力器，利用轴承将旋转环与不动环相连接，自动倾斜器由于球铰在轴上的上下移动而导致各片桨叶桨距角发生变化，从而实现调节总距大小，当不动环围绕球铰做偏转运动时，可以改变各片桨叶安装角的大小，操纵纵向、横向平衡。
如图1和图2所示，某型直升机自动倾斜器结构由旋转环、不动环、球铰组件、大轴承、扭力臂/防扭臂、变距拉杆等部件组成。
《2024年直升机自动倾斜器力学分析及动力学仿真》范文
《直升机自动倾斜器力学分析及动力学仿真》篇一一、引言直升机作为一种能够在垂直和前飞状态之间自由切换的飞行器，其稳定性和操纵性很大程度上依赖于自动倾斜器的设计和性能。
自动倾斜器作为直升机飞行控制系统的核心部件，负责感知飞行员的操作指令并产生相应的倾斜力矩，从而实现对直升机的姿态控制和稳定。
本文将对直升机自动倾斜器的力学原理及动力学仿真进行详细的分析和讨论。
二、自动倾斜器力学分析1. 结构组成自动倾斜器主要由摆臂、摇臂、控制杆等部分组成。
其中，摆臂与旋翼系统相连，通过旋翼的挥舞运动来感知飞行姿态的变化；摇臂则与控制杆相连，通过控制杆的移动来改变摆臂的角度，从而产生相应的倾斜力矩。
2. 力学原理自动倾斜器的工作原理基于力学平衡原理。
当飞行员通过操纵杆对自动倾斜器发出操作指令时，控制杆将移动并改变摆臂的角度。
由于摆臂与旋翼系统的连接，旋翼的挥舞运动会因此产生一个反作用力矩，这个力矩会通过自动倾斜器的结构传递到机身，从而实现机体的倾斜运动。
同时，为了保持机体的平衡和稳定，自动倾斜器还需与其他系统进行协调工作。
三、动力学仿真为了更好地理解和分析自动倾斜器的性能和动态响应，本文采用了动力学仿真方法。
通过建立直升机飞行控制系统的动力学模型，模拟飞行员对自动倾斜器的操作过程以及自动倾斜器对直升机姿态的影响。
1. 动力学模型建立在建立动力学模型时，我们需考虑自动倾斜器的结构参数、材料属性、摩擦力等因素。
同时，还需将旋翼系统、机身等其他系统与自动倾斜器进行连接和耦合，以实现整体系统的动力学模拟。
2. 仿真过程及结果分析在仿真过程中，我们模拟了飞行员在不同飞行状态下对自动倾斜器的操作过程。
通过观察和分析仿真结果，我们可以发现自动倾斜器在不同操作指令下的动态响应和性能表现。
同时，我们还可以通过调整自动倾斜器的结构参数和材料属性来优化其性能和动态响应。
四、结论通过对直升机自动倾斜器的力学分析和动力学仿真，我们可以更好地理解其工作原理和性能表现。
直升机主减动特性三维参数化分析方法
直升机主减动特性三维参数化分析方法沈安澜;陈静;刘续兴;伍特辉【摘要】直升机主减速器是连接旋翼与机体的重要结构,为旋翼提供动力的同时传递旋翼升力.作为机体动载荷的源头,主减速器的动力学特性决定机体的振动水平.为主减动力学设计提供一套简便有效的计算分析方法,从工程实际应用出发,以八撑杆主减动力学特性计算为例提出了一种三维参数化分析方法,并建立辅助有限元模型对参数化分析方法进行验证计算.结果表明,参数化分析方法计算精度满足工程实际应用的需要.【期刊名称】《直升机技术》【年(卷),期】2016(000)003【总页数】8页(P18-25)【关键词】八撑杆主减;动力学特性;三维参数化;分析方法【作者】沈安澜;陈静;刘续兴;伍特辉【作者单位】中国直升机设计研究所,江西景德镇333001;中国直升机设计研究所,江西景德镇333001;中国直升机设计研究所,江西景德镇333001;中国直升机设计研究所,江西景德镇333001【正文语种】中文【中图分类】V231.9;V233.1;TB115.1直升机主减是连接旋翼与机体的重要传动部件，为旋翼提供动力的同时为直升机传递升力，是直升机载荷传递的重要途径。
