无人纵列式直升机建模与仿真

当前无人机在各个领域正在发挥着越来越重要的作用。针对清华大学无人机研究的需要,首先分析了无人纵列式直升机的气动布局和操纵特性,建立了旋翼和直升机的数学模型,推导出控制量与飞机飞行状态的关系,实现了在PC机上实时仿真无人直升机的飞行状态及控制响应。仿真结果较好地反应了纵列式直升机的控制特性,在小扰动情况下的控制效果与直升机的实际飞行状态非常接近,实时仿真得到的控制响应和飞行状态数据为无人直升机的飞行控制系统的研究提供了依据。     

小型无人直升机建模与分析

由于小型无人直升机具有不同于大型直升机的独特特点,提出采用结构分析法推导小型无人直升机的数学模型.将小型直升机看作2个刚体（机体和主旋翼）,借助Kane方法推导了小型直升机的动力学模型,并与单刚体建模进行了比较.分析表明,2种建模方法的运动学方程和平移动力学方程相同,但旋转动力学模型完全不同.采用2种刚体所建模型的响应具有余弦规律而单刚体所建模型则呈线性规律.飞行试验验证了模型的有效性.     

直升机飞行模拟器中自动过渡仿真方法研究

直升机飞行模拟器根据任务需求需要仿真自动过渡过程。研究了自动过渡过程特定,并建立了高度自动过渡、速度自动过渡数学模型。针对模拟器特点,设计了模拟器中自动过渡的仿真结构图。利用直升机六自由度非线性模型对自动过渡过程进行了仿真,结果表明该方法能够实现直升机模拟器中自动过渡仿真功能任务需求。     

翼扇涵体构型无人机风切变下的响应特性

为了分析风切变影响下的响应特性,首先根据翼扇涵体无人直升机的构型特点,建立了该型直升机在风切变场中的非线性飞行动力学模型,依据美国联邦航空局的统计数据,给出了典型的风切变模型,最后研究分析了翼扇涵体构型无人直升机在不同维数风切变场中的响应特性,以及弹性支承件对该构型直升机抗风特性的影响。研究结果表明:翼扇涵体构型无人直升机受高维数的风切变影响较大;以提高操纵性为目的弹性支承件降低了该构型无人直升机的抗风能力,因此在对弹性支承件的刚度进行设计时,需要综合考虑其对操纵性与抗风特性的影响。     

直升机姿态与航迹非线性动态逆飞行控制模型

针对直升机仿真中的飞行控制问题,采用非线性动态逆控制方法设计并实现了直升机的姿态以及航迹控制模型.对直升机运动的各个状态量进行分组,划分"部分逆"回路,分别对各组状态量进行控制回路设计,内外环回路分别采用动态逆方法进行设计.通过内外环回路的解算,实现直升机对输入姿态角的跟踪以及对过载的控制,进而实现航迹控制.动态逆的非线性飞行控制模型设计,使直升机运动方程的非线性和线性部分兼容,较好地实现系统动态特性的解耦,简化了直升机控制系统设计,实现了直升机的各种机动动作.以黑鹰直升机数据为例,对模型进行了验证,结果显示:各控制通道的输出响应速度较快,控制结果较好.     

一种小型无人直升机测控系统设计

该文介绍了一种小型无人直升机测控系统组成和功能的实现过程,依据飞行原理和飞控数学模型设计了一种小型无人直升机测控系统,并将其应用在实际工作中,为后续无人直升机系统的研究工作提供了参考依据。     

基于模糊积分的三自由度直升机模型的飞行姿态控制

针对三自由度直升机系统的不稳定性、非线性、强耦合等特点,设计了模糊积分控制算法,进行了直升机模型的飞行姿态控制研究.基于MATLAB的仿真平台,进行模糊积分控制的直升机系统仿真研究,分析了系统的鲁棒性和抗干扰性,并与传统的PID控制算法进行比较,仿真结果表明,模糊积分控制算法能够有效地控制三自由度直升机模型的飞行姿态,并且具有良好的动态品质,较好的鲁棒性和抗干扰能力.     

集成旋翼控制的直升机高带宽飞行控制设计

为发展一种集成旋翼控制的直升机高带宽飞行控制设计方法,基于显模型跟踪控制技术,在反馈控制模块引入旋翼运动信息并采用旋翼/机体控制增益的最优化设计提升直升机动稳定性,采用旋翼前馈增强控制提升直升机操纵频率,提出基于有效跟踪的显模型参数设计方法提升直升机小幅高频和中等幅度姿态控制的操纵品质。最后,基于高阶飞行动力学模型分析直升机操纵品质,结果表明：将旋翼控制用于直升机飞行控制设计能够在保持系统稳定性的同时提升操纵频率,直升机纵、横向操纵响应带宽分别提升18%和10%,纵、横向姿态快捷性分别提升25%和20%。     

新型高速直升机

欧洲最大的直升机公司欧洲直升机公司计划利用最新技术研制一款X3型高速直升机,意欲竞争世界速度最快直升机的名号。X3型直升机采用一对涡轮发动机为主旋翼提供动力,在机身两侧两个小机翼上还装配有一对前向螺旋推进器,飞行速度高达250节（约合每小时463公里）。这种高速直升机主要是根据军事方面的需求而研制,此外,高速直升机也将满足民用需求,如地面搜救、医疗救护飞行等。     

典型飞行状态桨榖交变载荷和机体振动水平预估

为了评估直升机机体振动水平,开展了桨毂交变载荷预估工作,以某型直升机为算例,采用综合气弹分析方法对其典型飞行状态下进行桨毂振动载荷计算;通过模块化方法建立某型直升机有限元模型,以计算一阶通过频率下的桨毂振动载荷为输入,预估了机体驾驶员座椅处的振动响应,并与相同飞行状态实测振动水平做了对比分析.结果表明:机体响应预测结果与飞行实测结果一致性较好,计算结果符合该型机机体振动随飞行速度变化的规律.     

