Trajectory optimization of aerial slung load release for piloted helicopters

This study aims to provide the pilot with optimal control time histories for stabilization of a helicopter after releasing the slung load in aerial delivery missions. A model with 21 degrees of freedom(21-DOF) has been developed and validated for a helicopter slung load system. The control history is generated with detailed procedure based on trajectory optimization. Effects of the objective function formulation on the results are discussed and rules are obtained to assist in the objective function determination. We conclude that the pilot should first decrease and then increase the collective control and adjust the longitudinal control to stabilize the helicopter after the in-hover slung load release. The obtained control history is reasonable and helpful for safety and efficiency improvement. Effects of path constraints and the Flight Control System(FCS) are studied. More stringent path constraints will lead to longer time spent and more controls. Stronger stiffness and weaker damping from the FCS will cause milder control histories but sharper on-axis state histories.

基于视觉伺服的四旋翼吊挂抗摆控制方法

四旋翼吊挂飞行时载荷的摆动会显著影响无人机的操纵性和稳定性,无人机运动会引起负载振荡,严重威胁控制系统的安全。针对无人机从起飞阶段加速跟踪远距离时变期望轨迹,尤其是弧形轨迹的过渡过程中,吊挂载荷摆动频率较高的问题,提出了一种基于视觉伺服的三闭环轨迹跟踪和载荷抗摆控制方法,通过对期望姿态角指令进行修正,减小载荷摆动对无人机的影响。对不同吊挂载荷质量以及载荷质量突变的情况进行了分析,仿真和飞行实验结果表明,该抗摆控制策略不但可以极大地降低吊挂载荷的摆动频率,还能使无人机平稳跟踪期望飞行轨迹。

四旋翼悬挂负载系统预设有限时间H_∞容错控制

在实际飞行中,四旋翼飞行器悬挂负载系统容易受到负载摆动以及外部扰动的影响,且可能出现执行器故障。针对此问题,本文基于反步法设计有界H_(∞)容错控制器来抑制外部扰动并消除执行器故障的影响,利用神经网络逼近系统中负载的不确定性,同时引入预设有限时间性能函数,使得四旋翼飞行器即使在负载和外部扰动的影响下,其跟踪误差仍能被约束在预先给定的范围内。所设计的控制器能够保证系统在较精确地跟踪参考轨迹的同时具有较高的抗干扰性能。仿真验证了所设计的控制器的有效性。

基于波动控制的直升机吊挂鲁棒减摆技术

直升机在运输重型货物从平飞到悬停的机动过程中,会产生许多稳定性问题,减小吊挂摆角幅度具有重要意义。基于波动控制的方法为直升机吊挂系统设计一种减摆控制器;采用拉格朗日分析力学法,建立直升机吊挂耦合系统四自由度非线性纵向运动模型,采用小扰动的方法在平衡点处对所建模型进行线性化;在此基础上,基于特征值配置法设计状态反馈控制器;设计波动控制器来减小摆角控制具有良好的动态性能和稳态性能。在仿真中对吊挂载荷质量进行拉偏,证明所设计波动控制器具有较强的鲁棒性,结果表明:所设计波动控制器有效。

四旋翼无人机吊挂飞行减摆控制

针对四旋翼无人机吊挂飞行系统存在模型偏差及外界干扰带来的位置跟踪和减摆控制难的问题,提出了一种基于补偿函数观测器的非线性控制方法。首先,建立了四旋翼无人机吊挂飞行系统动力学模型,并设计了补偿函数观测器对未建模动态和未知扰动进行观测;然后,针对系统参考输入跟踪误差约束,构建了障碍Lyapunov函数来设计反步控制器,并在控制器中引入补偿函数观测器的估计值对系统总扰动进行补偿,保证了无人机位置误差和负载摆角在约束范围内变化,使系统能够达到预期控制效果。Lyapunov稳定性分析证明了闭环系统的稳定性、位置误差的收敛和摆动的抑制。仿真结果表明,设计的控制器在对无人机位置精确控制的同时,能有效抑制吊挂负载的摆动。

基于LQR的无人机吊挂飞行系统减摆控制设计

基于无人机吊挂物资飞行速度较低且飞控算力有限的实际情况,为无人机吊挂飞行系统的减摆控制设计了线性二次调节器(LQR),该控制器能够实现无人机的位置控制和吊挂负载的减摆控制。首先,建立了系统的动力学模型,并在平衡点处进行线性化处理;然后利用线性模型设计了LQR控制器;最后进行了仿真试验,仿真结果表明LQR控制器对无人机吊挂飞行系统取得了较好的减摆控制效果。

无人机吊挂飞行的非线性控制方法设计

针对四旋翼无人机吊挂飞行系统,本文设计了一种新型控制策略.本文首先建立了四旋翼无人机吊挂系统的数学模型.其中负载被看作由刚性绳悬挂在四旋翼无人机重心位置的质点.之后本文通过能量分析的方法设计了针对此系统的非线性控制器.本文提出的控制方法可以在抑制吊挂负载摆动的同时将四旋翼无人机移动到目标位置.本文运用李雅普诺夫稳定性分析和拉塞尔不变性原理对闭环系统的稳定性进行了证明.最后,通过数值仿真,分别将本控制器镇定控制和调节控制的控制效果与线性二次调节器(linear-quadratic regulator,LQR)控制器进行了对比.