主减速器作为机体动载荷的来源，其动力学特性决定机体的振动水平。
目前主减安装形式主要可以分为两大类：①主减与机体之间直接采用刚性连接，采用这种主减连接形式的直升机机动性好，操控性强，但机体振动水平高，如“黑鹰”；②采用多撑杆形式，多撑杆主减安装形式大多采用聚焦式主减隔振系统[1，2]，根据具体的结构形式又可分为四撑杆加防扭盘以及八撑杆取消防扭盘两种不同的构型。
四撑杆连接形式在国内已经在多个型号上应用，八撑杆主减连接形式目前主要是俄制直升机上使用较多，如卡28、米26等。
八撑杆主减构型主要有结构形式简单、可靠性高等优点，但目前国内直升机设计中还未采用八撑杆构型，在进行结构设计时无简单可靠的计算分析工具。
本文以八撑杆主减安装形式为例，推导得到三维参数化计算分析方法，并应用该方法计算得到八撑杆构型主减的安装频率和垂向载荷传递率，并且建立有限元验证模型，利用有限元模型对参数化模型计算结果进行对比验证。
基于并联机构理论的曲柄群驱动机构的自由度分析_任升
0 0 0
1 ；0 0 ；1 0 ；0
0 0 1
0） 0） 0）
= （0
$ ri3 = （ 0
V =
∑q
1
i
－ λp － k
除了公共约束， 剩余的 p 个约束螺旋均为线矢， 它们共 面平行， 其 秩 为 2， 即 k = 2。 共 同 限 制 了 沿 x 轴 与 y 轴 的 移动。 通过对曲柄群驱动机构的分析可知， 对含有 p 个支链的 g = 2 p， fi = 1。 该机构有：n = p + 2 ， 则冗余约束
16
机械设计与研究
第 30 卷
以被其他两个线矢表示， 虽然增加了一个杆件和两个转动 副， 却没有增加约束， 只不过出现了冗余约束， 其实进一步的 分析， 不难发现这里的冗余约束就是虚约束， 它实际上并不 对机构产生约束。 通过对自由度的分析说明， 对于有 p 个曲柄的曲柄群驱 动机构， 当其连架桁杆的变形在合理的范围内， 若解决了运 动副的间隙以及误差问题， 使得该机构的精度得到保证， 曲 柄群驱动机构就是一个可行的机构 。
如果两个螺旋 $ 和 ` $ 的互易积为零， 则称此两螺旋互 逆
［5 ， 6 ］
， 即 $ $ r = $ · $ r + $ r· $ = L r P + M r + N r Ｒ） + （ P r L + Q r M + Ｒ r N） = 0 坐标。
x i 为第 i 个支链 与 动 平 台 连 接 的 运 动 副 的 x 轴 这里， 支链 i 运动约束螺旋系
▲图 1
曲柄群驱动机构的机构简图
2
2． 1
自由度计算
螺旋理论 螺旋的 Plücker 坐标形式为： $ = （ S ；S ° ） = （ L ， M， N ；P ， Q， Ｒ） S 分别为螺旋的原部、 M、 式中： $ 为螺旋；S、 对偶部； L、
3-自由度直升机模型的分析与控制器设计
