倾转机翼/旋翼机过渡姿态规划分析

针对带有倾转机翼段的新构型倾转旋翼机复杂的倾转过渡变构型过程,提出一种基于动量叶素理论的高速段倾转走廊边界计算方法。通过低速时机翼失速限制和高速时旋翼可用功率限制建立倾转过渡走廊计算模型,对比了传统构型倾转旋翼机和倾转机翼/旋翼机的倾转过渡走廊差别。对2种构型倾转旋翼机倾转过渡状态下前飞速度、机身迎角、旋翼桨距角姿态进行了对比分析。结果表明:带有倾转机翼段的倾转机翼/旋翼机具有更狭窄的倾转走廊,在短舱角0°状态,倾转机翼段占1/3展长的旋翼机相较于传统构型倾转旋翼机,倾转速度边界从39~57 m/s缩减到41.7~51.2 m/s,倾转操纵难度加大;在大于45°短舱角的倾转前期,同样的前飞速度和短舱倾转角状态下,倾转机翼/旋翼机机身迎角降低约2°,旋翼桨距角增大1°~4°,随着倾转过渡的完成,2种构型倾转旋翼机姿态差异逐渐变小。

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%。

倾转机翼旋翼无人机倾转过渡状态数值模拟

倾转机翼旋翼无人机相较于传统构型倾转旋翼机能够显著改善悬停状态旋翼尾迹对机翼的气动干扰影响,提高飞行效率。针对该构型无人机具有复杂非定常气动特性的连续倾转过渡过程,采用由经典的分离涡模拟方法(DES)改进得到的延迟分离涡模拟方法(DDES)对其进行流场气动干扰计算,倾转过渡过程中无人机前飞速度、旋翼桨距角、机身与固定翼迎角以及短舱倾转角都随时间动态变化。通过与无倾转机翼传统构型对比,分析了倾转过渡过程气动性能变化以及流场机理。仿真计算结果表明,倾转初始状态无人机受到旋翼下洗流影响较小,在30°短舱倾转角以前的倾转过程,由于倾转机翼段阻力增大,导致旋翼需用拉力增大。倾转机翼段在倾转过程中产生的分离涡与旋翼下洗流尾迹产生碰撞干扰,导致在机翼翼梢位置产生更大的尾迹干扰区域,并且对内侧固定翼翼梢产生下洗效果,降低了整机升力。

直线型倾转多旋翼植保无人机建模与控制

针对直线型倾转多旋翼植保无人机模型耦合复杂、作业时易受施药执行器干扰等问题,提出了一种模型补偿-线性自抗扰控制算法。首先建立无人机运动学和动力学模型,并分析作业时离心喷头产生的力矩作用影响;然后将作业模型中的固定部分作为已知扰动,引入模型补偿-扩张状态观测器估计内外未知总扰动并动态补偿控制系统,完成位姿控制器设计。仿真结果表明,所提出的算法在作业场景下偏航角度误差小于0.2°,恢复时间小于0.55 s,相比于PID算法和线性自抗扰算法最大角度偏差分别降低3.4°和0.9°,恢复时间减少3.1和0.99 s,具有较强的鲁棒性。飞行实验表明,该无人机可以很好地跟踪植保作业轨迹,最大位置稳态误差小于15 cm,满足植保作业需求。

基于IESPSO的舵机倾转矢量动力系统建模与参数辨识

针对在旋翼动态时产生的外力矩影响下,倾转矢量动力系统中的舵机系统模型辨识精度低、实际响应难以估计的问题,本文将舵机外力矩作为扰动噪声纳入辨识环节,构建系统模型,并提出了一种基于改进生态系统粒子群优化(IESPSO)的倾转旋翼舵机系统参数辨识方法。为确保试验稳定安全进行,本文设计了倾转矢量动力系统辨识平台,进行参数辨识试验。试验结果表明,在旋翼动态时产生的外力矩噪声影响下,IESPSO相对于粒子群优化法、生态系统粒子群优化法与递推最小二乘法,均方根误差降低了1.46%,1.79%与56.37%,辨识精度有明显提升,并具备更快的寻优收敛速度。在修改搜索空间后,IESPSO仍具有较高的寻优精度,避免了在宽搜索空间下无法快速搜索至较优可行解的问题。

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。

倾转动力无人机三维过渡走廊

为解决传统过渡走廊中忽略系统动态特征、缺少迎角信息、难以直接用于过渡路径规划的问题,提出一种适用于倾转动力类无人机的三维过渡走廊建立方法。所提方法从物理约束角度限制飞行速度与倾转角度边界,从飞行力学角度限制全机升力特性边界,从能源配置角度限制动力系统功率边界,从而建立关于飞行速度、倾转角度与迎角的三维过渡走廊,并且设计综合性能指标函数用于描述走廊内各飞行路径点的性能。基于所建三维过渡走廊采用鸽群优化算法完成最优过渡路径的搜索工作。结果表明:所建三维过渡走廊能够更加具体地描述可用飞行范围,其不仅包括传统过渡走廊的飞行速度与倾转角度,同时还包含迎角与性能指标信息,这为过渡路径规划提供基础;鸽群优化算法具有良好的过渡路径优化能力,通过优化使无人机拥有良好的飞行效果,动力系统油门杆量变化平稳、幅值较小,证明使用三维过渡走廊指导过渡飞行与规划过渡路径的可行性。

