倾转旋翼机悬停状态气动干扰分析

针对倾转旋翼机,开展了悬停状态气动干扰风洞试验和数值模拟研究。试验中,测量了悬停状态下的旋翼升力、扭矩以及半模机翼的气动力。同时,采用运动嵌套网格方法,通过求解N-S方程对机翼倾角0°和90°两种状态进行数值模拟,开展了数值模拟与风洞试验的相关性分析研究,验证了该数值模拟方法的有效性。结果表明:不考虑机身气动力时,孤立旋翼、机翼攻角0°和机翼攻角90°三种状态下旋翼气动特性差异不明显;考虑机身气动力时,机翼攻角0°时,机身产生约18.2%向下载荷,单片桨叶和机身出现强烈非定常气动特性,其中桨叶升力系数动态值与平均值比为9.8%,机身升力系数动态值与平均值比为18.38%。

不同前倾角度倾转旋翼噪声数值计算分析

基于自由尾迹结合FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的方法建立了倾转旋翼气动噪声计算模型,并采用倾转旋翼模型噪声试验数据验证了计算分析方法的有效性。选取典型过渡路径,进行考虑配平的倾转双旋翼气动噪声特性计算,获得了旋翼桨叶剖面非定常气动载荷以及不同测点气动噪声等计算结果,分析了倾转旋翼在不同前倾角下噪声指向性和噪声声压级的变化。结果表明:由于双旋翼噪声在传播中的叠加和抵消,倾转双旋翼和孤立单旋翼的噪声指向特性存在较大的不同;倾转旋翼噪声随前倾角增加总体上呈现先增加后减小的变化趋势,在前倾角30°附近噪声最强;不同前倾角下噪声声压级和指向性的变化与旋翼桨尖马赫数、气动载荷和桨盘角度等多种因素相关。

倾转旋翼动载荷高阶谐波主动控制

针对倾转旋翼动载荷抑制问题,发展了倾转旋翼/弹性机身耦合动力学计算方法,基于广义卡曼滤波方法与最优控制原理,研究了桨距高阶谐波控制(HHC,Higher Harmonic Control)在倾转旋翼减振中的应用,明确了控制流程与控制策略.以XV-15倾转旋翼机为例,开展了旋翼动载荷高阶谐波控制仿真,结果表明:在传递矩阵在线识别条件下,旋翼桨毂3Ω载荷分量显著降低,降幅最大90%,最小18%.施加高阶桨距控制后,桨尖区域升力随方位角的波动幅度明显降低,表明HHC方法主要通过削减桨叶高频气动力实现旋翼减振.

多节链式倾转旋翼飞行器重构控制与运动仿真

多节链式旋翼飞行器具有构形可变换的特点,是应对运动空间变化的一种有效构形设计方式。受限于构形变化下电机共轴带来的横向转动力矩的缺失,多节链式旋翼飞行器的动态重构飞行具有无法达成的临界构形区间。为此,设计了具备横向倾转的链式旋翼机体结构,以单机臂为模块化结构基本单元,通过旋转关节实现水平向的构形变化,机臂中段配置倾转矢量关节,用以提供滚转力矩支撑。在机体运动学、动力学模型推导的基础上,引入虚拟控制量对控制分配进行线性化处理,利用Moore-Penrose伪逆求解控制效率矩阵,面向全构形变换设计了基于全驱动控制的飞行控制律。对飞行器典型构形位姿控制的稳定性、构形变换控制的可行性进行实验论证,仿真结果表明:在飞行器各典型构形飞行状态下,姿态各轴向角度跟踪最大误差不超过0.05°,构形变换过程中,姿态各轴向角度跟踪误差不超出0.1°,2种情况下,位置偏差均能控制在1 mm以内,飞行器具备各构形下稳定飞行及构形变换的能力,为进一步开展动态重构及稳健飞行提供了必要条件。

倾转旋翼机齿轮-丝杠作动器动力学建模及响应分析

倾转旋翼机的倾转机构是由齿轮副与滚珠丝杠副组成的复杂结构,动力学问题较为突出。为准确分析其动态行为并探明振动机制,考虑丝杠副的滚珠冲击激励以及齿轮副的准静态传动误差激励耦合作用,提出了一种齿轮-滚珠丝杠作动器系统动力学耦合建模方法。基于系统动力学方程求解特征值问题,得到了系统各阶固有频率与振型;对比有限元模态分析结果,验证了理论模型的准确性;在此基础上,分析了齿轮-滚珠丝杠作动器系统的动态行为,研究了丝杠副结构参数对输出响应的影响。结果表明,丝杠轴向振动响应随着螺旋升角的增大而减小,随着接触角的增大呈现先增大后减小的趋势。

