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.

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。

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%。

基于有限时间观测器的VTOL飞行器跟踪控制

针对垂直起降(VTOL)飞行器的轨迹跟踪控制问题,本文提出了一种基于有限时间控制的输出反馈控制方案。采用系统分解技术将原系统解耦成2个子系统,将原系统的输出轨迹跟踪问题转化为2个子系统的镇定问题。对解耦后的系统,利用滑模控制方法设计了一种状态反馈控制律,所设计的控制器能够保证闭环系统有限时间稳定。考虑部分状态不可测量情况下的VTOL飞行器轨迹跟踪控制问题,提出了一个有限时间快速收敛观测器,基于有限时间快速收敛观测器提出了有限时间输出反馈控制律。仿真结果表明,所提出的控制方法具有良好的跟踪性能,能够实现飞行器对给定参考轨迹的快速、准确跟踪。

Retarded Harrier Maneuver as a New and Efficient Approach for Fixed-Wing Aircraft to Achieve S/VTOL

Modern day VTOL fixed-wing aircraft based on quadplane design is relatively simple and reliable due to lack of complex mechanical components compared to tilt-wings or tilt-rotors in the pre-80’s era. Radio-controlled aerobatic airplanes have thrust-to-weight ratio of greater than unity and are capable of performing a range of impressive maneuvers including the so-called harrier maneuver. We hereby present a new maneuver known as the retarded harrier that is applicable to un/manned fixed-wing aircraft for achieving VTOL flight with a better forward flight performance than a quadplane in terms of weight, speed and esthetics. An airplane with tandem roto-stabilizers is also presented as an efficient airframe to achieve VTOL via retarded harrier maneuver, and detailed analysis is given for hovering at 45° and 60° and comparison is made against the widely adopted quadplane. This work also includes experimental demonstration of retarded harrier maneuver using a small remotely pilot airplane of wingspan 650 mm.

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。

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。

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。

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。

有输入饱和的欠驱动VTOL飞行器滑模控制

垂直起降飞行器(vertical take-off and landing,VTOL)是典型的非线性、欠驱动系统,实际工程中VTOL飞行器的执行机构通常有饱和特性,针对这种模型的特点,对原始数学模型进行了解耦坐标变换,通过可逆坐标变换化成一个最小相位系统和一个非最小相位系统,之后采用滑模设计方法设计控制器。为了解决执行机构的饱和问题,将超出饱和受限的部分回馈到控制器中,构造一个赫尔伍兹稳定的辅助线性系统,然后把它加入到滑模控制器之中,在控制器中做补偿。利用李雅普诺夫函数证明了系统的稳定性。仿真结果表明,此方法可有效地解决输入受限的VTOL飞行器的镇定和轨迹跟踪问题。

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。

欠驱动VTOL飞行器的位置反馈动态面控制

针对非最小相位欠驱动垂直起降飞行器系统,提出一种位置反馈动态面控制算法。首先设计高增益观测器,估计系统未知状态;然后采用动态面控制方法避免Backstepping设计存在的"微分爆炸"现象,同时简化控制律设计过程;最后采用Lyapunov直接法证明闭环系统所有信号一致有界,且跟踪误差通过调节控制器参数可以达到任意小。理论分析和仿真表明,所提方法能减轻计算负担,降低对系统状态的测量要求,实现飞行器位置准确跟踪,并对非线性建模的参数不确定性具有鲁棒性。

S/VTOL战斗机用推力矢量喷管技术的发展及关键技术分析

S/VTOL(short/vertical take-off and landing)战斗机用推力矢量喷管是飞机实现短距起飞垂直降落,摆脱对跑道的依赖,减小航母的设计难度,及显著提高飞机机动性能的关键技术,已成为第4代战斗机和战斗机用航空发动机的设计标志。结合不同时期推力矢量喷管的特征和不同战斗机对推力矢量的技术要求,对短距起飞垂直降落战斗机用矢量喷管的结构特点、工作原理及发展状况进行了归纳及总结。详细提出了S/VTOL战斗机用推力矢量喷管的关键技术,并对开展S/VTOL战斗机用矢量喷管技术研究提出建议。

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.

基于自适应浸入与不变的VTOL飞行器跟踪控制

针对输入存在不确定干扰的垂直起降(VTOL)飞行器的跟踪控制问题,提出了一种基于自适应系统浸入与不变(I&I)的控制方案:对于不确定性输入干扰,采用自适应I&I方法对于扰进行实时估计补偿;为便于控制器设计,采用系统分解技术将原系统解耦成一个最小相位误差子系统和一个非最小相位子系统,将原系统的输出跟踪问题转换为两个误差子系统的镇定问题。基于自适应I&I估计律和滑模变结构控制方法分别设计了两个子系统的控制器,所设计的控制器能够保证两个闭环子系统指数稳定。仿真结果表明,上述控制方案在干扰估计精度和收敛速度方面明显优于传统自适应估计方法,能够实现飞行器对给定轨迹的准确跟踪,同时抑制输入干扰对系统性能的不良影响。

基于非线性干扰观测器的VTOL飞行器跟踪控制

研究了输入存在不确定干扰的垂直起降(VTOL)飞行器的跟踪控制问题,提出了一种基于非线性干扰观测器对干扰进行实时估计的控制方案。为便于控制器设计,采用坐标变换和输入变换将原系统解耦成一个最小相位误差子系统和一个非最小相位误差子系统,将原系统的输出跟踪问题转换为两个子系统的镇定问题。为使所设计的控制器能够保证两个闭环子系统指数稳定,基于非线性干扰观测器,采用滑模变结构控制和最优控制,对两个子系统分别设计了控制器。仿真结果表明,所设计的控制器在输入干扰作用下能保证跟踪控制的稳定性,对干扰具有良好的鲁棒性。

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。

VTOL飞行器有限时间轨迹跟踪控制

针对VTOL飞行器的轨迹跟踪控制问题,提出一种基于有限时间控制的控制方案。鉴于VTOL飞行器系统是强耦合的非线性系统,首先采用系统分解技术将原系统解耦成两个子系统,将原系统的输出跟踪问题转化为两个子系统的镇定问题。对于解耦后的系统,设计了有限时间控制律,所设计的控制器能够保证闭环系统有限时间稳定,克服了传统有限时间控制的弊端。仿真结果表明了所提出的控制方法具有良好的跟踪性能,能够实现飞行器对给定参考轨迹的快速、准确跟踪。

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。