CN113086244B - 一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法 - Google Patents

一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于直升机无铰式旋翼桨叶运动监测技术领域，具体涉及一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法。本发明基于挥舞应变具有良好的耦合性，能够在实际试验中排除桨叶摆振、扭转、离心载荷的影响，从而获得准确的挥舞位移参数。基于挥舞应变具有良好的耦合性，能够在实际试验中排除桨叶摆振、扭转、离心载荷的影响，从而获得准确的挥舞位移参数。通过挥舞位移拟合估算桨尖位移法相对于高速摄像等非接触式测量法具有低延时、低成本、高精度等优点。

Description

一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法
技术领域
本发明属于直升机无铰式旋翼桨叶运动监测技术领域，具体涉及一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法。
背景技术
对于新构型直升机旋翼系统，在维持飞行安全性且无冗余设计的前提下，操纵性最大化的前提是能够实时监测旋翼桨尖的间距。尤其对于共轴多旋翼，引入上下双旋翼，桨尖间距成为了重要的设计约束条件和飞行监测要求，因此，如何评估上下旋翼之间的桨尖间距，对于保障试验及飞行安全至关重要。
现有的共轴旋翼桨尖间距有两种测量方法，既可以通过接触式直接测量，如在桨尖布置雷达测距系统，但是雷达测距系统需要在桨尖布置发射端和接收端，直接提升了桨叶的生产成本，加工工艺也复杂很多；也可以通过非接触式测量估算，如高速摄像系统，而非接触式的高速摄像系统无法实时的计算桨尖间距，因此无法满足实时监控的要求，而且高速摄像系统并不适用于外场试飞场景。
本发明通过应变传感器来实时估算共轴旋翼桨尖间距，在延时、精度、成本、尺寸和重量等方面有明显的优势，并且能够应用于外场试飞试验。
发明内容
本发明的目的：针对共轴旋翼的桨尖间距实时监控需求，提出一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法，通过权重因子调整各剖面与桨尖挥舞位移的多项式回归方程获得更精准的桨尖挥舞位移，从而获得上、下旋翼桨尖间距的实时估算方法，本发明为增大共轴旋翼系统的操纵性能和空气动力学性能提供数据支撑。
本发明的技术方案：
为了实现上述目的，提供一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法，共轴旋翼包括上旋翼桨叶、下旋翼桨叶，所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶在前飞过程中，将会产生升力偏置，导致桨尖间距在特定方位达到最小值，存在碰撞危险，本发明提供一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法，其特征在于，具体包括如下步骤：
S1：对所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶分别进行多剖面挥舞应变/位移标定；
在所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶上设定多个剖面，并在各剖面分别布置挥舞应变传感器与激光位移传感器；
S2：通过对所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶进行静态加载，各剖面的挥舞应变传感器的应变变化为εi，激光位移传感器测得位移变化为Li，通过以下公式(1)计算各剖面的挥舞应变/位移灵敏度系数Ki；
Ki＝Li/εi (1)
S3：在试验状态下，通过应变传感器测量得到各剖面试验应变变化ε′i，结合所述步骤S2中计算得到各剖面的挥舞应变/位移灵敏度系数Ki，根据下式(2)计算得到各剖面试验位移变化Li'
Li'＝εi'·Ki (2)
S4：根据所述步骤S1中各标定剖面位置，以及所述步骤S3计算得到的各剖面试验位移变化Li'，通过拟合软件分别拟合得到上旋翼桨叶Li-上'和下旋翼桨叶Li-下'多项式曲线；
根据所述步骤S1中的多个剖面位置ri，以及所述步骤S3计算得到的各剖面试验位移变化Li'，通过拟合软件分别得到所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶各剖面位置的挥舞位移Li-上'和Li-下'的多项式曲线，如下式(3)所示：
Figure BDA0003028764420000021
Figure BDA0003028764420000022
上式中
Figure BDA0003028764420000023
为剖面位置ri分别在上、下旋翼半径R的相对位置，当位于桨尖剖面处
Figure BDA0003028764420000024
为1，桨根剖面处
Figure BDA0003028764420000025
为0；a1、b1、c1和a2、b2、c2分别为所述上旋翼桨叶与下旋翼桨叶各剖面位置的挥舞位移Li-上'和Li-下'通过拟合软件拟合得到的多项式曲线的系数值；n的取值为2或3；
S5：计算标定状态下，所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶的桨尖位移LR-上'和LR-下'；
把所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶的桨尖剖面