基于串级模型预测控制的倾转旋翼机过渡段控制

针对倾转旋翼机过渡阶段存在的纵垂向控制通道切换问题,基于串级控制框架提出了一种具有自适应权重矩阵的模型预测控制(model predictive control,MPC)策略。首先,通过分析直升机模态和定翼机模态的控制结构差别,构造了兼容全部飞行模态的增广串级控制结构。然后,在确立了倾转旋翼机的模糊建模策略后,设计了MPC目标函数中权重矩阵的参数自适应变化律,从而使内环和外环中高度、前飞速度的跟踪误差惩罚项根据所处模态的不同有着不同的惩罚占比。这样可以使在过渡阶段设计的增广串级控制结构能始终满足时标分离原则。该控制方案将2个飞行模态和过渡阶段的控制纳入一个统一的控制结构中,实现了各飞行模态间的自由切换。仿真结果表明,所提控制方案有良好的控制效果,控制量较为平滑。

倾转旋翼飞行器机翼滑流区面积可视化计算方法

机翼滑流区面积计算是进行倾转旋翼飞行器旋翼与机翼气动干扰分析的关键,针对倾转旋翼飞行器机翼滑流区面积计算,基于CATIA二次开发和参数化设计技术,结合气动计算和三维几何图形运算,提出一种可视化计算方法,其能够在考虑机翼和旋翼参数影响的情况下,准确计算机翼滑流区面积,并且能够直观地确定机翼滑流区区域及机翼滑流区随各项参数的动态变化过程。通过基于XV-15倾转旋翼飞行器参数进行实例计算和分析,结果表明:机翼安装角、后掠角、上反角等机翼参数在纵向和侧向分析时对机翼滑流区面积影响较小;旋翼后倒角、侧倒角及旋翼主轴侧倾角等旋翼参数对机翼滑流区面积影响较大;在不考虑旋翼后倒角和侧倒角的情况下,采用所提方法对XV-15倾转旋翼飞行器机翼滑流区面积进行计算,计算精度最大可提升18.976%。

基于改进遗传算法的倾转旋翼无人机区域覆盖路径规划

基于改进遗传算法研究倾转旋翼无人机(TRUAV)在多障碍物约束下的区域覆盖路径规划问题.运用最小跨度算法和往返路径生成算法进行任务区域内的覆盖路径初规划,将区域覆盖问题转化为旅行商问题以优化覆盖路径顺序.为了避开区域内的障碍物,提出鱼尾形避障策略.引入最近邻算法,生成比传统遗传算法质量更高的初始种群,设计三点式交叉算子和动态区间变异算子进行遗传操作以提高所提算法的全局搜索能力,避免算法陷入局部最优.在含多个障碍物的多边形区域算例内仿真验证所提算法的性能.结果表明,相比于逐行路径覆盖算法和传统遗传算法,所提算法的覆盖路径长度减少了7.80%,TRUAV的任务区域覆盖效率显著提升.

尾缘定常吹气对倾转旋翼机翼型气动性能影响

为改善倾转旋翼机气动性能,基于雷诺平均Navier-Stokes方程,采用数值仿真技术研究了尾缘定常吹气控制对倾转旋翼机翼型气动性能的影响。以A821201翼型为基础,系统地讨论了吹气角度、吹气速度和吹气孔宽度等参数对气动力的影响规律。计算结果表明:正角度吹气时,翼型的升力系数和升阻比要小于基础翼型;负角度吹气时,翼型的升力系数和升阻比要大于基础翼型。当吹气角为-45°时,相对于基础翼型,施加尾缘吹气控制后翼型的最大升力系数增加了6.48%,升阻比峰值增加了9.57%。在此基础上,随着吹气速度和吹气孔宽度的增大,翼型的升力系数和升阻比会进一步提升。当吹气速度为60m/s,吹气口宽度0.003C时,8°迎角状态下原来存在于A821201翼型上表面的分离涡完全消失。

