Hover performance estimation and validation of battery powered vertical takeoff and landing aircraft

Battery powered vertical takeoff and landing(VTOL) aircraft attracts more and more interests from public, while limited hover endurance hinders many prospective applications. Based on the weight models of battery, motor and electronic speed controller, the power consumption model of propeller and the constant power discharge model of battery, an efficient method to estimate the hover endurance of battery powered VTOL aircraft was presented. In order to understand the mechanism of performance improvement, the impacts of propulsion system parameters on hover endurance were analyzed by simulations, including the motor power density, the battery capacity, specific energy and Peukert coefficient. Ground experiment platform was established and validation experiments were carried out, the results of which showed a well agreement with the simulations. The estimation method and the analysis results could be used for optimization design and hover performance evaluation of battery powered VTOL aircraft.

垂直起降系统的互补滑模与情感神经网络控制

针对具有未知扰动的垂直起降机双闭环控制系统,提出一种基于连续径向基情感神经网络的互补积分滑模控制策略。建立了包含未知扰动项的垂直起降机的数学模型,为系统内外环分别设计滑模控制器和互补积分滑模控制器,基于对系统鲁棒性的考量,利用连续径向基情感神经网络逼近系统未知扰动项,给出神经网络权重的自适应律,形成一套新型的复合控制策略,利用Lyapunov方法分析了系统的稳定性。通过对垂直起降机的仿真实验与实物实验进行分析对比,证明了所设计的控制器具有更快的收敛速度、更高的跟踪精度和更佳的鲁棒性。

短距垂直起降飞机推进系统典型构型及控制系统

短距垂直起降飞机具有短距起飞、垂直降落、水平飞行等多个模式,对推力控制性能提出了特殊的要求。本文总结20世纪80年代末以来出现的超声速短距垂直起降飞机推进系统,分别介绍其组成与原理,比较推进系统参数及性能指标,并给出推进系统控制技术的发展状况。发展趋势表明,以X-32B为代表的共用型布局具有最高的推进复用性,且飞行控制较为容易。而以F-35B为代表的复合型布局与常规飞机气动布局相似,推进系统能够适应工作点的显著变化,且具有较高的推进系统复用性,是短距垂直起降飞机推进系统的发展趋势。同时,复合型推进系统使得飞机控制系统与推进控制系统存在强耦合,因此在推进系统控制中应用基于模型的约束动态逆控制对控制量解耦,以提升飞行品质,降低飞行员负担,满足快速推力响应需求,实现短距离起飞与垂直起降。

基于安全性的电动垂直起降飞行器飞控系统架构设计

飞行控制系统作为电动垂直起降(electric vertical take-off and landing,eVTOL)飞行器的关键机载系统,需要具备和民机同样的安全性。为了设计满足eVTOL飞行器需求的飞控系统架构,根据适航规章梳理了安全性要求,并基于安全性要求介绍了eVTOL飞行器飞控系统飞控计算机、传感器和作动器余度设计技术,设计了一种基于安全性考虑的eVTOL飞行器飞控系统架构;分析了eVTOL飞行器旋翼构型下的典型功能危险,并采用故障树进行了安全性分析。结果表明,设计的飞控系统架构的典型功能危险能够满足失效概率的要求。

基于仿生技术的尾座式VTOL无人机起降稳定控制及轨迹优化

尾座式垂直起降(Vertical takeoff/landing,VTOL)无人机(Unmanned aerial vehicle,UAV)稳定性差,与传统起落架的适配性低。针对上述问题,提出了一种采用自由尾翼技术的新型起落架。该起落架采用串联多级结构,在降低机身高度的同时,保证了巡航状态下尾翼力臂的长度,并通过虚拟中心点力分布技术对动态着陆过程进行调控,简化了控制过程,有利于模式转换过程中的无缝轨迹优化。随后基于猫中心点单点数据集,利用神经网络对起落架控制进行训练,有效提高了起落架自适应起落速度和精度。最后,结合无人机不同模式的参数要求,进行多目标优化和相似性转换,有效提高了尾座式垂直起降无人机的着陆适应性和稳定性。

