BA609倾转旋翼机首飞成功

贝尔／阿古斯塔宇航公司研制的BA609倾转旋翼机于2003年3月份成功地完成了首飞，比原计划的日期提前。

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。

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.

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。

BA609倾转旋翼机重新开始飞行试验

贝尔／阿古斯塔航宇公司计划恢复BA609商用倾转旋翼机的飞行试验工作，并计划争取在2008年取得FAA和意大利民航管理部门的适航认证。

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。

BA609民用倾转旋翼机

BA609是美国贝尔公司和意大利阿古斯塔公司20世纪90年代末合作研制的第一种轻型通用民用倾转旋翼机,可用于救生、医疗救护、商务运输等.

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。

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。

基于任务效能的倾转旋翼机能力需求指标优化方法

以倾转旋翼机为代表的新一代民用高速旋翼飞行器缺乏参考样机和统计数据,在前期设计阶段难以准确地根据市场需要提取各项能力需求,对各项指标进行权衡优化。本文通过K-Means聚类分析方法和粒子群算法,构建了一种倾转旋翼机能力需求指标优化框架,建立了以展弦比、桨尖速度等技术参数为输入,以最大飞行速度、最大悬停高度等性能参数为输出的倾转旋翼机性能估算模型。并在此基础上构建了一套能力需求指标优化算法,该算法能够以任务需求或任务剖面集为输入,对能力需求指标进行整理,生成基于最优分类原则的一系列任务簇,在每个任务簇中开展基于任务效能仿真的能力需求指标优化计算,最终输出优化后的效能最优且可行的倾转旋翼机性能指标、技术指标序列,完成对能力需求指标的转化与优化,为论证、研制等提供支撑和参考。

民用倾转旋翼机的应用需求与关键技术分析

倾转旋翼机适合我国民用航空任务场景,是未来民用直升机的重点发展方向,开展应用需求与关键技术分析是推进我国民用倾转旋翼机发展不可或缺的一步。基于宏观发展环境分析,本文针对应急救援、交通运输和通航作业等领域,研究了民用倾转旋翼机的应用需求。结合XV-15、V-22等典型倾转旋翼机的研制经验和溯源分析,从安全与适航出发,开展了民用倾转旋翼机关键技术元素的识别,并重点分析了飞行控制系统、传动系统、故障模式与安全性设计等关键技术。本文研究成果对我国民用倾转旋翼机的工程化研制具有重要的参考价值。

小型无人倾转旋翼机全模式飞行操纵控制

研究了倾转旋翼机的飞行数学方程,建立了小型无人倾转旋翼机在直升机、倾转及飞机飞行模式的飞行力学仿真模型,计算得出配平工作点处各通道的操纵量和飞行器的飞行姿态,通过各飞行模式的仿真结果确定了该飞行器的全模式飞行策略,飞行试验表明仿真结果符合倾转旋翼机的飞行特性。最后利用特征结构配置算法对小型倾转旋翼机进行解耦控制,并得到良好的解耦效果。