倾转旋翼无人机过渡段控制策略研究

针对倾转旋翼无人机过渡段的纵向控制问题,以某型倾转旋翼无人机为研究对象,综述了国内倾转旋翼机的发展趋势。利用Rotorlib软件建立倾转旋翼无人机的6自由度刚体模型;通过频域和时域对过渡段的特性进行分析,设计出过渡段的舵面操纵分配策略;对总距控制通道的控制结构进行设计。由于倾转旋翼在过渡过程中总距控制通道存在严重的耦合,根据动力学方程分析提出余弦分配的策略来改进耦合问题。通过仿真验证了余弦分配对于总距控制通道的耦合问题有明显的改善。

倾转旋翼/机翼连续过渡状态气动性能仿真分析

基于重叠网格,构建适用于连续倾转过渡状态模拟的数值计算框架.针对无人机中的2个重要部件——旋翼和机翼,模拟旋翼/机翼系统从固定翼模式倾转至直升机模式的过渡状态.采用雷诺平均方程,比较不同前进比下的气动性能变化,分析侧风风速对过渡状态的气动性能影响.结果表明,机翼升阻力系数随着倾转角的增大而减小,变化程度随着前进比的增大而减小;旋翼拉力随着倾转角的增大而增大,变化程度随着前进比的增大而增大.当来流存在侧风情况时,机翼升阻力系数减小,在倾转角到65°后侧风风速较小时的机翼性能有一定提升.旋翼的拉力系数大小受侧风影响不大,但振荡幅度会因此增大.

基于LQR的倾转旋翼机过渡段控制律设计

倾转旋翼机具有直升机模态、过渡段模态和定翼机模态,既有直升机的悬停和垂直起降性能,又有定翼机的高速巡航飞行能力,在过渡段模态,气动干扰严重且稳定性较差,因此,设计过渡段的控制律具有一定意义。以XV-15倾转旋翼机作为原型,首先用MATLAB建立飞机的气动模型,然后基于LQR最优控制算法对过渡段的纵垂向飞行姿态进行控制律的设计,最后进行模拟仿真。结果表明,LQR控制器对倾转旋翼机的飞行姿态具有较好的控制效果。

倾转旋翼机舵面故障后动态倾转过渡优化

倾转旋翼机操纵面故障后的安全高效应急操纵是避免飞行事故的重要环节。本文计算分析了倾转旋翼机遭遇不同作动器故障后倾转过渡的飞行轨迹和操纵优化。首先将倾转旋翼机不同舵面故障后的安全过渡倾转问题转换为最优控制问题,然后采用混合多重打靶法将最优控制问题离散为非线性规划问题,并进行数值求解。以XV-15为研究对象,面向基于最优控制模型的倾转过渡过程进行验证,随后注入舵面损伤、卡滞故障,计算并分析故障后的最优安全倾转过程和操纵策略。结果表明,当升降舵出现舵效损失时,飞行员需要增大纵向杆量输出,可完成动态倾转过渡,但随着损失增大,倾转过渡的操纵复杂度会提升;升降舵出现卡滞后,调节飞行速度,改变了倾转过渡路径,可完成正向倾转过渡。

倾转旋翼机涡环状态数值模拟及数学建模

倾转旋翼机垂直下降或斜下降过程中包含极为危险的涡环状态,为掌握涡环状态下其气动载荷、流场变化规律,建立涡环边界数学模型,为相应飞行仿真和飞行试验提供数学模型。采用基于滑移网格技术的CFD方法模拟了倾转旋翼机的涡环状态,研究了倾转旋翼机垂直下降飞行时涡环状态流场、力和力矩的演变规律,提出了倾转旋翼机涡环边界计算方法,并得出了涡环边界解析表达式。结果表明:与直升机涡环状态的主要区别为,倾转旋翼机的机翼降低了单个旋翼涡环状态的影响,但倾转旋翼机旋翼分布的对称性,提高了飞行器滚转力矩失衡的风险;倾转旋翼机垂直下降速率v_(H)/v_(h)为0.9左右时,会进入成熟的涡环状态,旋翼拉力损失最大,为18%;倾转旋翼机垂直下降时的涡环状态对应的下降速率为0.583≤v_(H)/v_(h)≤1.516,风险一方面来源于倾转旋翼机左、右两部分旋翼拉力不对称导致倾覆,一方面来源于倾转旋翼机旋翼拉力损失过大导致坠毁;根据涡环状态危险程度,建立了垂直下降和斜下降状态的涡环边界数学模型。结果可为倾转旋翼机的设计和安全飞行提供下降速度规避依据。

