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小型无人倾转旋翼机气动与操纵特性试验研究 总被引:3,自引:0,他引:3
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。 相似文献
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倾转旋翼机动态倾转过渡过程的操纵策略优化 总被引:3,自引:0,他引:3
利用最优控制方法研究倾转旋翼机的最优动态倾转过渡过程,并得到最优操纵策略,使得由时间、姿态角变化以及驾驶员工作负荷等组成的性能指标达到最小。首先,在基本纵向刚体飞行动力学模型的基础上引入混合操纵方程,并使用杆量位移的一阶导数作为控制量,形成适用于计算倾转旋翼机动态倾转过渡过程的飞行动力学模型,从而能在动态倾转操纵策略优化过程中考虑到操纵系统特性对操纵量变化速度的限制,以及避免操纵量在优化过程中出现跳跃不连续。然后,将倾转旋翼机的最优动态倾转过渡过程转化为非线性动态最优控制问题,建立合理的性能指标,并采用直接转换法和序列二次规划算法进行求解。最后,以XV-15倾转旋翼机为样机,分别计算正向和逆向最优动态倾转过渡过程,并与驾驶员飞行仿真数据进行对比。结果表明:飞行状态量的时间历程与文献吻合地较好,且俯仰姿态角和杆量位移变化更加柔和。最优控制方法可以用于研究倾转旋翼机的最优动态倾转过渡过程。 相似文献
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针对倾转旋翼无人机过渡段纵向控制问题,基于工程化应用要求,以某型倾转旋翼无人机为研究对象,首先综述了国内倾转旋翼机的研究进展与发展趋势.其次分析了过渡段气动特性变化,根据过渡阶段的升力来源,将整个过渡过程划分为变距操纵段与气动操纵段,并根据各个阶段的前飞速度与短舱角的关系,确定倾转过渡方案.然后以操纵舵面分配方案为基础,设计了过渡过程各阶段纵向控制策略,并通过仿真验证了策略的鲁棒性,实现了对象无人机的全过程飞行.最后讨论了控制策略的优缺点,并展望了倾转旋翼无人机的发展前景及其在控制领域面临的挑战. 相似文献
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针对倾转旋翼机过渡段模型参数摄动问题,在状态方程描述的框架下,用线性分式变换形式将模型参数摄动表示为对角块结构,采用μ综合方法设计了倾转旋翼机过渡段飞行控制器。仿真结果表明,存在模型参数摄动和外部干扰时,系统具有较好的鲁棒性和动态性能,验证了该设计方案的可行性。 相似文献
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为研究革新涡轮加速器(RTA)模态转换特性和控制策略,基于发动机部件特性法建立了RTA发动机性能仿真模型,对RTA发动机模态转换过程进行了分析,提出了采用不同调节手段实现模态转换过程的方法,对不同转换方法进行了仿真对比,制定了沿给定飞行轨迹的模态转换控制计划,保证模态转换过程中,发动机可始终工作在最大允许机械负荷和最大允许热负荷状态。基于本文提出的模态转换控制计划,RTA发动机可在Ma1.6条件下开始模态转换,实现在Ma0~4.0范围稳定工作,工作过程中发动机涵道比变化范围接近8倍,为飞行器加速提供高推力性能。 相似文献
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介绍了过失速机动战斗机飞行控制系统的结构及控制律的设计方法,并对控制中各回路增益的计算做了详细的描述,此外,还论述了推力矢量控制与气动操纵面的协调操纵等问题,通过分析与研究,总结出飞行控制律设计的几个关键问题,为从事推力矢量研究的科技人员科技了参考。 相似文献
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2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验技术研究 总被引:3,自引:0,他引:3
风洞虚拟飞行试验(WTBVFT)技术是在风洞环境中对飞行器机动运动最逼真模拟的物理过程,它不仅可以更加有效模拟飞行器的机动运动过程、获取气动/运动耦合特性和揭示气动/运动耦合机理,而且能够实现气动/飞行力学集成的相容性研究。鉴于此,简要介绍了2.4 m跨声速WTBVFT技术,包括:相似准则和模拟方法、试验模型支撑技术、气动/运动参数测试技术和操纵控制技术等,并开展了典型导弹模型开环控制、姿态角闭环控制、加速度闭环控制、俯仰/滚转耦合与解耦控制以及靶试弹道验证等WTBVFT。研究结果表明:WTBVFT系统运动灵活,气动参数和运动参数测量结果准确可靠,能够有效模拟导弹实际飞行过程,具备闭环控制与耦合运动解耦控制的试验模拟能力,初步形成了气动/飞行力学一体化试验研究能力。同时,该研究也为开展控制方法优化与验证、数据修正与应用以及发展复杂构型的WTBVFT奠定了技术基础。 相似文献
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针对倾转旋翼机过渡阶段的强耦合性和快时变性,基于隐模型跟踪法设计了过渡阶段的自主飞行控制律。首先,考虑短舱和旋翼相对机身运动带来的额外惯性力,建立了倾转旋翼机的多体动力学模型;然后,通过飞行动力学特性分析发现倾转旋翼机过渡阶段具有强耦合性和快时变性;最后,针对强耦合性使用隐模型跟踪法实现了固定倾转角时的解耦控制,针对快时变性使用插值调用控制参数的方法实现了倾转旋翼机在整个过渡阶段的连续控制。仿真结果表明,隐模型跟踪控制系统能够达到良好的速度和轨迹跟踪效果,可以实现倾转旋翼机在过渡阶段的自主飞行仿真。 相似文献
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由于防/除冰系统总会出现故障或者除冰不彻底,因此仅依靠防/除冰系统实现结冰条件下的安全飞行并非完全可靠,研究结冰后飞机控制律重构对飞机操纵安全和飞行安全极其重要。针对飞机的纵向运动建立了结冰影响模型和纵向动力学模型,采用鲁棒伺服线性二次型调节器(LQR)最优控制设计了飞机结冰后空中飞行纵向控制律,模拟了飞机在俯仰姿态保持模式下遭遇不同严重程度结冰后的动态响应特性,并与常规PID控制进行对比。结果表明,所设计的控制律能够有效改善结冰飞机的飞行性能和飞行品质,准确跟踪给定的俯仰角指令,且抗干扰能力、动态性能以及鲁棒性均优于常规PID控制。为飞机结冰后的重构控制问题和自动飞行控制,提供了新的思路。 相似文献
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A tilt rotor is an aircraft of a special kind, which possesses the characteristics of a helicopter and a fixed-wing airplane. However, there are a great number of important technical problems waiting for settlements. Of them, the flight control system might be a critical one. This article presents the progresses of the research work on the design of flight control system at Nanjing University of Aeronautics and Astronautics (NUAA). The flight control law of the tilt rotor aircraft is designed with the help of an inner/outer loop control structure and an eigenstructure assignment algorithm on the basis of a proper mathematical model already verified by the wind tunnel tests. The proposed control law has been born out through the construction of the flight control system and the flight tests. Now, the flight tests are still underway on a prototype of small unmanned tilt rotor aircraft. The results have evidenced the credibility of the aircraft design and the effectiveness of the flight control system for the tilt rotor working in the helicopter mode. A full envelope flight test is planned to carry out further researches on the flight control law. 相似文献