双轴承旋转喷管型面设计及数值模拟研究

针对短距/垂直起降战斗机高机动飞行的迫切需求及其矢量喷管机械结构复杂笨重的问题,提出了基于轴对称双喉道气动矢量喷管设计的双轴承旋转喷管,通过采用双轴承结构和双喉道气动矢量喷管相结合的方式,减少驱动结构,使喷管能更高效、轻便地实现短距/垂直起降,并且赋予了飞行器平飞模态高机动飞行的潜力。基于典型轴对称双喉道气动矢量喷管构型,开展了双轴承旋转喷管的型面设计和运动规律研究,利用数值模拟开展关键设计参数对喷管流场的影响研究,获得喷管的性能变化规律。结果表明,短距/垂直起降模态下,典型构型的双轴承旋转喷管推力矢量角最大可达108°,满足短距/垂直起降飞行器对喷管的要求。凹腔段的长短轴比值对喷管短距/垂直起降模态的性能影响较大,相同落压比条件下,长短轴比值越大,喷管的总推力系数越低,推力矢量角越大,并且推力矢量角最大差值达到41°。本文所提出的双轴承旋转喷管可为未来具备短距/垂直起降、高机动性能的飞行器动力系统提供一种新的解决方案。

短距起飞垂直降落飞行器飞行品质研究

根据短距起飞垂直降落(STOVL)飞行器的特点,结合AGARD 577飞行品质规范,从操纵效能和模态特性两方面对短距起飞垂直降落飞行器在飞行品质方面提出要求。基于短距起飞垂直降落飞行器六自由度模型仿真,对飞行器在短距起降过渡状态下的操纵效能进行评估。以等效系统拟配思想,采用遗传算法与最小二乘法的混合算法,对带L_1自适应控制器的高阶飞行器模型进行低阶等效拟配。采用该低阶模型,对飞行器在不同飞行阶段下纵向与横航向的模态特性进行评估。结果表明,该飞行器在短距起降阶段具备一级飞行品质。

涡轴-涡扇变循环发动机方案及性能匹配设计研究

针对旋转机翼式垂直起降高速巡航飞行器,提出了一种新概念结构形式的涡轴-涡扇变循环(TSFVCE)发动机,能够分别在涡轴和涡扇两种模态工作。首先对涡轴-涡扇变循环发动机的结构及工作模式进行了介绍,并建立基于变比热的部件级性能仿真模型;然后通过循环分析,确定发动机第二涵道比为3,Flade外涵风扇压比为1.98,第一涵道比为0.11,完成发动机设计点性能方案设计;最后分析了核心机驱动风扇(CDFS)可调机构对发动机性能影响机理,得出CDFS放气阀对发动机涡扇模态下的推力与涡轴模态下的功率影响较大,对涡扇模态的推力影响最大为61.5%,对涡轴模态的功率影响最大为33.3%,可利用此特性实现发动机在涡扇和涡轴模态下推力和功率输出的匹配。

基于鲁棒观测器的深度强化学习垂直起降运载器姿态稳定研究

针对考虑弹性振动、模型不确定干扰下的垂直起降运载器姿态稳定问题,将鲁棒观测器和深度强化学习中的近端策略优化算法相结合,研究了一种基于鲁棒观测器的近端策略优化(robust observer-based proximal policy optimization,ROB-PPO)方法。该方法设计鲁棒观测器重构受弹性振动干扰的运载器姿态信息,将鲁棒观测器与运载器动力学模型组成环境,将鲁棒观测器得到的重构姿态作为深度强化学习算法的状态,使得深度强化学习智能体与之不断交互,从而训练智能体控制运载器姿态稳定。仿真结果表明,所研究的ROB-PPO算法相较于目前常用的自适应模糊比例-积分-微分(proportional-integral-derivative,PID)算法鲁棒性更强,收敛速度更快。最后,在自主研制的垂直起降运载器上验证了所提出算法有效性。

折叠翼垂直起降飞行器多体动力学建模和控制

针对旋翼飞行器续航能力有限及固定翼飞行器飞行场地受限的问题,提出一种可垂直起降的多单元翼串联式总体布局方案.首先,根据多体串联运动学和升力线理论,分析集中式变形的气动特性,并确定变形过程中的飞行攻角限制.然后,采用拟拉格朗日方程建立完整描述各单元翼间相对运动特性的非线性多体动力学模型,并对比固定翼与折叠翼在爬升过程中的飞行效率,验证了折叠翼的长续航能力以及良好的操纵性.最后,对定直平飞状态下折叠翼姿态与结构耦合特性进行模态分析,据此设计折展和飞行协同控制律,实现倾转折叠过程中的稳定控制.