基于LQR的无人倾转旋翼机全模式控制律设计

针对无人倾转旋翼机的倾转过程阶段存在操纵舵面冗余、垂纵向通道耦合的问题,对倾转过程中的冗余操纵量分配策略和垂纵向通道控制量融合策略进行分析,开展基于线性二次型调节器(linear quadratic regulator,LQR)的姿态控制器的设计与验证。以短舱倾角作为权重因子综合2套基于LQR的多环控制器,通过增益调度对其进行优化,克服倾转过程中由模型特性差异引起的控制效果不佳的问题,实现无人倾转旋翼机倾转过程中的姿态平滑控制;最后进行“直升机前飞-倾转过渡-固定翼巡航”的全模式飞行仿真。结果表明:控制系统能够有效解决舵面冗余及通道耦合问题,在倾转过程中体现出较优的系统性能。

基于飞行特性的倾转旋翼机变直径方案研究

变直径倾转旋翼机作为一种新构型倾转旋翼机,通过对其飞行特性进行仿真,可根据仿真结果为设计阶段的变直径方案选择提供设计依据。本文建立了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和非线性飞行动力学模型,并对样机进行仿真计算。根据参数对于飞行性能及配平结果的影响,规划算例样机的旋翼直径变化范围、变直径时机及变直径操纵策略,得到样机最佳旋翼直径变化范围为0.7R~1.15R,最佳变直径时机为:360 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径增大过程,250 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径减小过程。同时基于西科夫斯基变直径旋翼设计了一种变截面扭管形式的变直径旋翼操纵策略。

四倾转旋翼无人飞行器倾转旋翼系统模块化设计方法研究

倾转旋翼无人飞行器多旋翼化发展趋势明显,倾转旋翼系统设计模块化有助于集成组装、减少设计重复性。本文以四倾转旋翼无人飞行器为目标,应用模块化设计方法进行倾转旋翼系统设计。首先,设计倾转旋翼系统的模块化机械结构、控制结构和通信结构,应用CAN总线通信机制,将倾转旋翼系统作为节点接入整机分布式控制系统;然后,开展倾转旋翼系统内部桨距控制、旋翼转速控制以及旋翼倾转控制的研究;最后,搭建倾转旋翼系统测试平台,验证倾转旋翼系统模块化各组成部分设计的正确性以及模块化设计方法的可行性。结果表明:旋翼转速波动误差小于2.6%,且可在7 s内实现直升机模式到固定翼模式的平缓匀速过渡,系统数据通信实时性良好,满足倾转旋翼系统应用需求。

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。

倾转旋翼机复合材料机翼动特性仿真分析

倾转旋翼机可在直升机模式、固定翼飞机模式和两者之间过渡模式飞行,集直升机和固定翼飞机飞行特点与一身。相比传统直升机,倾转旋翼机的飞行速度大幅提高,飞行包线更大,应用范围更加广阔;与固定翼飞机相比,倾转旋翼机大大降低了对场地的要求,提高了空间灵活性。然而,倾转旋翼机特殊的结构设计使其兼具了类似于直升机“地面共振”“空中共振”以及固定翼飞机回转颤振的动力学不稳定问题,其中回转颤振是倾转旋翼机设计不容忽视的自激不稳定性问题。

倾转旋翼机过渡段动态最优控制技术研究

针对倾转旋翼机的最优过渡问题,采用动态最优控制来减小过渡时间、姿态角变化以及缓解驾驶员工作负荷。在飞行动力学模型的基础上引入操纵方程,通过引入操纵量方程来缓解操纵量的跳变;随后将飞行器的最优动态倾转过渡过程转变成非线性动态最优控制问题,引入合理的性能指标,基于序列二次规划算法进行求解;最终以XV-15为例,分析系统各个通道抗风扰能力以及进行全航线飞行仿真。实验结果表明,所设计的过渡段最优控制在倾转旋翼机的各个通道抗风扰性能突出,系统鲁棒性较好,具有较好的实际应用价值。