基于ADS-33的直升机-吊挂悬停飞行品质分析

以UH-60直升机为对象,研究直升机-吊挂系统悬停时的飞行品质。对样例直升机进行配平、稳定性验证,计算结果与参考数据吻合较好,证明模型可用。分别考虑吊挂物质量、吊挂绳索长度和绳索柔性对悬停状态下直升机、横纵向飞行品质的影响。结果表明:吊挂物质量增加,系统横向飞行品质变差;吊挂绳索长度的影响可以忽略;绳索柔性的引入会降低系统的飞行品质,增大驾驶员诱发振荡出现的概率。     

直升机吊挂飞行动力学建模与分析

根据直升机吊挂飞行时的气动和飞行动力学特性,建立了直升机带吊挂物的飞行动力学模型,包括吊挂物和绳索的动力学模型,吊挂物的六自由度运动模型,其中吊索采用了柔性钢索模型,计入了吊挂模型的气动阻力,计算分析了外吊挂物对直升机配平特性和操纵响应的影响。     

直升机吊挂飞行平衡、稳定性与操纵性研究

建立带吊挂载荷的直升机飞行动力学模型,其中吊挂载荷为单点悬挂在直升机机身底部的六自由度模型,并计入了吊挂模型的气动阻力.对所建立模型进行配平,并将结果与参考数据对比.通过仿真计算分析了直升机吊挂前飞状态下的稳定性,此外,分析了在吊挂相关参数改变时直升机稳定性的相应变化,最后,分析了当施加纵向周期变距阶跃输入、横向周期变距阶跃输入以及尾桨距阶跃输入时带吊挂直升机的动力学响应历程.      

直升机的非线性模型及配平

论述和实现了定常平飞时,单旋翼涵道尾桨直升机的非线性全量飞行动力学数值模型,建立模型时,考虑了直升机各部件特别是旋翼的动力学模型,考虑了诱导速度分布的非均匀性,以一具有水平铰外伸量及约束弹簧的铰接式旋翼等效算例直升机的真实旋翼。研究了直升机在平飞时的配平,提出了一种求解直升机平飞初值问题的数值方法-最速下降法。以某直升机为算例,建模并配平,结果表明,该模型符合直升机运动规律。     

直升机-舰船动态配合着舰仿真研究

针对直升机-舰船动态配合研究的需求,开发了一种舰载直升机-舰船动态配合耦合模型.该模型以直升机飞行动力学模型为主体,包括了几个子系统模型,同时考虑了子系统间的相互影响与耦合作用.以UH-60A直升机与某型舰船的动态配合为例进行了着舰降落仿真研究.结果表明:流场、舰效和舰船运动等舰载因素加剧了直升机着舰过程中的机体姿态变化,增大了触舰速度,加大了着舰风险.     

跪式起落架在武装直升机坠毁过程中能量吸收能力研究(Ⅰ)——数值仿真计算

 在简述直升机抗坠毁原理的基础上,模拟直升机机体的等效质量与跪式起落架构成的组合系统在 6m/ s硬着陆垂直撞击地面时的塑性动力响应和能量吸收过程。所用的模型为 :1基于真实几何构型和材料特性的起落架 FEM动力学计算模型;2简化的弹簧 -刚性杆系统模型。通过 Lagrange方程解出了直升机以6 m/ s的速度垂直撞击地面这一过程的动态响应,近似给出了起落架吸收的能量 (塑性功 )占初始动能的百分比;机体的动能变化曲线以及主缓冲器的载荷谱曲线。两者结果进行了比较,为直升机抗坠毁设计提供理论指导。     

柔性绳索体展开过程数值模拟及实验

基于离散质点系统假设,将柔性网体的网目结点近似为集中质量球单元,结点间的网线近似为杆单元,引入Kawabata拉伸张力应变模型,考虑气动力影响,建立柔性网体的动力学方程,运用四阶Runge-Kutta法进行数值计算,根据能量损耗量对速度修正,基于OpenGL后处理显示,实现了对柔性网体运动过程的仿真,并与警用网枪发射实验加以对比,仿真结果与实验一致。对比了空气动力系数的不同确定形式对网体展开的影响,空气动力系数由雷诺数函数确定时,仿真结果更接近实际情况。     

基于Kane方法的双旋弹飞行动力学建模及仿真

针对双旋弹飞行动力学建模,提出了基于Kane方法建立树形多刚体系统动力学方程的方法.分析了双旋弹后体和前体的运动,并分别建立了其动力学方程,综合得到了双旋弹的七自由度飞行动力学方程.基于四元数转换,建立了双旋弹转动运动学方程.通过编程对双旋弹的无控和有控运动特性进行了仿真分析.结果表明,双旋弹无控时以小迎角稳定飞行;有控飞行时弹体产生配平迎角,且纵向和横向修正会出现交叉耦合.     