Figure BDA0003028764420000026
分别带入所述公式(3)中，分别计算得到所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶的桨尖剖面挥舞位移LR-上'＝a1+b1+c1和LR-下'＝a2+b2+c2；
S6：通过在旋翼下方0°方位设置双目立体视觉识别系统，准确获得所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶各剖面的挥舞位移Zi；
通过已知位置的靶标完成双目立体视觉识别系统的三维坐标标定，在所述步骤S1中上旋翼桨叶与下旋翼桨叶的各剖面位置喷涂光标，静态验证标定精度后进行旋转状态下的各剖面挥舞位移测量；
拍摄多个垂向距离的光标，获取桨叶各剖面光标在左相机中的二维像素值(xl,yl)和右相机中的二维像素值(xr,yr)，根据双目立体视觉中三角测量原理，通过以下公式(4)计算得到两个相机图像像素与各剖面挥舞位移Zi
Figure BDA0003028764420000031
其中f为左相机、右相机的焦距，T是右相机空间坐标系转到左相机空间坐标系的平移矩阵；
S7：针对旋翼不同旋转状态，根据所述步骤S6中，以及所述步骤S1中的各剖面的挥舞应变/位移灵敏度系数计算权重调整因子；
将所述步骤S3中获得的各剖面的试验挥舞位移L’i，与通过双目立体视觉识别系统获得的各对应剖面的挥舞位移Zi进行比较，通过以下公式(5)计算获得各剖面应变/位移灵敏度系数的权重调整因子；
Figure BDA0003028764420000032
S8：根据所述步骤S7中计算得到的权重调整因子，对所述步骤S3得到的试验位移变化Li'进行修正，然后根据所述步骤S1中各标定剖面位置，以及经过修正的试验位移变化Li'，通过拟合软件分别拟合得到经修正的上旋翼桨叶Li-上”和下旋翼桨叶Li-下”的多项式曲线；
根据所述经修正后的各剖面的挥舞位移ηi·Li′、以及所述步骤S1种的多个剖面位置ri，通过拟合软件得到经修正的上旋翼桨叶Li-上”和下旋翼桨叶Li-下”的多项式曲线(6)
Figure BDA0003028764420000033
Figure BDA0003028764420000041
上式中
Figure BDA0003028764420000042
为剖面位置ri分别在上、下旋翼半径R的相对位置，当位于桨尖剖面处
Figure BDA0003028764420000043
为1，桨根剖面处
Figure BDA0003028764420000044
为0；a1'、b1'、c1'和a2'、b2'、c2'分别为所述上旋翼桨叶与下旋翼桨叶各剖面位置的挥舞位移Li-上”和Li-下”通过拟合软件拟合得到的多项式曲线的系数值；n的取值为2或3；
S9：计算旋转状态下，所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶的桨尖位移LR-上”和LR-下”；
把所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶的桨尖剖面
Figure BDA0003028764420000045
分别带入所述公式(4)中，计算得到所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶的桨尖剖面挥舞位移LR-上”＝a1'+b1'+c1'和LR-下”＝a2'+b2'+c2'；
S10：计算所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶的桨尖间距Tc；
将所述上旋翼桨叶的桨尖剖面挥舞位移LR-上”、所述下旋翼桨叶的桨尖剖面挥舞位移LR-下”、以及上旋翼与下旋翼桨毂中心距D相加得到上、下旋翼的桨尖间距Tc；针对相同旋翼，所述上旋翼与下旋翼桨毂中心距D为固定值。
本发明的有益效果：
本发明基于挥舞应变具有良好的耦合性，能够在实际试验中排除桨叶摆振、扭转、离心载荷的影响，从而获得准确的挥舞位移参数。通过挥舞位移拟合估算桨尖位移法相对于高速摄像等非接触式测量法具有低延时、低成本、高精度等优点。
附图说明
图1本发明方法流程示意图
图2双目立体视觉系统中三角测量原理示意图
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1所示，一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法，共轴旋翼包括上旋翼桨叶、下旋翼桨叶，所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶在前飞过程中，将会产生升力偏置，导致桨尖间距在特定方位达到最小值，存在碰撞危险，本发明提供一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法，其特征在于，具体包括如下步骤：
(1)上、下旋翼桨叶挥舞标定
在上、下旋翼中的两片桨叶设定五个剖面并在各剖面分别布置挥舞应变传感器与激光位移传感器，五个剖面分别设定在0.16R、0.27R、0.47R、0.62R和0.76R处；
通过静态加载获得五个剖面布置的应变传感器的应变变化ε1、ε2、ε3、ε4、ε5，单位为με，同时用激光位移传感器测得位移变化L1、L2、L3、L4、L5，单位为mm。用应变除以位移即为该剖面的挥舞应变/位移灵敏度系数,分别为K1、K2、K3、K4、K5，单位为με/mm。
(2)悬停试验状态中的权重调整
