海军倾转旋翼无人机技术和发展优势综述

倾转旋翼无人机是一种介于无人直升机和固定翼无人机的新型无人机。它一方面具有垂直起降能力;另一方面还可以作高速巡航飞行,是未来无人机发展的趋势之一。简要地介绍了＂鹰眼＂无人机的发展历程和技术特点,综合分析了倾转旋翼无人机的关键技术。在此基础上,对海军倾转旋翼无人机的发展优势和应用前景进行了展望。     

倾转旋翼飞机直升机模态短舱倾转飞行控制

为了研究倾转旋翼飞机短舱倾转过程中的飞行控制问题,提出了一种基于线性规划的动态逆方法,以实现直升机模态下短舱小角度倾转时的姿态和速度控制。建立了倾转旋翼飞机简化的纵向非线性模型,以短舱角、旋翼纵向周期变距和总距作为控制输入,使用基于线性规划控制分配的动态逆方法设计了控制器。仿真结果表明:飞机在执行姿态或速度指令时,在无输入饱和和输入速率饱和的情况下能以最快速度完成倾转。该方法能完成要求的控制任务,闭环系统稳定,稳态性能好,有一定的鲁棒性。     

面向方案设计的倾转旋翼飞机短距起飞性能

倾转旋翼飞机同时具备低速垂直起降和高速巡航飞行的能力,受到航空从业者高度重视,而短距起飞相比于垂直起飞可以提升有效载荷以及起降安全性,是倾转旋翼飞机特有的起飞方式之一。本文面向方案设计阶段,研究倾转旋翼飞机在短距起飞模式下,推导该类飞机地面滑跑距离与短舱动力倾转角、推重比等设计参数之间简洁有效的理论公式,并予以计算分析。结果表明：该方法合理可信,所得结论可为同类飞机设计提供参考,具有良好的工程应用价值。     

倾转旋翼机模拟平台建模与仿真

建立倾转旋翼机数学模型是设计其合理的飞行控制律的基础。通过分析模拟平台的运动特点,运用L agrange动力学方法对倾转旋翼机模拟平台进行建模。实验结果表明,模型有效地反映了倾转旋翼机的短舱在倾转过程中,短舱倾转角与飞机姿态之间的动态关系。由于平台的纵向、横向运动、短舱倾转之间存在很强的交叉耦合特性;另外,该平台是一个高阶非线性系统,在一定程度上像倾转旋翼机,为更进一步研究倾转旋翼机提供了很好的实验平台。     

倾转翼无人机返航过渡段气动分析与优化

倾转翼无人机是兼有固定翼飞机和直升机优点的一种新型旋翼无人飞行器,但其过渡段的气动特性存在非线性、强耦合的特点。基于动量源方法建立了倾转翼无人机返航过渡段的数值模拟方法,经单独旋翼和Georgia-Tech模型算例验证动量源方法的准确性后,结合滑移网格技术模拟倾转翼无人机返航段并进行气动分析,通过调整旋翼转速、倾转角速度,使其定高倾转完成的时间从9.20s缩短为4.46s,在此基础上通过MATLAB不同函数拟合曲线编写入动量源,对比得到返航段走廊曲线。计算结果表明利用拟合曲线可以使其更平稳地定高倾转,使倾转翼无人机的返航过渡段受力曲线更加光滑,该方法得到的结果为控制倾转翼无人机返航过渡段的稳定性提供了理论依据。     

构型参数对共轴刚性旋翼悬停气动干扰的影响机理

基于非定常雷诺平均Navier-Stokes方程和嵌套网格法建立了共轴刚性旋翼流场模拟方法,通过与单旋翼对比,深入分析了其气动干扰特征和形成机理,并探究了旋翼间距和转速对共轴刚性旋翼悬停气动干扰的影响机制。结果表明：桨叶相遇干扰引起的拉力波动主要取决于桨叶附近诱导流场的梯度,在悬停状态,桨叶上方、桨尖附近的流场梯度较大,因此上旋翼拉力脉冲幅值大于下旋翼,桨尖附近剖面的拉力波动大于桨根处;随着间距从基准间距逐渐增大,桨叶相遇干扰迅速减弱然后消失,周期诱导效应则逐渐减弱,但在大间距时仍然存在;旋翼转速增加会增强诱导流场强度,从而引起更大的拉力波动。     

共轴刚性旋翼气动特性试验与分析

在航空工业气动院FL-52风洞开展了共轴刚性旋翼气动特性风洞试验,通过合理的操纵与配平策略,实现了共轴刚性旋翼配平,并对悬停、多种前飞状态下气动特性及升力偏置对旋翼操纵特性及性能的影响机理进行了研究。结果表明,试验取得了比较好的配平效果,桨毂力矩、合扭矩及升力偏置配平误差分别优于±2 N·m、±0.5 N·m、±0.01;悬停状态扭矩配平与非配平状态下,上旋翼效率都大于下旋翼;前飞状态升力偏置可有效提升大前进比时旋翼气动效率而小前进比时则并不明显,升力偏置的增大会使上下旋翼的桨毂滚转力矩大幅增加。     

共轴八旋翼飞行器气动特性三维数值模拟分析

以周向均布四组共轴单元组成的八旋翼飞行器为研究对象,采用计算流体力学的方法,通过商业软件FLUENT对整机飞行器进行数值模拟研究,得到旋翼附近流场的涡流粘度云图、压力云图和流线图. 由结果分析可知,采用单相流模型及Spalart-Allmaras湍流模型可以有效地模拟该共轴八旋翼在工作转速下的气动特性. 当旋翼旋转时,靠近旋翼壁面的流速明显变快,并在旋翼横截面曲率最大处达到最大值. 由于上旋翼尾迹的影响,压差大的区域主要集中在旋翼桨尖附近,此时流线分布也表明共轴上下旋翼之间以及相邻共轴旋翼单元之间存在强烈的气动干扰,这部分干扰可能有利于提高整机升力.     

可倾转六旋翼飞行器自抗扰控制技术研究

针对传统的多旋翼存在力和力矩的耦合,难以实现线运动和角运动解耦控制的问题,本文研究设计了一种可六自由度独立控制的倾转六旋翼飞行器（HTR）。为提高控制性能和抑制系统所受内外扰动影响,设计了基于自抗扰控制（ADRC）技术的飞行控制器。首先对HTR构型进行设计,使用牛顿欧拉法建立HTR动力学模型;接着针对HTR过驱动的特性,通过变量代换对控制分配矩阵进行线性化处理;最后将HTR解耦为6个单输入单输出系统的组合,分别设计位姿自抗扰控制器,来克服系统内部存在的不确定因素、通道耦合和外部扰动问题。仿真结果表明,本文设计的自抗扰控制器具有良好的线运动和角运动独立控制能力,提高了系统的控制精度和抗扰性。     

运输机升阻特性仿真与风洞试验相关性方法

以M3飞机配装某型发动机三维模型为研究对象,采用CFD方法对整机流场进行数值计算。对于带动力短舱模型,利用分区拼接网格技术对发动机内流场和飞机外流场进行网格划分和拼接;在此基础上采用雷诺平均N-S方程,基于S-A湍流模型,开展了不同发动机状态、马赫数及攻角的仿真计算。以FNPR=1.61时,试验获得的升阻系数作为基准,在不同攻角下,获得CFD计算结果的修正因子,结果表明：修正后的数值计算结果与风洞试验获取的升力特性曲线,贴合程度好,在攻角小于14°内误差小于3%;修正后的阻力特性曲线整体趋势与风洞试验一致,误差小于10%,阻力系数都是随攻角的增大而增大,且在攻角大于10°后快速增大。