直升机-吊挂耦合系统平衡特性和稳定性分析

基于单质点吊挂假设,建立了直升机-吊挂耦合系统的非线性动力学模型.在该假设下,吊挂将引入额外的自由度和约束,使运动方程增加4阶,且为隐式的微分代数方程组.通过将惯性力中的广义加速度项与广义速度的二次项分离,可将运动方程转化为显式的微分方程组.针对无吊挂的直升机本体和直升机-吊挂耦合系统这两种模型,采用直接数值方法,计算了它们以不同速度做零侧滑定直平飞的配平状态,并结合飞行试验数据进行对比.进一步对两种模型进行了小扰动线化处理,分析其运动模态并进行对比.结果表明,单质点吊挂会给系统引入两个新的运动模态,使得吊挂两个自由度上的运动与直升机高度响应产生耦合,同时改变直升机本体各个模态的特性,会使部分模态响应品质变坏.

直升机前飞吊挂飞行动力学响应分析

建立了带吊挂载荷的直升机飞行动力学模型,其中旋翼诱导速度场计算采用了广义动态入流理论模型并添加了畸变项,用以考虑从加速过程的尾迹畸变和附加非定常效应;旋翼气动载荷模型采用了翼型大角度范围插值技术,并结合经典薄翼型理论建立综合的非定常气动载荷模型.还建立了六自由度吊挂载荷模型,其中吊索采用了柔性钢索模型,计入了吊挂模型的气动阻力.通过仿真计算分析了吊挂前飞状态下总距阶跃操纵输入以及前推杆阶跃操纵输入时直升机及吊挂动力学响应历程.

直升机吊挂飞行稳定性和操纵性分析

建立直升机吊挂飞行的直升机/吊挂物/吊索耦合飞行动力学模型。其中直升机基本飞行动力学模型,包括挥、摆耦合的旋翼桨叶挥舞、摆振模型和弹性扭转模型,采用动态入流理论的旋翼尾迹模型,并考虑了旋翼尾迹对吊挂物的影响,还有直升机六自由度运动模型;建立了吊挂物刚体运动模型和根据风洞实验结果确定的吊挂物气动力模型,吊索采用柔索模型。在此基础上,比较了无吊挂配平操纵量与实验结果和吊挂飞行配平计算结果,分析了吊挂物对直升机平衡稳定性的影响以及直升机质心位置和吊点位置对稳定性的影响,在频域里进行了吊挂飞行的操纵性分析,计算结果与飞行实测进行了对比,二者吻合较好。

直升机吊挂及吊挂物抛放过程建模与分析

建立带吊挂载荷的直升机飞行动力学模型。为计算从悬停转入前飞过程中的过渡飞行段尾迹的畸变和气动干扰特性 ,旋翼尾迹模型采用非定常有限状态入流理论并添加了尾迹畸变模型 ;建立了六自由度吊挂体模型 ,包括多段柔性钢索模型、箱体运动模型以及简化的圆柱形箱体气动力模型等 ;箱体内弹药发射和抛放过程计入了后座力模型对箱体的反作用。模型程序能模拟弹丸瞬间抛放 /发射的过程对直升机操稳特性的影响 ,并实时记录弹体。

带大载荷吊挂直升机悬停纵向操纵性分析

建立带吊挂直升机飞行操纵性分析的理论分析模型。在广义动态入流理论的基础上,基于经典非定常气动载荷理论,建立了尾迹畸变和尾迹耗散的实时分析模型。为模拟大负载情况下旋翼转速的波动,建立了双发准定常涡轮轴发动机实时仿真模型。吊挂模型为多段柔性吊索模型,包括吊钩模型和吊挂载荷模型。最后,对比计算和分析了吊挂飞行时的悬停操纵功效。

直升机吊挂构型计算及稳定性分析

针对特定的直升机吊挂载荷飞行任务,给出了吊挂几何构型的计算方法,计算了吊挂的几何参数和绳索内力,并在此基础上分析了飞行速度和吊挂重量对几何构型的影响.针对特定的飞行任务,考虑吊挂的几何尺寸和详细构型,在已有模型的基础上进行了改进和配平计算,配平结果与以前的结论吻合得很好,证明模型可用.计算并分析了不同速度、吊挂参数下系统的平衡和稳定特性.结果表明:带吊挂飞行的直升机,速度增加可以改善横向的螺旋不稳定,但对纵横向的周期模态都会产生不利影响.