在悬停试验状态，通过外触发光电传感器测量0°方位(水平阻力方向)处的上、下旋翼两片桨叶五个剖面的应变变化ε上1、ε上2、ε上3、ε上4、ε上5和ε下1、ε下2、ε下3、ε下4、ε下5，再分别除以上、下桨叶的挥舞应变/位移灵敏度系数K上1、K上2、K上3、K上4、K上5和K下1、K下2、K下3、K下4、K下5，获得上、下桨叶在五个剖面的挥舞位移变化L上1'、L上2'、L上3'、L上4'、L上5'和L下1'、L下2'、L下3'、L下4'、L下5'。最后，通过多项式回归方程拟合出上、下桨叶桨尖处的位移LR-上'、LR-下'，如下式(3)所示，
Figure BDA0003028764420000051
Figure BDA0003028764420000052
上式中
Figure BDA0003028764420000053
为剖面位置ri分别在上、下旋翼半径R的相对位置，当位于桨尖剖面处
Figure BDA0003028764420000054
为1，桨根剖面处
Figure BDA0003028764420000055
为0；a1、b1、c1和a2、b2、c2分别为所述上旋翼桨叶与下旋翼桨叶各剖面位置的挥舞位移Li-上'和Li-下'通过拟合软件拟合得到的多项式曲线的系数值；n的取值为2或3；
在旋翼下方0°方位(水平阻力方向)布置双目立体视觉识别系统，同步测量获得上、下桨叶五个剖面的挥舞位移Z上1、Z上2、Z上3、Z上4、Z上5和Z下1、Z下2、Z下3、Z下4、Z下5。利用双目立体视觉识别系统测量到的挥舞位移Zi除以上、下桨叶各剖面应变/位移法测量到的挥舞位移Li，我们可以获得各剖面的挥舞应变/位移灵敏度系数调整权重因子η上1、η上2、η上3、η上4、η上5和η下1、η下2、η下3、η下4、η下5，权重因子ηi的调整范围设置在0.9到1.1之间。调整后的挥舞应变/位移灵敏度系数即为ηi·Li′；如图2所示为双目立体视觉系统中三角测量原理示意图。
(3)实时拟合多项式回归方程
基于五个确定的剖面位置0.16R,0.27R,0.47R,0.62R和0.76R，用各剖面的应变除以含权重因子的挥舞应变/位移灵敏度系数即可获得各剖面的挥舞位移(mm)，以这两组数据拟合出实时的多项式回归方程。再通过多项式回归方程拟合出调整后的上、下桨叶桨尖位移LR-上”、LR-下”。
Figure BDA0003028764420000061
Figure BDA0003028764420000062
上式中
Figure BDA0003028764420000063
为剖面位置ri分别在上、下旋翼半径R的相对位置，当位于桨尖剖面处
Figure BDA0003028764420000064
为1，桨根剖面处
Figure BDA0003028764420000065
为0；a1'、b1'、c1'和a2'、b2'、c2'分别为所述上旋翼桨叶与下旋翼桨叶各剖面位置的挥舞位移Li-上”和Li-下”通过拟合软件拟合得到的多项式曲线的系数值；n的取值为2或3；
(4)实时计算上、下旋翼桨尖间距
利用上一步实时拟合出的多项式回归方程，我们可以获得实时的上、下旋翼桨尖挥舞位移：LR-上”＝a′1+b′1+c′1，LR-下”＝a′2+b′2+c'2
因此，获得实时的上、下旋翼桨尖间距TC：TC＝LR-上”+LR-下”+D，其精度误差在2mm以内。
以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法，共轴旋翼包括上旋翼桨叶、下旋翼桨叶，其特征在于，具体包括如下步骤：
S1：对所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶分别进行多剖面挥舞应变/位移标定；在所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶上设定多个剖面，并在各剖面分别布置挥舞应变传感器与激光位移传感器；
S2：对所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶进行静态加载，根据各剖面的挥舞应变变化及位移变化，分别计算各剖面的挥舞应变/位移灵敏度系数；
S3：在试验状态下，通过应变传感器测量得到各剖面试验挥舞应变变化，结合所述步骤S2中计算得到的挥舞应变/位移灵敏度系数，计算得到各剖面试验挥舞位移变化；
S4：根据所述步骤S1中各标定剖面位置，以及所述步骤S3计算得到的各剖面试验挥舞位移变化，通过拟合软件分别拟合得到上旋翼桨叶挥舞位移和下旋翼桨叶挥舞位移多项式曲线；
S5：通过双目立体视觉识别系统，准确获得所述步骤1中的各剖面的挥舞位移；
S6：针对旋翼不同旋转状态，对所述步骤1中的各剖面的挥舞应变/位移灵敏度系数进行权重因子调整；
S7：根据所述步骤S7中计算得到的权重调整因子，对所述步骤S3得到的试验位移变化进行修正，然后根据所述步骤S1中各标定剖面位置，以及经过修正的试验位移变化，通过拟合软件分别拟合得到经修正的上旋翼桨叶挥舞位移和下旋翼桨叶挥舞位移的多项式曲线；
S8：计算旋转状态下，所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶的桨尖位移；
S9：根据上旋翼与下旋翼桨毂中心距以及所述步骤S9计算得到的桨尖位移，计算所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶的桨尖间距。
2.根据权利要求1所述的一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法，其特征在于，在所述步骤S2中，应变传感器的应变变化为εi，激光位移传感器测得位移变化为Li，通过以下公式(1)计算各剖面的挥舞应变/位移灵敏度系数Ki：
Ki＝Li/εi (1)。
3.根据权利要求2所述的一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法，其特征在于，在所述步骤S3中，通过应变传感器测量得到各剖面试验应变变化εi′，结合所述步骤S2中计算得到的Ki，根据下式(2)计算得到各剖面试验位移变化Li'：