ｏ ｅｓｓ ｍ．ｎｏｄ ｒ ｏｉ ｒｖ ｅｔ ｃ ｉｇａ ｄａ ｔｊｍｍｉｇｃｐ ｂｌｉｓ ｆｈ ｓ ｍ， ｎｉｔｒａ ｍｏ ｅ ｉ ｆｈ ｙｔ Ｉ ｒｅ ｔ ｅ ｔ ｍｐｏ ｅｔ ａｋｎ ｎ ｎｉａ ｎ ａ ａ ｉｔ ｅｓ ｔ ａ ｅ ｌ ｄ ｌｓ ｈ ｒ － ｉｅ ｏ ｔ ｙ ｅ ｎ ｎ
ｔ ｉ ｉ ｏ ｅｒ ｄ ｌａｍｅ ｏ ｆ Ｑ ｏ ｔｄ ｏｄ ｓ ｎｔｅ ｅ ｃ ｐｅ ｏ ｔ ｌ ｒｏｉ ｒｖ ｅ ｅｆｒ ａ ｃ ｅ ｓ ｃ ｆｉ ａ ｅ， ｔ ｄｏ Ｒ ｉ ａ ｐｅ ｅｉ ｌ ｏ ｔｒ ｎｒ ｌ ｒ ｔ ｌ ｎ ｍｏ ｈ Ｌ ｓｄ ｔ ｇ ｈｈ ｉ ｃ ｏ ｅ ｔ ｍｐｏ ｅ ｈ ｒ ｍ ｎ ｅ ｔ ｐ ｏ
ＣＯＮＴＲＯＬ ｓ ｓｅ ｙ ｔｍｓ Ｔ ｃ ｎｏｏ ｙＶｏ ．２Ｎｏ２ ｅ ｈ ｌｇ ， １１ ， ．，
Ｍ ＲＣＨ ０ ２０ ４．
圈三 系统控制信 号（ 和阶跃响应（ 曲线图 左） 右）
【］ 秀 云 ， ４尹 李擎 ． 于 Ｌ Ｒ 的直 升 机 最 优 控 制 基 Ｑ
系统的设计 ［． Ｊ微计算机信息 ，０ ７ （ １ ：５５． ］ ２０ ，３ ）５．６ ［ 胡寿松， ５ ］ 王执铨， 胡维礼． 最优 控制理论与系统（ 第二版 ） ． 【 北京 ： Ｍ］
造简单且成本低廉 的实验装置 ，把它作为一个被控 对象来研究 ， 它具有高阶次 、 不稳定 、 非线性 、 强耦 合、 三个 自由度 、 多输人输 出等特点 ， 应当采取有效 的控制方法才能使之稳定 。本文主要对 ３ 自由度 一 直升机进行分析 ， 采用 Ｌ Ｒ控制方法设计 ， Ｑ 并加入 内模 ， 以增强系统的跟踪能力和抗干扰能力。
的被控对象。 针对直升机控制系统的特点， 便出现了 各种实验室直升机仿真平 台， 自由度直升机模型 ３ 一
机械机构自由度计算方法
机构自由度计算方法机构自由度的计算例子机械原理机构自由度的计算是机构的结构分析的重要内容。
任何一个机构设计好以后，需要做的第一件事情就是计算机构的自由度。
机构自由度的计算公式是：F=3n-2p l-p h。
公式本身简单，只需要数出活动构件的数目n，低副的数目p l，高副的数目p h,则自由度就很容易计算了。
使用该公式有一个前提，就是要先判断出一些特殊情况：复合铰链，局部自由度和虚约束，在把这些情况都弄清楚后，再用上述公式计算，才可以得到正确的结果。
下面举一个例子，说明机构自由度的计算方法。
计算图示机构的自由度，并判断该机构是否具有确定运动。
如有复合铰链、局部自由度、虚约束，请直接在题图中标出。
拿到该机构以后，第一步就是找到凸轮M，发现推杆DB尖端有一个滚子，此滚子就是局部自由度。
局部自由度几乎永远出现在滚子推杆的凸轮机构中。
对于该局部自由度，处理方法是把该滚子B与BD杆焊接在一起，成为一个整体。
接着考察虚约束。
虚约束中最常见的就是某一个构件和机架之间有导路重合或者平行的移动副。
这里FH构件就在F,G,H三个地方有三个移动副与机架相联，而这三个移动副导路重合。
此时只有一个起作用，其它的就是虚约束。
对于虚约束，只保留其中一个，其它的全部拿掉。
最后考虑复合铰链。
复合铰链出现在转动副的地方，如果在转动副处有2个以上的构件相联，则该铰链就是复合铰链。
从上图可以看出，J点有三个构件IJ,KJ,JL相连，所以J 是复合铰链。
