小型四旋翼无人直升机自适应优化控制

摘要： 针对小型四旋翼无人直升机姿态稳定及位移跟踪控制问题,提出了一种新的控制方法.根据牛顿 欧拉方程及刚体理论建立了小型四旋翼直升机的动力学模型,并利用二次拟合实验建立了旋翼升力和输入控制信号之间的关系模型.将自适应优化 (Adaptive Control Optimization,ACO)控制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及位移跟踪控制.实际飞行实验表明,自适应优化控制方法在小型四旋翼直升机姿态及位移控制中相对于传统的自适应控制方法,具有很好的实时性和鲁棒性.     

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。     

变距旋翼无人机前飞气动性能分析与研究

新型旋翼气囊复合动力无人飞行器主要原理是借助四旋翼与空气静升力提供升力;在该无人机总体设计方案的基础上,对应用变距旋翼技术进行前飞驱动时的气动性能展开分析研究。对变距旋翼模型采用标准κ-ε湍流模型、RNG模式和主导漩涡流模式;并通过数值模拟研究不同转速、桨距角在前飞状态下的气动特性。同时在地面风洞试验台对在前飞状态下模型旋翼进行了试验研究;并且试验结果与计算结果基本吻合。得出该无人机在巡航状态下,螺旋桨转速在4 000 r/min,桨距角14°具有最佳的螺旋桨效率。为新型旋翼气囊无人飞行器的整体优化以及工程应用提供了参考依据。     

基于多体动力学的直升机桨叶特性仿真分析

 针对无人直升机旋翼桨叶性能改进升级的实际需求,以200 kg 级无人机旋翼为原型建模,利用COMOSOL 软件对直升机桨叶特性进行仿真分析研究。基于叶素法建立了桨叶升力的数学模型,克服了常规旋翼动力学仿真分析时气动载荷加载棘手的难题;通过研究直升机桨叶的空间旋转运动与其弹性变形间的耦合关系,得出了桨叶攻角、升力、桨尖位移随总距以及周期变距的变化曲线。将仿真结果与常规数值分析结果比较,验证了仿真结果的准确性。根据仿真结果提出了对桨叶迎角、桨叶前缘刚度等的具体改进建议,可为桨叶的改进设计提供参考依据。     

基于八占位法的直升机旋翼升力建模研究

为建立实时性和精度高的直升机旋翼升力模型,基于动量-叶素法,以理想扭转型桨叶为例,给出了旋翼诱导速度的计算模型.在考虑桨叶挥舞运动的前提下,利用八占位法和给出的诱导速度模型,以桨尖安装角为人工输入,提出了有初值的关于旋翼升力、机身速度和诱导速度的迭代计算流程.实验结果表明:将实际飞行数据和利用该计算流程生成的仿真曲线相对比,二者机身的滚转特征曲线具有相同的走势,旋翼系数曲线又具有较高的拟合度,并且各动力学仿真参数能够随着人工输入迅速合理地作出响应,从而分别验证了该旋翼升力模型的可靠性、精确性和实时性.     

倾转旋翼-机翼气动干扰准定常多重参考系仿真和风洞试验

倾转过渡状态下气动力的急剧变化是导致倾转旋翼飞行器姿不稳定重要原因。采用风洞试验和数值仿真方法研究前飞状态和倾转过渡状态倾转旋翼对机翼的气动干扰。首先,分别计算了悬停状态标模和前飞状态8038旋翼的拉力,数值仿真结果与试验结果符合良好。然后,针对倾转旋翼-机翼气动干扰建立了计算流体力学（computational fluid dynamics,CFD）数值仿真模型和搭建了风洞试验平台。结果表明：前飞状态随着前进比的增大机翼气动力系数降低且趋于与单机翼气动特性一致。倾转过渡状态,当旋翼倾角小于75°,随着前进比的增大机翼升力系数由负值逐渐增大。倾转角对机翼气动特性的影响随前进比的增大而降低。分析了倾转旋翼-机翼在升力方向和前飞方向上的气动力,研究结果对进一步完善倾转旋翼飞机设计及试飞试验成功提供了参考。     

