基于过渡走廊的倾转旋翼无人机纵向控制研究

根据牛顿-欧拉法建立了倾转旋翼无人机的纵向动力学和运动学模型,针对倾转旋翼无人机过渡飞行模式中,升力与旋翼拉力难以平衡重力的问题,结合具体机型,提出了一种无周期变距构型的倾转旋翼无人机倾转过渡走廊的计算方法,并在走廊中设计了一条合理的过渡轨迹。根据所设计的过渡轨迹和无人机气动特性,将倾转过程分为三个阶段,提出了一种工程上易于实现的过渡段纵向控制策略,针对控制策略分别设计了串级PID控制器。最后通过数字仿真以及飞行试验验证了过渡段纵向控制策略和控制律的合理性。     

倾转三旋翼无人机过渡模式纵向姿态控制

对倾转三旋翼无人机过渡模式下定高转换的纵向姿态控制进行了研究,为提高纵向操纵效能、解决操纵冗余问题,设计了模态转换中的操纵控制方案;采用牛顿-欧拉法对飞机进行动力学建模分析,建立了纵向动力学模型并给出了过渡转换路径;通过操纵效能分析对两种操纵机制进行分配,给出了操纵分配的权重和控制律.仿真和实验样机飞行试验地面站数据分析结果表明,按照所设计的操纵分配方案和控制律对飞机过渡模式进行纵向控制,能够使飞机保持平稳过渡.     

倾转旋翼机过渡段纵向姿态控制技术研究

针对倾转旋翼机既存在拉力矢量控制又存在气动舵控制的复杂操纵特性,在纵向模型的基础上,给出了过渡段操纵控制方案和过渡段转换控制方案。对过渡段平衡点进行配平,计算得出配平工作点处各通道的操纵量,并设计了走廊曲线。采用PID控制和模糊整定技术对过渡段飞行控制系统进行设计,实现了倾转旋翼机从直升机模式到固定翼模式的平稳转换,并保持高度不变。仿真结果验证了所设计的过渡段控制方案的正确性和可行性。     

倾转三旋翼无人机纵向推力矢量控制研究

针对倾转三旋翼无人机纵向姿态控制问题开展研究,结合倾转三旋翼无人机构型的特殊性,提出了一种基于推力矢量控制的纵向姿态控制策略,同时基于新型的推力矢量控制方法设计了更高效的倾转三旋翼无人机操纵机制;采用牛顿-欧拉法对倾转三旋翼无人机进行动力学建模分析,通过对机翼采取分段分析的方法,设计了旋翼/机翼下洗载荷模型,并进行了仿真和实地飞行试验。试验结果表明,所提出的纵向姿态控制策略,能有效提高无人机飞行效率,具有更强的速度响应能力,提高了飞行过程中的可靠性和安全性。     

倾转旋翼飞行器的建模和操纵分配策略

针对倾转旋翼飞行器试飞样机建立了旋翼、机翼、短舱、机身、平尾、垂尾等部件的非线性气动模型和飞行动力学模型,研究了直升机模式、倾转过渡模式和飞机模式下的操纵特性,根据配平分析和小扰动线性化处理结果得到了不同飞行模式下的操纵效率,提出了一套适用于全飞行模式的操纵分配策略,解决了飞行控制随飞行模式变化出现的气动结构部件变化与操纵冗余的难题.利用所提出的操纵分配策略可使飞行控制器统一设计,无需按不同飞行模式设计不同控制律,有效降低了飞行控制器的设计难度.仿真验证了倾转旋翼飞行器飞行动力学模型的可信性和操纵分配策略的有效性.      

小型无人倾转旋翼机气动与操纵特性试验研究

由于倾转旋翼机飞行模式多,各部件气动干扰复杂且操纵面冗余,特别是倾转过渡模式,短舱带动旋翼系统倾转,结构布局发生改变,从理论上确定气动与操纵特性难度大。为了研究倾转旋翼机的气动与操纵特性,对某小型无人倾转旋翼机展开全尺寸、全模式吹风试验,其中不带动力试验主要用于研究倾转旋翼机在不同迎角、短舱倾角、前飞速度等飞行状态下的气动特性;带动力试验主要用于研究倾转旋翼机不同飞行模式带机翼与不带机翼时,旋翼/机翼/襟副翼相互干扰作用,以及总距、副翼、升降舵的操纵功效。根据试验数据推导出小型无人倾转旋翼机全包线飞行的操纵特性方法,对进一步完善倾转旋翼机设计以及试飞试验的成功提供了参考。     

倾转旋翼飞行器发动机短舱 倾转角度 -速度包线分析

针对倾转旋翼飞行器过渡飞行中的变体、变速特点提出了一种确定倾转旋翼飞行器从直升机模式向固定翼飞机模式过渡的发动机短舱倾转角度-速度包线分析方法.该方法从低速段包线和高速段包线两方面开展研究,分析倾转过程中旋翼和机翼的气动力匹配关系,以机翼失速限制确定低速段的发动机短舱倾转角度-速度包线,以旋翼可用功率限制确定高速段的发动机短舱倾转角度-速度包线.最后以XV-15倾转旋翼飞行器为样机,计算分析其发动机短舱倾转角度-速度包线,并与XV-15的发动机短舱倾转角度-速度包线进行对比验证.结果表明,建立的倾转旋翼飞行器发动机短舱倾转角度-速度包线确定方法合理有效.      