对于复合铰链，在计算转动副的数目时，在此处留心即可，注意这里的转动副数目等于相连的构件数目减1.综上所述，把局部自由度，虚约束，复合铰链表示出来的结果见下图这样，把滚子B和BD焊接在一起，从而去掉局部自由度；而去掉G，H这两个虚约束；J点有两个转动副。
下面进入公式的计算。
活动构件：齿轮A，齿轮M，连杆IJ,连杆KJ，连杆JL，滑块L，连杆BD(焊接了滚子B)，连杆DE，连杆FH。
共计9个。
浅析直升机飞行过程的力学原理
浅析直升机飞行过程的力学原理发表时间：2019-01-18T11:05:14.010Z 来源：《建筑学研究前沿》2018年第31期作者：赵祥1 赵扬森2 杨华杰3 [导读] 某型直升机试飞过程中，飞行员反映个别架机在低速、高速飞行时发生驾驶舱振动过大现象，严重影响飞行员舒适性及直升机操纵性。
北京 101114摘要：现如今，我国的发展十分迅速，旋翼对直升机机身的力偶矩是影响直升机飞行稳定性的重要因素．在直升机的起落、悬停和前飞等过程中，旋翼与机身的相互作用会不断变化，此时须合理控制机身合外力偶矩来保证直升机的稳定．本文简要介绍了直升机的发展历史、基本结构、飞行原理和基本分类，并重点分析了单旋翼直升机飞行过程中的机身—尾桨稳定性问题，所涉及的相关力学原理有利于正确把握直升机飞行的科学本质．关键词：直升机；旋翼；稳定性引言某型直升机试飞过程中，飞行员反映个别架机在低速、高速飞行时发生驾驶舱振动过大现象，严重影响飞行员舒适性及直升机操纵性。
直升机尾桨操纵系统包含驾驶舱操纵机构、航向并联舵机、尾助力器、阻尼器、自动倾斜器、桨叶变距摇臂以及连接它们成一体的拉杆、摇臂等，构成一个完整的操纵线系，是一个沿着操纵方向可进行轴向振动的动力学系统。
驾驶舱内的操纵机构对尾桨的操纵力通过上述操纵线系传递，同时尾桨的强迫振动也能通过该操纵线系传递至驾驶舱。
在直升机飞行过程中，驾驶舱处于主旋翼影响区内，还受到主旋翼周期性强迫振动的作用，频率与主旋翼通过频率一致。
尾桨操纵系统的安装遍及整个机身长度、涉及多处安装位置，存在不可避免的安装误差。
因此同型号直升机的各架机，尾桨操纵线系的动力学特性不尽相同。
若该操纵线系的动力学设计不合理，加之安装误差等影响，该操纵线系对尾桨的强迫振动可能起到放大作用，导致传递至驾驶舱的振动增大。
本文以出现驾驶舱振动过大现象的直升机为研究对象，首先对其振动加速度数据进行分析，了解驾驶舱内振动环境；其次进行尾桨操纵线系的模态试验，获得其动力学特性；最后根据操纵线系结构及工作原理，通过在相关操纵拉杆上增加配重以改善操纵线系的动力学特性。
《2024年直升机自动倾斜器力学分析及动力学仿真》范文
《直升机自动倾斜器力学分析及动力学仿真》篇一一、引言直升机作为一种独特的飞行器，其垂直起降、空中悬停以及前飞、侧飞等飞行状态的实现，离不开其复杂的飞行控制系统。
其中，自动倾斜器作为直升机飞行控制的核心部件，对直升机的稳定性和机动性起着至关重要的作用。
本文将对直升机自动倾斜器的力学原理及动力学仿真进行详细分析，以期为相关研究与应用提供参考。
二、直升机自动倾斜器力学分析1. 自动倾斜器结构自动倾斜器是直升机飞行控制系统中的重要组成部分，主要由伺服机构、输入轴、倾斜角传感器和执行机构等部分组成。
通过接收飞行控制系统的指令，自动倾斜器可以调整桨叶的倾斜角度，从而实现直升机的飞行控制。
2. 力学原理自动倾斜器的力学原理主要涉及到动力学、气动力学以及飞行动力学等多方面知识。