涵道共轴双旋翼前飞气动特性与试验优选设计

采用Fluent软件对涵道共轴双旋翼的前飞气动特性进行数值模拟研究,分别得出涵道双旋翼的升力、阻力和俯仰力矩随涵道前倾角、上下旋翼相对间距和来流速度的变化曲线. 针对影响涵道共轴双旋翼升力的3个主要因素及其常用取值范围,采用正交试验法,以涵道前倾角α、上下旋翼间距H和来流速度v为试验因素,总升力F_L为试验指标,设计25组试验,利用极差分析法对试验结果进行计算. 结果表明:上述因素在取值范围内的变化对涵道共轴双旋翼总升力的影响程度的主次顺序为:上下旋翼间距,涵道前倾角,来流速度. 最后,根据试验结果选定最优方案.      

直升机旋翼结冰后三维桨叶气动特性数值分析

针对直升机旋翼桨叶结冰问题,研究了结冰前后三维旋翼桨叶气动特性.基于多参考系模型建立了旋翼桨叶三维结冰数值模拟方法,对其中空气流场计算、水滴撞击特性计算、结冰生成计算和几何模型重构等步骤进行了介绍.以C-T旋翼为模型,计算分析了结冰对旋翼桨叶气动特性的影响.计算结果表明,结冰后旋翼桨叶升力降低、阻力增加,悬停性能下降明...     

基于动力系统模型的四旋翼推力估计方法

为解决四旋翼飞行器的精确控制需要使用动力系统推力,而该飞行器推力不可直接测量的问题,提出了一种悬停状态下的四旋翼推力估计方法.对四旋翼动力系统建模,并建立了悬停状态下用于推力估计的线性系统,以动力系统输入控制值和四旋翼姿态及高度输出测量值作为新系统输入,使用状态观测器对四旋翼推力进行估计.结果表明,基于动力系统模型的四旋翼推力估计方法可有效估计悬停状态下四旋翼动力系统所产生的推力.      

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。     

静止舰船与旋翼干扰流场的数值模拟

直升机着舰时舰船与舰载直升机的流场相互干扰耦合,会对舰载直升机和飞行员的安全产生重要影响。采用计算流体动力学方法,以SFS2简化舰船模型和海豚直升机旋翼模型为研究对象,对静止舰船和悬停旋翼的气动干扰流场开展了数值模拟。研究表明:在旋翼水平方向的着舰过程中,受舰船的地面效应和甲板后缘端面的陡壁干扰影响,流场变化剧烈:在旋翼进入甲板过程中,舰面效应影响逐渐增强,旋翼拉力系数呈增加趋势;在甲板中心位置,由于机库门的阻挡,陡壁干扰影响较大,迫使旋翼的回流靠近旋翼面,造成旋翼下洗流速增加,从而导致旋翼的拉力损失。在旋翼竖直方向着舰过程中,受到持续增强的舰面效应的影响,旋翼拉力系数随高度降低而持续增加。     

欠驱动系统控制——模拟小型直升机试验平台的应用

为了设计和验证小型无人直升机的姿态稳定控制器,根据小型无人直升机的基本原理,设计了小型无人直升机试验平台模拟真实小型无人直升机的姿态运动.将旋翼产生的升力作为外力加载在机体上,利用拉格朗日方程建立了简化试验平台的姿态动力学方程.设计以修正PD控制算法为核心的分层递解姿态控制器.把系统一部分状态作为另一部分状态的控制量,将欠驱动问题转化为完全驱动问题,实现试验平台3个姿态角的稳定控制.最后,运用Matlab中的Simulink仿真以及实物试验,验证了所提出的设计方法是正确可行的.     