基于反馈线性化的直升机滑模控制系统设计

首先介绍了多变量非线性系统基于反馈线性化的滑模控制方法 ,用它设计的控制律由反馈线性化控制和滑模控制两部分构成 ,然后用其为某型直升机的垂直飞行模态设计了控制律 ,并进行了系统仿真研究。仿真结果表明 ,所设计的控制律能保证直升机稳定跟踪给定输入。这说明基于反馈线性化的滑模控制方案较好地解决了该型直升机垂直飞行的控制问题。     

民航飞行学员体质状况的调查研究

为了了解民航飞行学员体质健康状况，对国际飞行学院的大二310名飞行学员进行体质测试。结果：（1）飞行学员身高体重指数达到健康标准的仅占571％，而亚健康及不健康的比例高达42．9％；（2）肺活量及立定跳远良好以上的不足50％，同时立定跳远与肺活量不及格的分别达到13．2％和16.8％；（3）飞行学员真正喜欢参加体育锻炼的比例为727％，而不喜欢参加体育锻炼的比例为27．3％。结论：（1）飞行学员总体体质状况较差；（2）体育锻炼不足是影响其体质健康的主要因素；（3）飞行学员加强体育锻炼势在必行。     

俄前试飞员发明飞行汽车 如获专利富超盖茨

俄前试飞员发明的飞行汽车 据饿罗斯《真理报》7月20日报道，最近，俄罗斯莫斯科一名前试飞员伊格。扎特斯维宣称，他发明了一种飞行汽车（如图）。这种飞行汽车外形与普通小型直升机和过去的潜水艇相似，     

倾转旋翼机直升机状态前飞时系统稳定性判定的一种方法

本文建立了倾转旋翼飞机直升机模式的非线性气弹分析模型,采用数值分析方法——纽马克法和牛顿—拉斐逊迭代法相结合的方法计算出倾转旋翼飞机直升机状态前飞时系统对初始条件的响应,通过考察系统从初始时刻到任意时刻之间的响应过程,判断系统的稳定性。     

基于自适应逆控制方法的小型四旋翼无人直升机姿态控制 

以上海交通大学工程训练中心运动控制实验室自行研制的小型四旋翼无人直升机为研究对象,搭建了姿态控制实验系统.根据牛顿 欧拉方程建立了小型四旋翼直升机的动力学模型,首次将自适应逆控制（AIC）方法运用于小型四旋翼直升机控制系统中,实现了小型四旋翼直升机的姿态稳定控制.仿真结果和实际飞行实验表明,AIC方法在小型四旋翼直升机姿态控制中具有很好的实时性和鲁棒性.     

基于动态逆的直升机飞行品质设计研究

直升机的固有特点使其飞行品质较差,而直升机的使用任务却要求它具有良好的飞行品质。本文采用动态逆和极点配置相结合的方法设计直升机飞行控制律,并通过仿真手段进行检验,证实了样例直升机飞行品质提高以及所用飞行控制率的鲁棒性,从而表明本文控制律的有效性。     

直升机RLO飞行风险分析

直升机在进行RLO飞行时面临较高的风险威胁.本文对直升机RLO飞行安全进行了分析研究,定位了RLO飞行的主要风险,指出了风险的诱发因素,并给出了相应的风险控制建议.     

两自由度局部非线性系统的脉冲响应时域法

将两自由度局部非线性振动系统的非线性弹簧力和阻尼力等效成外力，建立数学模型，将线性振动系统的脉冲响应时域法应用于该振动系统，通过对应线性系统的单位脉冲响应与等效非线性力的卷积积分，得到局部非线性振动系统的响应；对该模型进行了数值仿真．实验模型测试结果验证了该方法在局部非线性振动系统领域的可行性，为求解具有局部非线性的大型机械系统的振动响应提供了一种新的思路．     

基于特征结构配置的直升机飞行品质设计方法研究

直升机的固有特点使其飞行品质较差,而直升机的使用任务却要求它具有良好的飞行品质。本文采用特征结构配置方法设计直升机飞行控制律,并通过仿真手段进行检验,证实了样例直升机飞行品质提高。     

基于神经网络模型的舰面流场仿真算法

飞行甲板表面流场是影响直升机飞行安全的重要因素，在直升机实时飞行仿真中，流场速度分布特性直接影响直升机飞行动力学仿真的精确度。文章以纳维-斯托克斯方程为基础，利用BP神经网络算法，研究了实时确定流场速度分布的方法，该方法可用于甲板流场实时仿真，提高直升机飞行仿真的精度。