当飞行员对直升机进行操作时，飞行控制系统将产生一个控制信号，该信号被发送至自动倾斜器。
自动倾斜器根据控制信号，调整桨叶的倾斜角度，从而改变旋翼的升力和侧向力，使直升机实现俯仰、滚转等机动动作。
三、动力学仿真为了更深入地了解自动倾斜器的性能及对直升机飞行的影响，本文采用动力学仿真方法对直升机进行建模与仿真分析。
1. 建模过程首先，根据直升机的实际结构与性能参数，建立精确的物理模型。
其中，自动倾斜器的伺服机构、输入轴、倾斜角传感器和执行机构等部分均需进行详细建模。
此外，还需考虑旋翼的气动性能、机身的惯性特性等因素。
2. 仿真分析在建立好模型后，通过动力学仿真软件进行仿真分析。
在仿真过程中，可以模拟飞行员对直升机的操作过程，观察自动倾斜器在受到控制信号后的响应情况。
同时，还可以通过改变仿真参数，分析不同条件下的直升机飞行性能。
四、结果与讨论通过对自动倾斜器的力学分析及动力学仿真，我们可以得到以下结论：1. 自动倾斜器在直升机飞行控制中起着至关重要的作用，其性能直接影响着直升机的稳定性和机动性。
2. 通过动力学仿真，可以更深入地了解自动倾斜器的性能及对直升机飞行的影响，为相关研究与应用提供参考。
核心期刊机械设计与制造发表论文参考
刊名：机械设计与制造Machinery Design & Manufacture主办：辽宁省机械研究院周期：月刊出版地：辽宁省沈阳市语种：中文;开本：大16开ISSN：1001-3997CN：21-1140/TH邮发代号：8-131现用刊名：机械设计与制造曾用刊名：辽宁机械创刊时间：1963核心期刊：中文核心期刊(2011)中文核心期刊(2008)中文核心期刊(2004)中文核心期刊(1996)中文核心期刊(1992)期刊荣誉：中科双效期刊机械设计与制造杂志期刊简介本刊为月刊，1963年创刊，是中文核心期刊，中国期刊方阵双效期刊，美国《剑桥科学文摘》等收录检索期刊，国内外公开发行，月发行量2万余册，读者人数超过500万。
几十年来，本刊多次受到国家机械部、中国机械工程学会、新闻出版局、科委等主管部门的表彰，是我国机械行业最有影响的专业刊物之一。
《机械设计与制造杂志》创刊于1963年，本刊为双月刊，主编：揭德尔。
国内统一刊号：CN21-1140/TH，国际刊号：ISSN1001-3997《机械设计与制造杂志》为大16开国际版本，彩色塑封封面，每期发行量万余册，读者人数超百万。
几十年来多次受到国家机械部、中国机械工程学会、新闻出版局、科委等主管部门的表奖，是我国机械行业最有影响的专业刊物之一。
《机械设计与制造杂志》获奖情况：中国期刊方阵双效期刊，中文核心期刊，中国科技核心期刊。
机械设计与制造杂志期刊栏目机械设计与制造杂志设有栏目有：计算机应用，设计与计算，数控与自动化，先进制造，信息技术，模具。