过渡状态的倾转旋翼气动特性计算分析(英文)

针对特殊的旋翼倾转运动,建立了一个过渡状态的旋翼非定常气动力数值计算方法.为正确模拟旋翼倾转运动使桨叶受到的附加惯性力及哥氏力作用,重新推导了旋翼倾转时的桨叶气动力模型和挥舞运动方程;为了适合于旋翼倾转时的入流和气动力计算,入流模型中考虑了倾转运动引起的旋翼尾迹弯曲影响.应用建立的方法,首先进行了旋翼配平计算,以验证计算模型,并给出了倾转旋翼的操纵量.然后,着重计算了旋翼在倾转过渡时的拉力.俯仰和滚转力矩随倾转角的变化,分析了倾转飞行时的前飞速度.倾转时间等对旋翼气动力的影响,得出了一些新的结论.     

倾转旋翼机过渡状态飞行速度对气动性能的影响

针对倾转半机翼类型的倾转旋翼机，采用计算流体力学方法建立过渡状态的数值计算模型，用于其气动特性计算与分析，研究前飞速度对倾转旋翼机过渡状态气动性能的影响。首先，基于动量源方法建立旋翼气动分析模型，对孤立旋翼进行动压分布计算并与试验结果进行对比，验证建立的动量源方法的有效性；然后，建立全机的气动干扰数值计算模型，对机身采用非结构化网格进行划分；最后，分析过渡状态主要部件竖直方向力及倾转段机翼气动性能随前飞速度的变化规律。结果表明：随倾转角增大，倾转段机翼的升阻比减小明显；在小倾转角度下，虽然倾转段机翼发生了失速，但由于其迎风面积增大且在升力方向上具有一定的投影面积，其升力不会迅速减小。     

倾转旋翼机连续倾转过渡状态数值模拟

倾转旋翼机在倾转过渡过程中气动构型不断变化,气动特性具有强非线性的特点。针对倾转旋翼机复杂的连续倾转过渡状态,基于运动嵌套网格和局部坐标系理论建立一套适合于模拟倾转旋翼机连续倾转过渡状态的网格系统,并采用 RANS 方程建立适合于强非线性气动特性的非定常流场分析的 CFD 方法;采用该方法模拟某型倾转旋翼机从直升机模式到固定翼模式的连续倾转过渡状态的气动特性。结果表明：对于不同的倾转过渡时间,旋翼和机体气动特性随旋翼倾转角增加变化趋势基本一致;随着旋翼倾转角增加,机体升力系数先增大后减小,在旋翼倾转角 40°附近达到最大,相比初始状态及平飞状态增大约 30%;随着旋翼倾转角、总距角及前飞速度线性增大,旋翼拉力系数及其垂向分量逐渐减小;旋翼倾转角和前飞速度线性增大,采用合适的总距角非线性变化曲线,倾转旋翼机总升力可以保持在目标值附近。     

Influence of Interference Effects of the Rotor on the Launch Dynamics of Gliding Unmanned Aerial Vehicle

A mathematical model of the gliding unmanned aerial vehicle (UAV) motion is performed taking into account the interference effect of the main rotor on the UAV. Calculated values are presented for the interference addition to the aerodynamic coefficients of forces and moments on the UAV path section close to the carrier. The problems of stabilization and control are solved, providing stability of the UAV motion at the launch with due account of the aerodynamic interference and the effect of short-term upper stage engine operation, as well as a safe distance between the carrier and the UAV during their simultaneous motion.     

某型联翼布局无人机的气动计算与分析

与常规布局飞机相比,联翼布局飞机具有结构重量轻、抗弯扭强度大、诱导阻力低、升力系数大和稳定性好等优点。介绍一种高效的数值模拟方法,完成对某型联翼布局无人机气动特性的初步计算与分析。基于商业软件ANSYS,整个研究过程着重于从网格建模、全机流场模拟、气动模拟数据分析三个方面,探索该型无人机纵向、横向和航向的气动特性以及主操纵面的操纵效率,实现对该型无人机稳定性和操纵性能的表征与评估。结果表明:无人机升降舵偏角的变化不影响无人机的握杆静稳定度,并且在0°~25°的升降舵偏角(下偏)范围内,升降舵偏角与升降舵的升力系数基本呈线性变化;在-4°~12°的迎角范围内,随着迎角的不断增大,该型无人机的横向静稳定性水平越大;两个垂直翼和垂尾是产生航向静稳定性的主要部件。     