Li'＝εi'·Ki (2)。
4.根据权利要求3所述的一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法，其特征在于，在所述步骤S4中，根据所述步骤S1中的多个剖面位置ri，以及所述步骤S3计算得到的各剖面试验位移变化Li'，通过拟合软件分别得到所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶各剖面位置的挥舞位移Li-上'和Li-下'的多项式曲线，如下式(3)所示：
Figure FDA0003684314010000021
Figure FDA0003684314010000022
上式中
Figure FDA0003684314010000023
为剖面位置ri分别在上、下旋翼半径R的相对位置，当位于桨尖剖面处
Figure FDA0003684314010000024
为1，桨根剖面处
Figure FDA0003684314010000025
为0；a1、b1、c1和a2、b2、c2分别为所述上旋翼桨叶与下旋翼桨叶各剖面位置的挥舞位移Li-上'和Li-下'通过拟合软件拟合得到的多项式曲线的系数值；n的取值为2或3。
5.根据权利要求4所述的一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法，其特征在于，在所述步骤S5中，通过已知位置的靶标完成双目立体视觉识别系统的三维坐标标定，在所述步骤S1中上旋翼桨叶与下旋翼桨叶的各剖面位置喷涂光标，静态验证标定精度后进行旋转状态下的各剖面挥舞位移测量；
拍摄多个垂向距离的光标，获取桨叶各剖面光标在左相机中的二维像素值(xl,yl)和右相机中的二维像素值(xr,yr)，根据双目立体视觉中三角测量原理，通过以下公式(4)计算得到两个相机图像像素与各剖面挥舞位移Zi
Figure FDA0003684314010000026
其中f为左相机、右相机的焦距，T是右相机空间坐标系转到左相机空间坐标系的平移矩阵。
6.根据权利要求5所述的一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法，其特征在于，在所述步骤S6中，将所述步骤S3中获得的各剖面的试验挥舞位移Li’，与通过双目立体视觉识别系统获得的各对应剖面的挥舞位移Zi进行比较，通过以下公式(5)计算获得各剖面应变/位移灵敏度系数的权重调整因子；
Figure FDA0003684314010000031
7.根据权利要求6所述的一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法，其特征在于，对所述步骤S3得到的试验位移变化Li'进行修正，然后根据所述步骤S1中各标定剖面位置，以及经过修正的试验位移变化Li'，通过拟合软件分别拟合得到经修正的上旋翼桨叶Li-上”和下旋翼桨叶Li-下”的多项式曲线；
根据所述经修正后的各剖面的挥舞位移ηi·Li’、以及所述步骤S1种的多个剖面位置ri，通过拟合软件得到经修正的上旋翼桨叶Li-上”和下旋翼桨叶Li-下”的多项式曲线(6)
Figure FDA0003684314010000032
Figure FDA0003684314010000033
上式中
Figure FDA0003684314010000034
为剖面位置ri分别在上、下旋翼半径R的相对位置，当位于桨尖剖面处
Figure FDA0003684314010000035
为1，桨根剖面处
Figure FDA0003684314010000036
为0；a1'、b1'、c1'和a2'、b2'、c2'分别为所述上旋翼桨叶与下旋翼桨叶各剖面位置的挥舞位移Li-上”和Li-下”通过拟合软件拟合得到的多项式曲线的系数值；n的取值为2或3。
8.根据权利要求7所述的一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法，其特征在于，在所述步骤S8中，计算旋转状态下，所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶的桨尖位移LR-上”和LR-下”；
把所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶的桨尖剖面
Figure FDA0003684314010000037
分别带入所述公式(4)中，计算得到所述上旋翼桨叶与所述下旋翼桨叶的桨尖剖面挥舞位移LR-上”＝a1'+b1'+c1'和LR-下”＝a2'+b2'+c2'。
9.根据权利要求8所述的一种共轴旋翼桨尖间距实时估算方法，其特征在于，在所述步骤S9中，将所述上旋翼桨叶的桨尖剖面挥舞位移LR-上”、所述下旋翼桨叶的桨尖剖面挥舞位移LR-下”、以及上旋翼与下旋翼桨毂中心距D相加得到上、下旋翼的桨尖间距。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103134477A (zh) * 2013-01-31 2013-06-05 南昌航空大学 一种基于双目立体视觉的直升机旋翼桨叶运动参数测量方法
CN104317980A (zh) * 2014-08-26 2015-01-28 中国直升机设计研究所 一种共轴刚性旋翼气动弹性响应方法
KR20180126728A (ko) * 2017-05-18 2018-11-28 국방과학연구소 2축 회전이 가능한 팁젯 방식 로터 및 이의 성능시험장치