设计与计算(1)中心组合设计法在静电吸盘绝缘层结构优化中的应用李春光黄利平田凌张泽明(4)弹簧-阻尼动力学单元螺栓连接结合面研究伍良生马淑慧屈重年马建峰(7)离心玻璃棉板钻孔机构设计及仿真高建强于萍高士龙张银鸽(11)板材压力连接的强度数值模拟与实验研究刘棵兰凤崇周云郊李忠超(15)龙门式机床横梁筋板结构分析与优化周乐袁军堂汪振华(18)CCD与二维激光扫描仪在管道检测系统设计中的应用李静徐川祝俊(21)周期变截面梁刚度分析的均匀化方法刘洋何斌傅洁范钦珊(25)连续变截面板（TRB板）在汽车前纵梁中的应用及优化分析兰凤崇李佳光马芳武陈吉清(29)三角网格模型偏置边界顶点的法矢方向分析文豪高健钟国宇(33)夹芯复合材料风力机叶片的结构设计方法江舒扬蔡晶傅洁范钦珊(37)深水连接器锁紧机构的设计及仿真彭飞段梦兰范嘉堃姜宇飞(40)变排量叶片泵转子强度分析方法董旭旭吴伟蔚李金国白长安(44)灰色理论在核电轮槽铣床可靠性分析中的应用造李志伟宋丹路莫才友黄娟(47)160t类椭圆起重机吊臂的拓扑优化研究顾彬张仲鹏申士林王悦(50)细长轴闭式砂带磨削表面粗糙度的试验研究李虹韩霄(53)新型曲面倒伞型曝气机推流下的氧化沟流场分析邢普邱彬彬(56)柔性铰链的微动平台设计何伟宏高健(59)直升机自动倾斜器等效并联机构自由度分析王学雷刘峰杜雄郭希娟(62)EPS路感H∞控制下的频域整形方案研究魏建伟李占东魏民祥赵万忠(65)折流板管壳换热器运行中换热管振动相关因素的系统分析刘超锋陆立颖刘建秀刘应凡(68)深孔钻床床身的拓扑轻量化设计张宏博薄瑞峰游小红(71)HJ-300微磨料水射流机床工作台的改进设计李志成蒋代君刘克福游雷(74)内凸轮激振驱动器摆杆的强度设计陈应舒(76)升阻复合型垂直轴风力机叶片与涡的相互干扰研究张海杰黄典贵吴国庆王颖达(80)电动导览车前悬架灵敏度硬点优化设计孙鹏飞陈恩慈叶厚斌(84)高速切削温度的二维热传导模型建立及求解范晶晶汪木兰左健民冯勇(88)挤压油膜阻尼器动特性系数的数值解法王洪昌陈修祥周金宇(91)新型高压水除鳞喷嘴流场仿真与试验研究喻峰祝爽李璐李湘文(94)变矩三轴螺栓拧紧机的设计林晓磊褚学林(97)液体静压直线导轨专用磨合机研制方法杨帆先进制造技术(100)盾构切刀切削过程热力耦合分析王艳宜谭青夏毅敏吕丹(104)喷丸强化对2024 铝合金疲劳性能的影响分析徐岩松苟文选田笑王强(107)Al2O3/Cu复合电极电火花小孔加工机理及试验研究潘鹏山曹明让(110)超精密桌面微细铣削机床的研制张升程祥杨先海代玉娟(113)反求工程在弧面凸轮中的应用夏田徐玲司建星黄莹(115)电封闭技术在行星减速器试验台研制中的应用朱家诚陶飞蒋正龙(118)钛合金车削中的低温油膜水滴冷却润滑技术陈东建刘永姜邵延君李文举(121)电涡流制动的工作原理及其在汽车上应用张端军顾晓丹何仁(124)带钢表面缺陷在线检测图像噪声滤除算法研究赵薇(128)微装配系统结构设计及位移台误差分析张嘉易路超郝永平(131)实测载荷下万向联轴器叉头疲劳寿命分析关丽坤刘伟栋王宁宁(134)硬质合金刀具在水基金属加工液中的腐蚀研究张好强王莉娜贾晓鸣张桓(137)造型设计及快速原型制造倪红军陈蕾冯小保问朋朋(140)深孔加工孔轴线偏斜的分析与研究孟晓华于大国宁磊王继明(144)滚针轴承轴向偏移检测方法研究康献民杜春英康华洲(147)常压等离子体弧清洗焊接预处理新方法董小娟孟建兵徐文骥尹占民(151)LED 