基于拉格朗日方程的倾转旋翼机动力学建模

针对倾转短舱与机体间的气动干扰和惯性耦合特征,基于拉格朗日原理推导出了倾转旋翼机的纵向飞行动力学方程。在此基础上,以XV-15倾转旋翼机为对象,针对几种不同的短舱倾角,计算分析了飞行器的配平特性和过渡模式动态响应特性。仿真结果表明,所建立的动力学模型是合理的。该模型可用于研究倾转旋翼机的直升机飞行模式、飞机飞行模式及过渡飞行模式下的纵向飞行特性。     

无人机地面滑行自主起飞的建模与控制

前三点式无人机地面滑行起飞的整个过程由三轮滑行、抬前轮滑行和离地至安全高度3个阶段组成,3个阶段飞机的受力与约束均不相同。根据3个阶段的运动特性和飞机的气动特性,建立了一种通用的无人机地面纵向动力学模型,确定其抬前轮速度和离地速度,从而选择合适的控制策略来实现其自主起飞。以某型无人机为背景,建立了全量的非线性模型,并在此基础上设计了一种起飞的控制方案。仿真结果表明,此模型与控制方案具有较高的工程应用价值。     

倾转旋翼机的多体运动建模与仿真(英文)

现有的倾转旋翼机建模着重于研究其复杂的气动特性,在飞行动力学运动方程方面则研究不足,均采用了普通固定翼飞机的六自由度刚体动力学方程。然而,倾转旋翼机在过渡模式,旋翼和短舱的倾转使飞机构型产生动态变化,除了造成气动力干扰以外,旋翼和短舱的倾转还会引起重心变化,而且由于高速旋转的旋翼倾转会产生陀螺力矩效应,造成对机体的姿态干扰,采用六自由度刚体动力学方程不能反映由此造成的多体惯性耦合问题。为此,本文提出将旋翼、短舱、机体视为不同运动实体,建立倾转旋翼机的多体动力学方程,以完善其飞行动力学建模。建模过程中首先对各个微元运用牛顿定律和角动量定理,然后对各实体积分得到了惯性系下多体动力学方程,最后通过转换得到机体坐标系下的多体动力学方程组。该方程组在形式上为隐式非线性微分方程组,需首先求解状态微分量的相容初值。然后采用Runge-Kutta-Felhberg积分算法,对隐式非线性微分方程组进行了数值仿真。以XV-15数据为例对模型和仿真算法进行检验,结果表明模型和仿真算法正确。建立的模型和采用的仿真算法对研究倾转旋翼机飞行动力学特性、飞行控制技术、飞行安全问题有重要的理论和实际意义。     

基于矫正广义走廊的电动倾转旋翼机模态转换

研究了基于矫正广义走廊和在线增益调度方法的电动倾转旋翼机模态转换控制问题。针对传统配平方法导致模态转换过程中时变动态特征被忽略的不足,提出一种新的两步法配平策略,即矫正配平工作点,并获得矫正广义走廊,以减小系统实际运行状态与配平工作点的偏离程度,进而改善增益调度方法的控制效果。传统增益调度方法控制器设计工作量较大,针对该问题设计了在线增益调度算法,有效避免了拟合过程。对某小型电动倾转旋翼无人机（UAV）的仿真表明,基于所提方法使得倾转旋翼机平稳、快速地完成模态转换过程;实验数据进一步表明,矫正后广义走廊相比于矫正前可将对过渡走廊的平均跟踪误差显著减小。     

舰载倾转旋翼机着舰域耦合流场数值模拟研究

倾转旋翼机是当前旋翼飞行器研究的热点,但有关舰载倾转旋翼机着舰域耦合流场的研究还很少。以两栖攻击舰(LHA)和V-22"鱼鹰"倾转旋翼机为研究对象,基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和SST k-ω湍流模型对舰载倾转旋翼机着舰域耦合流场进行数值模拟研究,并探讨了不同着舰高度时机/舰耦合流场的相互作用。结果表明:倾转旋翼尾流会与舰船脱落涡、甲板舷涡以及舰岛艉涡发生较强的"涡-涡干扰"现象,加大了耦合流场的湍流强度;舰船流场的低频非稳态特征会导致旋翼桨盘气动载荷发生显著的波动,不利于飞行操纵;垂直降落过程中,舰船甲板会形成"前低后高"的压力分布特征,倾转旋翼RMS气动载荷值也会明显增加,降低了着舰安全性,且右旋翼RMS气动载荷值比左旋翼平均大一倍以上,这也表明右旋翼面临着更加严峻的气动环境。