倾转四旋翼机过渡状态飞行控制律设计

针对倾转四旋翼机过渡状态飞行控制律进行了设计研究。首先,结合滑模理论与干扰观测器设计了倾转四旋翼机倾转过渡走廊动态飞行完整控制律,并利用滑模控制方法的鲁棒性完成了全机气动干扰估计,在时域仿真环境中模拟精确气动干扰效应。然后,以倾转角作为旋翼控制器和固定翼控制器的权重因子进行操纵分配,完成了线性及正弦倾转角曲线变化下过渡模式的定高飞行控制,并将两种曲线下飞行器过渡模式状态量进行比对。最后,开展了仿真验证。结果表明,所设计的控制器动态性能良好,响应速度快,鲁棒性强,能保证倾转四旋翼机在过渡状态下保持良好的高度稳定性。

倾转四旋翼飞行器操纵策略及配平特性分析

针对倾转四旋翼飞行器机翼与旋翼气动干扰复杂的问题,建立了考虑干扰的倾转四旋翼飞行器飞行动力学模型,提出了倾转四旋翼飞行器在直升机与固定翼模式下的操纵策略,并利用数值仿真方法研究了不同模式下的配平特性。利用小扰动假设提取出直升机小速度前飞状态下的状态矩阵,分析不同前飞速度下的特征根变化趋势,并以典型速度下的配平状态矩阵与操纵矩阵分析了零输入响应与零状态响应特性。仿真结果表明,倾转四旋翼飞行器在小速度前飞状态下俯仰通道较为独立,滚转和偏航通道存在耦合。

倾转旋翼机过渡状态飞行速度对气动性能的影响

针对倾转半机翼类型的倾转旋翼机,采用计算流体力学方法建立过渡状态的数值计算模型,用于其气动特性计算与分析,研究前飞速度对倾转旋翼机过渡状态气动性能的影响。首先,基于动量源方法建立旋翼气动分析模型,对孤立旋翼进行动压分布计算并与试验结果进行对比,验证建立的动量源方法的有效性;然后,建立全机的气动干扰数值计算模型,对机身采用非结构化网格进行划分;最后,分析过渡状态主要部件竖直方向力及倾转段机翼气动性能随前飞速度的变化规律。结果表明:随倾转角增大,倾转段机翼的升阻比减小明显;在小倾转角度下,虽然倾转段机翼发生了失速,但由于其迎风面积增大且在升力方向上具有一定的投影面积,其升力不会迅速减小。