CN109050968A (zh) * 2018-05-31 2018-12-21 合肥联合飞机科技有限公司 一种双旋翼共轴式直升机的旋翼测量系统
DE102019102419A1 (de) * 2019-01-31 2020-08-06 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Vorrichtung zur Bestimmung eines Blattspitzenabstands bei Koaxialrotoren
CN112224446A (zh) * 2020-10-16 2021-01-15 中国直升机设计研究所 一种基于相位测距原理的高速共轴双旋翼桨尖距测量方法

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7083142B2 (en) * 2004-04-21 2006-08-01 Sikorsky Aircraft Corporation Compact co-axial rotor system for a rotary wing aircraft and a control system thereof
US7600976B2 (en) * 2005-05-31 2009-10-13 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor blade twist distribution for a high speed rotary-wing aircraft
US8800145B2 (en) * 2008-12-30 2014-08-12 Sikorsky Aircraft Corporation Refurbishing method and system for a main rotor blade spar
US9233753B2 (en) * 2013-07-24 2016-01-12 Sikorsky Aircraft Corporation Helicopter rotor load reduction and tip clearance control
US9234743B2 (en) * 2014-01-16 2016-01-12 Sikorsky Aircraft Corporation Tip clearance measurement
WO2016060816A1 (en) * 2014-09-25 2016-04-21 Sikorsky Aircraft Corporation Steady state differential roll moment control with automated differential lateral control
WO2016137566A1 (en) * 2015-02-23 2016-09-01 Sikorsky Aircraft Corporation Tip clearance harmonic estimation
WO2016182626A1 (en) * 2015-05-11 2016-11-17 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor state feedback system
CN107933957B (zh) * 2017-12-21 2023-10-10 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 一种无人直升机桨叶载荷飞行实测系统及其实测方法
CN112414324B (zh) * 2020-12-22 2022-10-14 南昌航空大学 一种基于双目立体视觉的直升机旋翼桨叶扭转角测量方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103134477A (zh) * 2013-01-31 2013-06-05 南昌航空大学 一种基于双目立体视觉的直升机旋翼桨叶运动参数测量方法
CN104317980A (zh) * 2014-08-26 2015-01-28 中国直升机设计研究所 一种共轴刚性旋翼气动弹性响应方法
KR20180126728A (ko) * 2017-05-18 2018-11-28 국방과학연구소 2축 회전이 가능한 팁젯 방식 로터 및 이의 성능시험장치
CN109050968A (zh) * 2018-05-31 2018-12-21 合肥联合飞机科技有限公司 一种双旋翼共轴式直升机的旋翼测量系统
DE102019102419A1 (de) * 2019-01-31 2020-08-06 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Vorrichtung zur Bestimmung eines Blattspitzenabstands bei Koaxialrotoren
CN112224446A (zh) * 2020-10-16 2021-01-15 中国直升机设计研究所 一种基于相位测距原理的高速共轴双旋翼桨尖距测量方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
共轴刚性旋翼桨尖间距建模与参数影响研究;周云，胡和平，孟微;《动力学与控制学报》;20200820;第18卷(第4期);全文 *
桨尖间隙和双桨间距对涵道螺旋桨气动性能的影响;苏运德， 叶正寅，许和勇;《航空动力学报》;20140515;第29卷(第6期);全文 *

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