一种仿生蜻蜓式垂直起降喷管的流动特性分析及优化设计

为提高飞行器排气系统的隐身性及机动性,提出了一种仿生蜻蜓式垂直起降喷管,并对不同模式下喷管的流动特性及流道优化进行研究。首先运用CFD方法分别对常规巡航、S形隐身以及垂直起降模式下的蜻蜓式垂直起降喷管进行流场数值仿真,探究该喷管的流动特性;然后在此基础上,分别研究喷管各舱段间相对转角对S形隐身模式及垂直起降模式下喷管气动特性的影响规律,得出相应模式下气动性能较优的蜻蜓式垂直起降喷管。研究结果表明:相同条件下,常规巡航模式下喷管气动性能较优;各舱段相对转角对喷管气动性能有较大影响,其中转角θ_(1)、θ_(2)、θ_(3)分别为-34°、12°、22°的S形隐身模式喷管以及θ_(1)、θ_(2)、θ_(3)分别为35°、30°、30°的垂直起降模式喷管的综合气动性能较优。

利用旋翼机和固定翼飞机的空气动力学理论综合估算电动垂直起降飞行器的飞行性能

根据旋翼机和固定翼飞机的气动理论开发了一个综合方法过程用于估算电动垂直起降(Electric vertical takeoff and landing, e VTOL)飞行器的飞行性能。这种飞机通常采用多旋翼垂直飞行,螺旋桨和机翼的不同组合方式实现飞行。其中,对旋翼和螺旋桨的气动性能采用传统动量理论分析和旋翼元素分析。本文利用此综合理论研究了12架e VTOL飞行器的飞行性能,包括多旋翼飞行器、矢量推进飞行器和升力巡航飞行器。计算了悬停、爬升和下降以及巡航水平飞行,不同飞行状态时驱动电机、旋翼和机身的飞行特性。据此,可以进一步确定电力推进系统的性能指标,以匹配螺旋桨或旋翼,从而满足飞行任务。

复杂网络城市空中交通生态下eVTOL运行风险演化分析

为明确城市空中交通(UAM)生态下电动垂直起降飞行器(eVTOL)风险因素间的关联性,并探究各类风险因素对风险防控的影响,采用复杂网络理论建立风险演化模型,以国内外无人机事故数据库和通用航空事故统计结果为基础,结合eVTOL在城市低空场景下的运行特点,从人-机-环角度确定35类风险因素和10类危险事件;采用Gephi软件构建网络模型,采用节点度、接近度中心性、介数中心性与网页排序(PR)算法综合评估关键节点,采用边介数评估关键边,确定关键风险传播路径;以降低系统风险为目标,提出断链减灾措施,通过网络效率指标衡量断链控制后的系统安全性。研究结果表明:UAM生态下,eVTOL风险因素关联性较强,且存在8条关键风险传播链。阻断关键人为因素、关键系统技术故障因素及关键中间危险事件3种断链方案,分别使系统安全性提高4.74%、16.21%、18.10%。

基于有限传感器参数的起降点运动姿态换算技术研究

针对以甲板为直升机起降平台的大型水面船舶,船载惯导装置安装布列位置与起降点距离较远,杆臂效应对船舶运动极短期预报模型参数辨识影响较大,严重影响升沉运动预报精度。本文根据有限姿态传感器实时采集横摇、纵摇及升沉信息,结合相关船体坐标,从理论分析入手推导换算起降点的升沉速度,并采用船模试验数据对升沉换算误差及升沉极短期预报精度进行测试验证。测试结果表明,起降点升沉运动换算对提高升沉极短期预报精度,辅助引导直升机舰面起降作业等具有重要意义。

