新构型倾转旋翼无人机飞行力学建模

倾转旋翼无人机飞行力学模型是设计飞行控制律和分析飞行特性的基础。从一款在研的新构型倾转旋翼无人机工程实际出发,建立该无人机非线性飞行力学模型;分析新构型倾转旋翼机相比常规倾转旋翼机的特点和优势,建立直升机模式、倾转过渡模式和固定翼模式下各部件飞行力学模型;并针对直升机模式,对不同飞行速度进行配平及稳定性分析。结果表明:该构型倾转旋翼无人机直升机模式横航向模态具有很好的稳定性,直升机模式悬停状态横纵向模态基本没有耦合。     

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。     

倾转机翼无人倾转旋翼机飞行动力学稳定性分析

为了研究倾转机翼无人倾转旋翼机的稳定性,发展了一种倾转机翼无人倾转旋翼机飞行力学模型,并开展了仿真研究。旋翼气动模型采用动量-叶素理论,机翼、尾翼和机身的气动模型在升力线气动理论的基础上结合了旋翼动量源方法以计入旋翼尾流的气动干扰影响。在全机飞行力学模型配平的基础上开展了动力学稳定性分析,并与常规倾转旋翼机飞行动力学特性进行了对比分析。研究结果表明:倾转机翼无人倾转旋翼机在悬停状态下,表现出俯仰角衰减迅速的稳定模态;在直升机模式小速度前飞时,改变重心位置及机翼倾转段面积可使机体纵向振荡模态发散速度减缓,系统稳定性增强。     

倾转机翼无人倾转旋翼机飞行动力学稳定性分析

为了研究倾转机翼无人倾转旋翼机的稳定性,发展了一种倾转机翼无人倾转旋翼机飞行力学模型,并开展了仿真研究。旋翼气动模型采用动量-叶素理论,机翼、尾翼和机身的气动模型在升力线气动理论的基础上结合了旋翼动量源方法以计入旋翼尾流的气动干扰影响。在全机飞行力学模型配平的基础上开展了动力学稳定性分析,并与常规倾转旋翼机飞行动力学特性进行了对比分析。研究结果表明：倾转机翼无人倾转旋翼机在悬停状态下,表现出俯仰角衰减迅速的稳定模态;在直升机模式小速度前飞时,改变重心位置及机翼倾转段面积可使机体纵向震荡模态发散速度减缓,系统稳定性增强。     

倾转旋翼机的发展与关键技术综述

倾转旋翼机是一种新构型的飞行器，它一方面可免去跑道垂直起降，另一方面还可以相当于固定翼飞机作高速远程飞行，增大飞行包线。它集直升机和固定翼飞机特长于一身，是当今世界飞行器技术前沿性、突破性和跨越性发展的结晶。本文对倾转旋翼机国外技术的发展进行了简单回顾，并对研制过程中所存在的主要关键技术进行了综合分析。     

某型倾转旋翼机的旋翼桨叶气动优化设计

倾转旋翼机的旋翼气动外形设计需要对其直升机模式和固定翼模式下的不同要求进行综合考虑。通过基于Kriging模型的多目标遗传算法建立一套适用于倾转旋翼桨叶气动外形优化设计方法,采用拉丁超立方抽样试验设计方法得到样本点,并建立Kriging模型替代费时的流动数值模拟。以最大化旋翼地面悬停拉力和高空巡航效率为目标,以地面悬停功率不增和巡航拉力不减为约束条件,进行倾转旋翼桨叶平面形状优化设计,并经过非定常数值模拟和风洞试验验证。结果表明:数值模拟结果和风洞试验结果吻合良好,优化结果满足设计指标。     

倾转四旋翼飞行器操纵策略及配平特性分析

针对倾转四旋翼飞行器机翼与旋翼气动干扰复杂的问题，建立了考虑干扰的倾转四旋翼飞行器飞行动力学模型，提出了倾转四旋翼飞行器在直升机与固定翼模式下的操纵策略，并利用数值仿真方法研究了不同模式下的配平特性。利用小扰动假设提取出直升机小速度前飞状态下的状态矩阵，分析不同前飞速度下的特征根变化趋势，并以典型速度下的配平状态矩阵与操纵矩阵分析了零输入响应与零状态响应特性。仿真结果表明，倾转四旋翼飞行器在小速度前飞状态下俯仰通道较为独立，滚转和偏航通道存在耦合。     

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。     

面向倾转旋翼机的TRC响应类型控制律设计

倾转旋翼机操纵的复杂性对其任务能力提出了较高要求，而设计响应类型可以大幅提高其任务执行能力，减轻飞行员操纵负担。本文设计了倾转旋翼机在直升机模式下的平移速率指令（TRC）响应类型控制律并进行了飞行品质的仿真验证。首先，建立了基于机理法的倾转旋翼机非线性飞行动力学模型，并进行了线性化处理；其次，根据有人直升机飞行品质要求，设计了直升机模式下的TRC响应类型控制律；最后，进行了飞行品质的仿真验证。仿真结果表明，设计的TRC响应类型满足相关品质规范要求，飞行品质达到等级1。通过本文研究，能够显著改善倾转旋翼机在悬停/低速飞行状态下的操纵品质和精确机动能力，减轻飞行员操纵负荷，提升任务执行能力，满足倾转旋翼机近地低速机动飞行需求。     