用蓝宝石衬底抛光后湿法清洗研究卓志国周海施建国冯欢数控与自动化(154)轻型机器人操作臂的模块化组合式设计方法研究高力扬侯月阳吴伟国(157)工业机器人执行器的快速变型设计与分析井江浩邓效忠张华卢菡涵(161)高精度机器人控制系统研究刘海涛张铁(164)模糊理论PC—FMECA在数控磨床中的应用研究范晋伟梁晓霞刘勇军郑德荣(168)悬浮式太阳能电池片搬送机器人系统实现刘劲松郭俭林海涛(171)数控曲线磨削精度分布规律研究范智广巩亚东王超姚丽(174)立式加工中心床身结构动态特性有限元分析杨玉萍张森季彬彬邱自学(177)3-HRC并联机器人的运动学分析与仿真郭林顾寄南杨尹(180)数控转塔刀架综合性能测试平台的设计研究魏祥武数字化设计与制造(183)矿用电动轮自卸车转向节的有限元分析姜立标王小城何华杨雪智(186)坐姿下肢康复机器人的运动学分析及运动仿真倪军王勇(190)大型电机铁心压装工艺的有限元仿真与优化李昊东习俊通过一斌(193)卫星帆板不确定性分析冯娅娟陈国平张保强(197)烧结不锈钢颗粒多孔介质单相流阻力特性研究杨德志卢新伟曹文炅周照耀(201)装载机动臂开裂的仿真研究王云超周梅刘春庞文杰(205)螺栓联结结构接触半径有限元模拟艾延廷武威赵丹路闯(209)工业机器人语言的词法语法分析器研究郑炳坤叶峰赵崇裕赖乙宗(213)正交试验在增速箱振动数据采集优化中的应用研究董海江赵春华万诗庆钟先友(217)微型客车白车身接附点动刚度优化分析娄万里王霄刘会霞方必杰(220)电主轴中自动松拉刀机构测试系统的研究与制造杨庆东孙再富陈秀梅(222)小波阈值法在机械信号降噪研究中的应用郑思莉桂预风陈先桥程康(226)转盘轴承实验台模型的建立许东海方成刚杨春(229)腰椎L4-L5节段有限元分析季蓉蓉程学进模具(232)多色集合理论在夹具方案设计中的应用周宪(235)不锈钢外壳温挤压模具的可靠性分析方法研究张国智付会凯(238)汽车前悬架三角臂冲压成形数值模拟分析曹森龙李强杨礼康(241)大型压铸设备合模机构的多体动力学分析周新建阮航吴智恒管理(245)约束理论在包装车间生产线改造中的应用尹国辉李贤功申少奎(247)生产线设备AHP选型及系统研究高合朋王红军(251)面向可拆卸设计的拆卸模型变更响应性能研究张秀芬蔚刚郭砚荣胡志勇(254)质量管理系统的B／S研究与开发李君江雄心李娟付丽连综述(257)弧齿锥齿轮建模的方法及展望丁撼阿达依·谢尔亚孜旦(261)宽频压电俘能技术的研究综述范兆凯刘军考陈维山(265)ExtendSim仿真在半导体生产线动态调度研究中的应用王玉刘昶(269)动态环境应力下产品可靠性评估方法研究张国龙蔡金燕吕萌潘刚。
《2024年直升机自动倾斜器力学分析及动力学仿真》范文
《直升机自动倾斜器力学分析及动力学仿真》篇一一、引言直升机作为空中飞行的重要工具，其自动倾斜器作为飞行控制系统的核心部分，具有举足轻重的地位。
本文将重点对直升机自动倾斜器的力学特性进行详细分析，并通过动力学仿真进行验证，为直升机的稳定飞行和控制性能提供理论支持。
二、直升机自动倾斜器概述直升机自动倾斜器是连接尾桨和尾翼的装置，通过改变尾桨的偏角来控制直升机的飞行姿态。
其工作原理基于力学原理和动力学原理，通过调整尾桨的偏角，实现对直升机俯仰、滚转和偏航等动作的控制。
三、自动倾斜器力学分析（一）基本力学原理自动倾斜器在控制直升机飞行时，主要涉及到的力学原理包括空气动力学、牛顿运动定律等。
通过改变尾桨的偏角，产生不同的气动力和力矩，使直升机产生相应的运动。
（二）气动力分析自动倾斜器通过改变尾桨的偏角，产生不同的气动力。