考虑机翼柔性的起落架动力学建模与仿真

采用Jourdain速度变分原理和有限元离散化方法导出柔性机翼与刚性机身的耦合动力学方程,在此基础上考虑起落架缓冲系统的作用,得出整机着陆动力学模型。通过数值仿真对计及机翼柔性的起落架缓冲系统着陆动态性能进行研究,并与不考虑机翼柔性的情形进行对比。文中的结果表明机翼的柔性作用有利于降低缓冲器峰值载荷、峰值行程以及最大轮胎压缩量;但是降低了缓冲器吸收、耗散着陆撞击能的效率。因此大柔性机翼的飞机起落架缓冲系统设计有必要考虑机翼柔性的作用。     

直升机飞行动力学数学建模问题

直升机飞行动力学数学模型是飞行控制系统设计的基础,也是直升机飞行品质设计和评估的主要手段。直升机是一个多体系统,在直升机飞行动力学建模过程中,必须考虑旋翼、机体与升力面等的运动耦合、惯性耦合、结构耦合和气动耦合以及非定常、非线性特性,给出各个运动部件的物理模型及其数学表达形式,是对不同假设、子模型进行分析和综合的一个复杂的过程。鉴于此,简要回顾了单旋翼带尾桨直升机飞行动力学数学模型的研究现状,着重描述了直升机飞行动力学数学建模中的旋翼气动力建模、直升机气动干扰建模、旋翼/发动机建模以及直升机飞行动力学模型的集成与综合的研究现状与研究进展。最后,针对直升机飞行动力学的数学建模提出了今后的研究重点。     

直升机吊挂控制系统飞行品质分析

基于直升机指令模型、PID控制和动态逆控制理论,建立了三种直升机吊挂耦合系统控制模型以研究吊挂对直升机飞行品质的影响.依据军用旋翼飞行器飞行品质规范(ADS-33E)和直升机带吊挂飞行的飞行品质要求,对各控制模型进行了仿真和频域分析,并研究了吊挂质量和吊索长度对系统飞行品质的影响.结果表明:引入吊挂摆角状态反馈可提高系...     

直升机抛放吊挂后的最优操纵与分析

为了研究吊挂抛放后回到稳定状态的合理操纵方式以增加安全性且辅助控制律设计,开发并验证了直升机带吊挂模型,使用轨迹优化方法得到了直升机抛放吊挂物后的最优操纵时间历程及相应的状态变化历程.在相同的初始条件下,计算了不同的性能指标对应的优化结果,分析并确定了性能指标的最终配置方式.研究了吊挂物质量对优化结果的影响.根据从悬停...     

Trajectory optimization of aerial slung load release for piloted helicopters

This study aims to provide the pilot with optimal control time histories for stabilization of a helicopter after releasing the slung load in aerial delivery missions. A model with 21 degrees of freedom (21-DOF) has been developed and validated for a helicopter slung load system. The control history is generated with detailed procedure based on trajectory optimization. Effects of the objective function formulation on the results are discussed and rules are obtained to assist in the objective function determination. We conclude that the pilot should first decrease and then increase the collective control and adjust the longitudinal control to stabilize the helicopter after the in-hover slung load release. The obtained control history is reasonable and helpful for safety and efficiency improvement. Effects of path constraints and the Flight Control System (FCS) are studied. More stringent path constraints will lead to longer time spent and more controls. Stronger stiffness and weaker damping from the FCS will cause milder control histories but sharper on-axis state histories.     