含升力偏置的共轴刚性旋翼配平与响应分析

建立考虑升力偏置的共轴刚性旋翼气弹配平计算方法。在单旋翼气弹计算方法基础上,引入考虑双旋翼气动干扰的入流模型,针对大反流区气动力计算和大前进旋翼气弹配平计算进行相应修正,最终集成考虑升力偏置的共轴刚性旋翼气弹配平计算方法,并开展考虑升力偏置的共轴双旋翼气弹配平分析。分析提前操纵角、升力偏置、前进比因素对双旋翼配平和响应的影响,研究表明在中等前进比时,下旋翼拉力略大于上旋翼,气动效率优于上旋翼。大前进比下桨尖响应曲线呈现2阶特性而增加升力偏置使得响应曲线逐渐为1阶曲线变化,且提前操纵角对双旋翼操纵和桨尖间距均无影响。     

基于立体视觉的直升机旋翼桨叶三维动态变形测量

针对直升机旋翼桨叶变形测量难度大的问题,构建了一种随旋翼旋转的立体相机系统;设计了一种快速精确组网测量旋翼桨叶变形量方案,提出了桨叶三维动态变形量测量方法。理论分析和仿真实验表明,提出的直升机桨叶摄像测量方法具有精度高、速度快、便携式特点,同时通过地面实验验证了该方法的可靠性和鲁棒性。在直升机定型试飞中,可以高速率、高精度获得直升机旋翼桨叶三维变形量和表面结构,具有较好的应用前景。     

舰载直升机着舰风限图计算

 基于动量源计算流体力学（CFD）方法,建立了一个适合前飞状态舰载直升机着舰风限图计算的新模型。在该模型中,控制方程采用惯性坐标系下的非定常Euler主控方程,空间离散采用有限体积法,时间推进采用5步显式Runge－Kutta迭代,来模拟舰船复杂紊流场环境下直升机着舰过程中的旋翼/机身/舰体耦合气动特性;为显著提高计算效率,使用动量源模型模拟旋翼流场的作用;同时考虑着舰飞行状态下的直升机平衡计算,在此基础上确定风限图。以UH-60为研究对象,选取风向角为0°、60°和300°三种状态进行了直升机的平衡计算,并与得到的试验数据进行对比分析,验证了结合CFD的平衡计算方法的可靠性。应用所建立的方法,以旋翼操纵量、尾桨操纵量、直升机姿态角和全机需用功率为判断标准,给出了算例直升机的着舰风限图。结果表明基于CFD的着舰风限图计算方法可以有效地用于舰载直升机着舰风限图的确定。     

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.     

旋翼式微型飞行器升力系统设计

在综合分析多种微型飞行器升力系统方案的基础上,提出了3种旋翼式微型飞行器的升力系统布局方案.通过对其中的双电动机双旋翼微型飞行器升力系统布局方案进行的实验验证,证明了该升力系统布局方案的可行性.     

直升机飞行动力学实时仿真模型研究

进行直升机飞行仿真的关键是要有一个可信度高的直升机飞行动力学模型。飞行动力学模型的可信度取决于旋翼诱导速度模型。本文在推导直升机全机运动方程组的基础上,引入旋翼广义涡流理论表示旋翼的诱导速度分布,并推导出旋翼挥舞运动模型。把旋翼气动力模型结合到运动方程组中,给出了完整的飞行动力学仿真模型。并对某型无人直升机进行了仿真计算,计算结果与实际相符。     

为什么直升机可以悬停空中？

<正>直升机除了可以正常飞行,还可以悬停在空中进行作业,这也是直升机区别于一般固定翼飞机的一种特有的飞行状态。为什么直升机可以停在空中呢？这要从它的飞行原理谈起。任何东西想要离开地面,都需要克服来自地球的吸引力,即“重力”。重力的方向是竖直向下的,它将地球上的物体紧紧拉住。飞机想要升空,那必然需要一种向上的力量来克服重力,等于说有个力量“升力”把它往上拉,当升力大于重力时,飞机便可以离开地面,升上空中。     

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%。