在飞行过程中，尾桨的气动力会受到速度、角度、风向等多种因素的影响。
通过对这些因素的分析，可以了解尾桨的气动力变化规律，从而实现对直升机姿态的精确控制。
（三）力矩分析自动倾斜器在控制直升机时，会产生力矩效应。
力矩的大小和方向取决于尾桨的偏角和气动力的大小及方向。
通过对力矩的分析，可以了解自动倾斜器对直升机姿态的影响程度，从而实现对飞行姿态的精确控制。
四、动力学仿真为了验证自动倾斜器的力学性能，本文采用动力学仿真方法进行验证。
通过建立直升机的动力学模型，模拟实际飞行过程中的各种工况，如起飞、巡航、降落等。
在仿真过程中，通过改变尾桨的偏角，观察直升机的飞行姿态变化，从而验证自动倾斜器的力学性能。
五、仿真结果分析通过动力学仿真，我们可以得到以下结论：（一）自动倾斜器能够有效地控制直升机的飞行姿态，实现俯仰、滚转和偏航等动作。
（二）在不同工况下，自动倾斜器能够根据需要调整尾桨的偏角，使直升机保持稳定的飞行姿态。
（三）自动倾斜器的力学性能对直升机的飞行性能具有重要影响，其设计及优化对提高直升机的飞行品质具有重要意义。
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学和螺旋理论方法得 出上 、 下操纵机构 自由度 ， 并采用螺旋理论验证 了公式计 算的正确性 。 同时应 用 Ｐ ｒ ｏ ／ Ｅ软件建立机构
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机 构 结 构 的 正确 性 ， 为 自动倾 斜 器 自润 滑 关 节轴 承 试 验 样机 机 构 设计 和 尺 寸 确 定奠 定 了基 础 。
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纵机构运动学等效并联机构数学模 型—４ 一 （ Ｒ） Ｒ Ｓ Ｓ ＋ （ Ｒ） Ｒ Ｒ Ｓ ＋ Ｐ Ｓ 和３ － Ｓ Ｐ Ｓ ＋ Ｒ Ｒ Ｓ ＋ Ｐ Ｓ 。基 于串并联机构理论 ， 利用空间机构
关键词 ： 旋翼系统 ； 自动倾斜器 ； 串并联机构 ； 自由度
中 图分 类 号 ： Ｔ Ｈ１ ６ ； Ｖ ２ １ ２ ． ４ 文 献标 识 码 ： Ａ 文章编号 ： １ ０ ０ １ — ３ ９ ９ ７ （ ２ ０ １ ４ ） ０ １ — ０ ０ ５ ９ — ０ ３
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第 １ 期 ２ ０ １ ４年 １月
机 械 设 计 与 制 造
Ｍａ ｃ ｈ ｉ ｎｅ ｒ ｙ Ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ＆ Ｍａ ｎ ｕ ｆ ａ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ５ ９
直升机 自动倾斜 器等效并联机 构 自由度分析
王学雷 ， 刘 峰 ， 杜 雄 ， 郭希娟
（ １ ． 燕山大学 河北省重型装备与大型结构力学可靠性重点实验室 ， 河北 秦 皇岛 ２ ． 上海机床厂有限公 司， 上海 ２ ０ ０ ０ ９ ３ ； ３ ． 燕山大学 河北省计算机虚拟技术与系统集成重点实验室 ， 河北 秦皇 岛 ０ ６ ６ ０ ０ ４ ； ） ０ ６ ６ ０ ０ ４ ；