NASA大型民用倾转旋翼机进展研究

倾转旋翼机是一种结合固定翼飞机和旋翼飞机双重优势的新型飞机,它具有速度快、油耗低、垂直起降等特点。在波音和贝尔公司联合研制的军用倾转旋翼机取得成功后,NASA试图在相关技术的基础上研制出一种90座、航程约为1200nmile、速度约为600km/h的新型先进民用倾转旋翼支线飞机,进而取代现役固定翼支线飞机。通过系统地搜集和科学地分析,明晰了NASA大型民用倾转旋翼机项目的内容、进展、风险和影响并对ARJ21支线项目提出早期预警。     

倾转旋翼机螺旋颤振稳定性研究

为揭示旋翼设计对倾转旋翼机气动弹性稳定性的影响机制,探索通过改进桨尖形状提升机翼颤振稳定性的方法,采用Hamilton能量原理推导了旋翼/短舱/机翼耦合动力学方程,建立了适用于气动弹性稳定性分析的配平与特征值求解方法。以XV-15倾转旋翼机为例,计算了风车状态下机翼的模态特性,结果表明当前进比超过0.9,机翼的一阶弦向和法向模态先后进入不稳定区域;经与参考文献数据对比,验证了理论模型的有效性。研究了旋翼桨尖后掠角、下反角以及尖削比对倾转旋翼机螺旋颤振稳定性的影响,结果表明后掠与下反设计有利于增强机翼模态阻尼。最后通过对比不同设计组合,总结了提升倾转旋翼机螺旋颤振稳定性的旋翼桨尖设计方法。     

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。     

悬停状态倾转旋翼/机翼干扰流场及气动力的CFD计算

基于一套高效通用的多层运动嵌套网格技术,建立了适合悬停状态倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰特性分析的高效混合计算流体力学（CFD）方法。在倾转旋翼/机翼贴体网格区采用可压雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程作为主控方程,过渡/背景网格区选用Euler方程,湍流模型选用Spalart-Allmaras模型。时间推进上采用双时间推进格式进行非定常求解,并在方法中运用了SPMD（Single Program Multiple Data）模式的并行加速技术。在此基础上,首先分别采用UH-60A直升机旋翼及XV-15倾转旋翼机旋翼作为数值算例,验证了CFD方法的有效性。然后着重对倾转旋翼/机翼的非定常干扰流场及气动力分布特征进行了数值研究,模拟得到与实际情况相符的“喷泉效应”干扰现象。计算结果表明,干扰作用使得倾转旋翼相对于孤立旋翼拉力数值减小了3%,但总的拉力系数损失达到了17%,证明悬停状态下气动干扰对飞行器气动性能有重要影响。     

波音公司高速圆盘旋翼机试验进展

美国国防部预研局（DARPA）启动了一项圆盘旋翼机项目，它既可以像直升机一样悬停、低速机动和垂直起降。也能像固定翼飞机一样飞行，而且飞行速度和高度都将超过直升机或倾转旋翼机可能达到的速度和高度。     

倾转旋翼机多部件对机翼气动干扰的分析及优化

为研究倾转旋翼机各部件对机翼的气动干扰效应，建立了一套适用于倾转旋翼机流场CFD求解方法，提出并生成了一套由三棱柱/四面体组成的适用于倾转旋翼机多种飞行状态的非结构混合网格系统.以三维Navier-Stokes方程为主控方程，采用动量源方法进行倾转旋翼的模拟，并引入了高效的OpenMP并行加速技术等，提出了一套新型的动量源项添加及搜索方法.计算分析了倾转旋翼机旋翼/机身/短舱对于机翼气动特性的干扰影响，得出了一些对设计有指导意义的结论.采用基于径向基函数（RBF）的代理模型方法，根据机翼不同展向位置的干扰程度对各段翼型配置进行气动优化.优化结果表明:考虑气动干扰作用，在巡航速度下优化后的全机升阻比增长达到了36.78%.      

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.      

异彩纷呈的复合旋翼航空器(上)──倾转旋翼技术已走向实用化

ＭＶ－２２成功步入生产交付阶段，为复合旋翼航空器的实用化铺平了道路。未来大型倾转旋翼机、可变直径旋翼技术、欧洲新颖的倾转旋翼机方案的相继出台，将使这一领域的技术进步充满竞争和挑战     

四倾转旋翼飞行器直升机模式操纵策略设计与验证

为解决四倾转旋翼飞行器直升机模式旋翼操纵冗余问题，建立了120 kg级四倾转旋翼无人飞行器飞行动力学模型，并依据不同操纵方式的功效变化进行操纵策略优选设计。应用串级PID控制理论设计了四倾转旋翼无人飞行器飞行控制系统，仿真分析操纵策略对姿态控制和轨迹控制响应的影响；用给定姿态指令和轨迹指令跟踪控制效果验证所设计操纵策略的合理性。研究结果表明：直升机模式下，纵向、横向通道用旋翼总距差动进行控制，航向通道用左右旋翼纵向周期变距差动进行控制时操控效率最高，控制响应快，且控制输出变化幅度小；面对外界风扰，使用该优选操纵策略，控制误差最小，抗扰性好。     

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。     

倾转旋翼机气动设计技术

针对倾转旋翼机气动技术进行了研究,包括过渡状态旋翼动态尾迹和非定常气动特性研究、过渡状态旋翼/机翼气动干扰特性研究以及倾转旋翼机模型风洞试验。建立了过渡状态旋翼动态尾迹和非定常气动特性以及旋翼/机翼气动干扰特性的理论分析方法,通过对比公开发表的试验数据和本研究获得的风洞试验结果验证了方法的有效性。