电动垂直起降飞行器发展现状及其在航空医疗救援中的应用展望

介绍了电动垂直起降飞行器的基本概念、发展历程、分类方式、特点及优势,从时间、空间、运送能力和安全性等4个维度分析了电动垂直起降飞行器在航空医疗救援中应用的可行性,指出了电动垂直起降飞行器在院前急救、院际转运和应急医疗救援等方面具有较好的应用前景。

短距起飞/垂直降落飞机升力系统研究进展

短距起飞/垂直降落(STOVL)升力系统是一种允许飞机在极短跑道甚至无跑道条件下起降的航空技术,提供了飞行器在受限空间和复杂环境中实施起降操作的能力,对军用和民用领域都有重要意义。尽管国际上对STOVL飞机的研究已有历史,但敏感或专用技术的信息并未广泛共享。为深入探索STOVL飞机升力系统的关键技术、难点和发展方向,在全面分析和总结最新研究进展和技术挑战的基础上,针对该领域的研究进展进行综述,特别是针对F-35B飞机深入探讨了STOVL飞机升力系统的关键技术,包括升力风扇、三轴承矢量喷管和整机推进系统性能等。在此基础上总结归纳了国内外学者在复杂结构设计、动力系统建模、环境影响评估和性能优化等方面的研究,为STOVL飞机的研发与优化设计提供方向参考。

基于产品语义学的飞行汽车外观设计

为利用外观设计手段以增强飞行汽车的功能性与精神内涵,进而提升其整体性能与用户体验。文章基于产品语义学的设计理念,首先深入分析了弓头鲸的形态、色彩及材质特征,并从中提炼出具有启发性的语义元素。其次,将这些语义元素巧妙地融入飞行汽车的外观设计中,具体体现在外观造型的构思、色彩的搭配以及材质的选择。最后,形成了一套系统且完整的设计方案。实践证明,该设计方法有效提升了飞行汽车的视觉美感、文化象征意义和飞行效率,促进了飞行汽车在功能性和美学上的全面发展,为未来飞行汽车的未来发展外观设计提供了理论依据和实践指导。

三轴承旋转喷管矢量偏转规律及流场特性研究

基于短距/垂直起降战斗机用三轴承旋转喷管的特殊设计要求,通过几何约束条件开展了三轴承旋转喷管型面设计方法及运动规律推导与研究,研究了非线性和线性两种喷管矢量角控制规律下的三段筒体随时间的旋转规律。根据小型涡轮喷气发动机的几何尺寸,利用发展的型面设计方法和喷管筒体旋转规律,设计了小尺寸三轴承旋转喷管,并利用CFD数值模拟技术对该喷管的流场特性进行了计算与分析。通过CFD数值模拟技术得到了不同矢量角下喷管的三维流动特性及不同落压比下的气动特性。结果表明:采用喷管矢量角非线性控制规律可以减少非线性控制变量,保证喷管机动性的前提下减小了喷管的设计难度和控制复杂度;基于小型涡轮喷气发动机设计的三轴承旋转喷管0°的推力系数较理想喷管低,90°的推力系数较理想喷管高,喷管在地面最大落压比下0°比90°推力系数高约1%。

S/VTOL战斗机及其推进系统的技术研究

短距起飞/垂直降落战斗机集固定翼和旋翼飞机的优势于一身,由于其出色的性能一直广受关注,但由于技术难度大,迄今为止,世界范围内仅有3型战斗机真正装备部队使用,分别是英国"鹞式"战斗机、前苏联雅克-38战斗机和美国F-35B战斗机。按照短距起飞/垂直降落战斗机推进系统提供升力和推力的方式,将其推进系统分为共用型、组合型和复合型3种类型。介绍了3种短距起飞/垂直降落战斗机推进系统的工作原理、应用和发展,并分析了其优缺点,给出了推进系统研制发展的启示及建议。

倾转旋翼飞机技术发展研究

对倾转旋翼飞机的技术基础——推力矢量技术进行了介绍,分析了倾转旋翼飞机直升机模态和固定翼飞机模态的工作特点;针对倾转旋翼飞机的概念、方案进行了论述,并提出了倾转旋翼飞机的技术规格要求;总结了倾转旋翼飞机的技术发展历程、技术方案演变及各发展阶段的特点,并展望了其应用前景。