基于矩阵运算的直升机旋翼/机体耦合动力学模型

针对直升机旋翼/机体耦合动力学建模中,小角度线性简化带来的计算精度下降以及适用范围缩小等问题,在计算桨叶速度及加速度时,基于矩阵运算,保留了运动的非线性。对不同机体运动幅值和频率情况下的小角度线性简化对桨叶速度的影响进行了仿真分析,结果发现,随着机体运动幅值的增加,线性简化影响越来越大,滚转幅值 15°时,简化带来的误差超过 5%;俯仰幅值 15°时,简化带来的误差超过 6%,且随着机体运动频率的减小,误差越来越大。对不同桨距的情况进行仿真,结果表明,所建模型可以很好地模拟直升机的动态响应,采用该模型可进行直升机旋翼/机体耦合动态响应仿真分析。     

计算机模拟铰接式直升机的外挂施工

为了给直升机施工的安全分析提供理论基础和求解非线性外挂直升机运动方程,本文提出了用计算机模拟直升机外挂飞行的方法。所用直升机运动方程模拟程序采用美国宇航局兰利研究中心发布的铰接式单旋翼直升机模拟程序。期望航迹及外挂载荷的模拟,根据航迹及载荷反求操纵输入及配平参数的方法和运动方程的积分等将由本文给出。     

直升机急拉杆机动飞行仿真建模与验证

 针对直升机大机动飞行仿真,建立了一个非线性的飞行动力学模型,考虑了翼型非定常/动态失速、机动飞行引起的动态尾迹畸变、桨叶弹性变形效应和发动机动态特性。采用基于有限元分析的挥舞-摆振-扭转耦合的弹性桨叶模型,并利用一种新的数值方法将旋翼/机体耦合运动方程表示为显式形式,整个飞行动力学模型表示为状态空间格式。以UH-60A直升机在高速飞行条件下的急拉杆机动飞行为例进行仿真计算,并与飞行试验数据进行对比验证。分析表明,仿真结果与试验结果吻合,高速飞行条件下机体抬头过程中前行桨叶非定常气动载荷的计算误差是引起旋翼和机体运动仿真误差的主要原因。     

弹性飞机在不平的跑道上起飞和着陆的数字模拟

本文研究了用Kane方程来建立包括起落架机构的弹性飞机系统动力方程的方法。给出了跑道表面的两种计算模型。然后,讨论了弹性飞机在起飞和着陆过程中的姿态、速度、加速度和动载荷的数字模拟方法,计及起落架诸大构件的惯性力和惯性力矩对飞机系统运动的影响。作为一个简单的例子,本文模拟了KC-135飞机的对称起飞和着陆。     

基于广义力的旋翼振动载荷计算

为描述挥舞、摆振铰和变距轴承的运动引入了三个刚体运动自由度 ,旋翼桨叶通过 5节点15自由度有限单元离散 ,计入了桨叶刚性运动与非线性弹性变形之间的动力学耦合效应。利用曲线坐标系下的本构方程 ,对经典的中等变形梁理论进行了重新的推导。另外 ,采用了Leishman Beddoes非定常和动态失速模型 ,入流由自由尾迹分析获得。导出的旋翼桨叶非线性时变常微分方程以广义力的形式给出。桨叶截面载荷和运动方程在位形空间中同时求解。由本文分析得出的桨叶振动载荷与SA349/ 2小羚羊直升机飞行测试数据吻合程度很好。     

直升机缆位系统建模与仿真

针对直升机绞车收放时缆位保持问题,建立了负载出水回收进舱阶段缆位的动力学模型。由于浮力与洋流作用突然消失,负载出水后发生摆动,将负载的摆动作为带有理想约束的质点系动力学系统,采用拉格朗日方程建立动力学模型。考虑直升机悬停提升的情况进行仿真,仿真结果表明建立的数学模型能够较好的模拟负载摆动时的缆位变化。     

Sliding mode tracking control for miniature unmanned helicopters

A sliding mode control design for a miniature unmanned helicopter is presented. The control objective is to let the helicopter track some predefined velocity and yaw trajectories. A new sliding mode control design method is developed based on a linearized dynamic model. In order to facilitate the control design, the helicopter’s dynamic model is divided into two subsystems,such as the longitudinal-lateral and the heading-heave subsystem. The proposed controller employs sliding mode control technique to compensate for the immeasurable flapping angles’ dynamic effects and external disturbances. The global asymptotic stability(GAS) of the closed-loop system is proved by the Lyapunov based stability analysis. Numerical simulations demonstrate that the proposed controller can achieve superior tracking performance compared with the proportionalintegral-derivative(PID) and linear-quadratic regulator(LQR) cascaded controller in the presence of wind gust disturbances.