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。

锂离子电池动态特性对倾转式eVTOL飞行性能的影响

为准确分析倾转式电动垂直起降飞行器(eVTOL)飞行剖面的变化和锂离子电池的动态特性对飞行性能的影响,结合锂离子电池等主要部件特性建立电动系统模型,提出考虑电池动态特性的eVTOL飞行器性能计算方法,并应用所提出的性能方法对锂离子电池动态特性的影响进行分析,提炼eVTOL飞行器对电能的需求规律。示例飞行器性能仿真表明,锂离子电池动态特性对动力系统功率产生影响,使悬停垂降时电池输出功率密度仅为垂起悬停阶段的78%;同时影响巡航性能,使巡航末段单位能耗航时和航程相比于起始段减少16%和17%。

全驱动倾转四旋翼式飞枪的建模与控制

欠驱动的机/枪一体式四旋翼飞枪位置和姿态的控制存在耦合,无法实现带俯仰角的悬停射击,移动射击过程中火控策略复杂。设计了一种全驱动的倾转四旋翼无人机,并以此作为飞枪载体,在实现系统解耦的同时,简化了控制分配方法。首先通过牛顿欧拉法对系统进行数学建模,然后利用反步法设计控制器并证明系统稳定性,最后通过Simulink进行仿真实验。实验结果表明:本文设计的全驱动飞枪模型可实现位置和姿态的解耦控制,跟踪误差小,可满足飞枪悬停射击、移动射击的射击要求,适用于实时性要求高的飞/火控系统。

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/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.

倾转旋翼飞机倾转机构设计及优化

倾转机构在倾转旋翼机过渡飞行阶段起着重要作用。文中以某倾转旋翼机倾转机构为研究对象,建立计算数学模型,研究传动角随作动器固定点变化规律,并以整个倾转过程中传动角算术平均值最大为优化目标,得到作动器固定位置最优点,并以该点为研究目标,当作动器匀速运动时,研究倾转角度及角速度随时间变化规律,为倾转机构控制提供参考。研究结果表明:固定点位置横向距离为4r、纵向距离为0.7r时,倾转过程平均传动角最大为67.369°;当作动器匀速运动时,倾转机构角度接近线性增加,角速度先降低,后提高,呈类抛物线规律。

倾转四旋翼无人机自适应RNN互补滑模控制

针对倾转四旋翼无人机(TQUAV)在未知扰动下飞行的轨迹跟踪问题,提出了一种自适应循环神经网络(RNN)互补滑模控制(CSMC)方法。首先,将倾转四旋翼无人机动力学系统分为位置子系统和姿态子系统并分别设计互补滑模控制器。考虑到无人机在飞行过程中受到外部扰动的影响,由滑模控制方法得到的理想控制器包含未知的干扰项,因此使用循环神经网络来估计未知扰动。然后,为降低循环神经网络组合估计误差的影响并削弱控制器抖振,引入超螺旋滑模控制(STSMC)设计切换控制器。最后,通过仿真验证了所提方法的有效性。

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。

小型多桨倾转机翼飞行器倾转过渡特性风洞试验研究

多桨倾转机翼飞行器飞行模式多且操控复杂,尤其是倾转过渡模式,气动干扰复杂,操纵冗余,从理论上确定气动与操纵特性难度大。为了研究多桨倾转机翼飞行器倾转过渡模式的气动与操纵特性,对某小型多桨倾转机翼无人机单独机翼及整机开展了倾转过渡模式不同机翼倾角、不同舵面角度、不同油门等状态下的吹风测力试验。根据试验数据分析了整机倾转过渡模式的操纵特性及控制原则,为多桨倾转机翼构型飞行器总体设计及倾转过渡模式操纵策略研究提供了参考。

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。

倾转铸造技术的研究现状与展望

倾转铸造已经发展成为一种比较成熟的铸造工艺,在众多领域的零部件生产中有着广泛的应用。在调研、了解倾转铸造原理及其技术应用特点的基础上,对倾转铸造技术的发展和最新研究成果进行了综述,并总结了倾转铸造技术研究的主要内容,最后对倾转铸造技术的发展做出了展望。

基于NLESO的倾转动力无人机垂直起降模态轨迹跟踪控制

针对存在复杂不确定性的倾转动力无人机垂直起降模态,进行轨迹跟踪控制研究,提出了一种基于非线性扩张状态观测器(NLESO)的内外双环滑模控制方案。基于倾转动力无人机特点,依次建立其动力系统模型、机体与操纵舵面空气动力模型以及动力学方程,完成动力学建模工作;将各种内外部扰动视作集总干扰,设计NLESO对其进行估计与补偿;基于NLESO与滑模控制方法设计了垂直起降模态的位置与姿态双环控制器;设计Lyapunov函数对NLESO以及整个控制系统进行了稳定性分析。仿真实验表明,文中所提出方法针对复杂扰动具有较强的抑制能力,显著提升了倾转动力无人机垂直起降模态的轨迹跟踪精度与响应速度。