直升机吊挂流场数值模拟与尾鳍设计分析

根据已知的直升机吊挂的几何尺寸,利用CAD软件建立了两种吊挂的三维模型.利用图像测绘的方法对第1种吊挂尾鳍进行了初步设计,通过计算流体力学(CFD,Com-putational Fluid Dynamics)方法对带尾鳍的吊挂模型进行了计算与分析,气动力计算结果与理论计算结果吻合较好.此外,对第2种UH-60黑鹰直升机带尾鳍吊挂进行了CFD计算,考察了尾鳍对吊挂流场的影响.通过对两种带尾鳍的直升机吊挂情况的计算分析,证明了尾鳍对保证吊挂在飞行过程中的航向稳定性具有关键的作用,进而提出了一种基于无空气阻尼力假设的直升机吊挂尾鳍尺寸的设计方法,并对第2种吊挂状态下的尾鳍尺寸进行了计算设计.计算所得到的尾鳍面积对航向稳定性的影响结果与国外风洞实验结果保持一致.

直升机吊挂飞行耦合分析

从气动导数和运动模态两个层面分析了直升机吊挂飞行中的耦合。首先,建立了直升机/刚性吊索/刚体吊挂物的全耦合飞行动力学模型。然后,计算了配平特性和频响特性,并与飞行试验数据对比验证了模型。最后,通过算例分析了直升机与吊挂系统的耦合。分析表明:直升机上吊挂点处的运动和作用力是形成相互耦合的关键。相互耦合使得直升机姿态对其角运动产生静稳定作用,直升机自身阻尼对整个系统产生作用,同时还增强了吊索摆角对吊索摆动的静稳定性。气动导数的变化削弱了直升机滚转和荷兰滚模态的稳定性,改善了吊挂系统两个单摆模态的动稳定性。直升机和吊挂系统的横航向耦合强于纵向耦合。

多直升机协调吊挂系统飞行力学建模与特性分析

对多直升机协调吊挂系统中每一架直升机与外吊挂载荷分别建立他们的飞行动力学模型,将弹性吊索视为弹簧阻尼系统,建立弹性吊索数学模型;然后通过弹性吊索动力学将多直升机与吊挂载荷的运动耦合到一起,建立了通用的多直升机协调吊挂系统仿真模型;最后,针对单、四直升机协调吊挂系统建立了仿真验证模型,对直升机协调吊挂系统的稳定性、配平特性进行了分析.仿真结果表明外挂载荷对直升机的稳定性和配平特性产生了较大影响,通过分析证明了仿真结果的合理性,同时证明本文提出的多直升机协调吊挂系统飞行动力学建模方法的可行性.

导弹轨上运动安全性仿真分析

通过建立导弹轨上运动的数学模型,对某型导弹的轨上运动安全性进行了仿真分析,为导弹的安全发射提供了依据和参考,并在此基础上对导弹在发射时的弹架干涉现象提出了解决措施。

基于CFD方法的直升机外吊挂摆动仿真研究

直升机在进行外吊挂作业时,不同的飞行速度、绳索长度以及箱体形状会对外挂物的摆动幅度产生影响,而外挂物的摆动幅度也会对直升机的飞行姿态产生不利影响。本文对直升机外挂物模型进行简化,以外挂物摆动角度与外吊挂气动载荷为判据,通过CFD方法针对不同飞行速度、外吊挂形状以及不同的绳索长度进行分析,通过分析得到飞行速度越大,外挂物的摆动幅度越大,且不稳定性越强;绳索在一定范围内增加,可以减小垂直方向的作用力,但是绳索过长则会导致摆动角度增大,且垂直方向的受力增大;正方形箱体由于四周迎风面积相同,因此因迎风面积产生的扭转力矩小于矩形箱体,在进行外吊挂作业时正方形箱体较矩形箱体更稳定。

大跨度飞机维修库网架结构设计与施工

对大跨度飞机维修机库网架的设计进行了概要总结,重点从结构的选型,方案比较,对整体建筑造价的影响,结构的施工方案论证,减震弹簧支座的选用,屋面结构形式等进行了论述,并同国内同类型机库的设计进行了分析比较,总结出各自的优缺点及改进之处。

四直升机协调吊挂系统模型跟踪非线性控制

基于直升机控制输入逆解的方法,研究了多直升机吊挂系统的控制问题.多直升机协调吊挂系统在外载荷的影响下每一架直升机具有不同的稳定性和响应形式,根据直升机气动力模型和飞行动力学模型,提出基于直升机空气动力学逆的控制输入逆解非线性模型跟踪控制器设计方法.该控制方法的显著优势是能直接处理吊索力反馈,保证多直升机吊挂系统中每一架直升机具有相同的控制律并能有效抑制吊索力扰动,且使每一架直升机具有相同的稳定性和响应特点.仿真结果证明了四直升机的协调吊挂非线性控制方法的可行性和正确性.