直升机飞行动力学建模及可视化研究

研究了直升机飞行动力学建模及可视化仿真的相关技术。建模时综合考虑了直升机的主要气动力部件的建模以及气动干扰等问题。主旋翼是直升机建模的关键，详细讨论了与其相关的翼型气动力模型、诱导速度模型和挥舞运动模型的建模方法。同时利用虚拟现实技术构建了直升机三维实体模型。基于Simulink和虚拟现实工具箱，给出了将飞行动力学数值模型同虚拟场景结合起来的方法，实现了计算、仿真、显示一体化。最后采用算例直升机数据，进行了定直飞行的配平计算和操纵响应分析，结果证明了模型的合理性和有效性。     

直升机座椅舒适性研究的仿真分析

针对当前直升机座椅舒适性的研究,还缺少生物力学仿真分析的问题.首先采用AnyBody模型系统构建了“座椅-人-操纵装置”人机交互模型,然后利用逆向动力学对人体五个主要受力部位的最大平均肌肉活动水平和腰椎L4-L5之间的压力进行了仿真分析,结果表明,座椅靠背倾角、座椅前后调整距离、座垫摩擦系数和腰靠等相关座椅参数对人体舒适性具有不同程度的影响.最后,建立了人体舒适性与相关肌肉活动水平的函数关系,为直升机座椅的舒适性研究提供了一种量化方法.     

基于动力学模型的飞行员舒适操作域研究

依据中国成年男性的人体测量数据和拉格朗日方程建立飞行员上肢操作的动力学模型。利用NASA最大关节力矩计算公式和飞机座舱操纵杆的实际安装尺寸，对驾驶员的操作活动进行模拟仿真。针对具体的操作过程，通过计算上肢各关节的实际受力情况，确定上肢的三维舒适操作域，并与正向运动学结合经验关节舒适活动范围计算的方法进行了比较，结果说明该方法是可行的。该方法可以用于座舱操纵装置布局的工效分析，为飞行员驾驶工效的评估提供了一种新的思路和方法，对座舱布局优化设计有一定的参考价值。     

直升机机动飞行的数学描述及仿真

直升机机动飞行的研究对于直升机空战战术具有十分重要的作用,为此首先介绍了直升机机动飞行的数学描述及仿真方法,即在直升机三自由度模型下用数学方法对直升机机动飞行轨迹进行描述,得出完成机动动作需要施加在直升机上的控制指令,通过指令转换模型将控制指令转换为操纵直升机的操纵量,然后在直升机飞行动力学模型下对机动飞行进行仿真。然后分别对直升机"加速减速"机动和"障碍滑雪"机动科目进行了数学描述和机动飞行仿真,仿真结果验证了数学描述及仿真方法的可行性。     

某型舰载直升机飞行模拟器飞行仿真系统设计

对某型舰载直升机飞行模拟器飞行仿真系统进行了设计研究.给出了某型舰载直升机飞行模拟器飞行仿真系统的模型框架.定义了建模过程中所涉及的主要坐标系,研究与分析了与主旋翼相关的诱导速度、挥舞角、拉力、扭矩的计算方法,给出了舰载直升机部件气动建模思路.最后,结合舰载直升机数据,对直升机飞行模拟器飞行仿真系统对舰载机飞行员的操纵响应进行了仿真分析.设计的舰载直升机飞行模拟器飞行仿真系统已经成功应用到了某型舰载直升机飞行模拟器上,具有仿真度高、实时性好等特点,起到了良好的训练效果,得到了舰载直升机飞行教员和学员的认可.     

基于Modleica的操纵稳定性实时仿真方法研究

针对传统汽车操纵稳定性设计中缺少经验导致参数匹配不合理、数字仿真分析模型建立过程复杂、数字仿真模型与实时仿真验证模型不一致等问题,在汽车操纵稳定性原理分析基础上,建立了基于刚体力学理论的三自由度操纵稳定性数学模型;采用Modelica语言的陈述式建模方法建立了其数字仿真模型,简化了建模过程;通过Simu-link中Modelica模型导入接口,建立了其实时仿真模型,实现了数字仿真模型直接转换为实时仿真模型,为操纵稳定性实时仿真验证提供了技术支持,并以某型号车辆操纵稳定性分析为对象,对该方法进行了应用验证。     

直升机运动实时仿真建模研究

人类在创造了固定翼飞行器--飞机之后,经过了大半个世纪,直至二十世纪30年代,又创造了一种可"垂直起降"和"悬停"的新型实用飞行器--直升机.该文简要叙述了直升机的操纵方式及特点,并分析了典型状态下的受力情况,根据直升机动力学系统仿真需要和目的对动力学系统仿真模型进行了简化与修改,特别是简化了主要部件的空气动力计算方法,使得在缺少实验数据的情况下,可以计算出近似受力.通过简化仿真模型,成功的降低了驾驶直升机的复杂性.本文的建模与仿真方法,适合一般的直升机,具有通用性和实用性.     

小型无人直升机的数学建模与仿真

小型无人直升机是一个复杂的非线性系统.为了真正实现小型无人直升机的自主飞行,须对其进行精确的数学建模.本文以Raptor90小型无人直升机为研究平台,综合考虑了直升机在不同飞行模态下的飞行特性,利用基于叶素理论的积分算法,对直升机进行非线性建模,并对所建模型进行数值仿真.仿真结果表明,所建模型能够较好的反应直升机的动态响应特性,所建模型具有较高精度,可基于此模型进行飞行控制器的设计.     

直升机飞行控制器设计与仿真

为了改善直升机飞行控制系统的性能,研究了其在前飞状态下的模糊平滑切换控制方法和仿真验证问题。以ADS-33D水平1操纵品质要求为设计目标,建立直升机不同平衡点的线性子模型,采用基于遗传算法的H∞控制器设计方法设计各局部控制器,应用模糊平滑切换策略设计全局控制器,实现直升机在不同速度下的飞行控制,保证了控制过程的平滑性,并用数学方法证明了系统的稳定性。仿真结果表明,所设计的直升机飞行控制器达到了ADS-33D水平1操纵品质要求。     

倾转旋翼飞行器配平及仿真分析

倾转旋翼飞行器是一种特殊的飞行器,在操纵方式上既有直升机的旋翼操纵,又有定翼机的舵面操纵,在过渡段何时完全退出旋翼周期变距操纵是一个很有研究意义的问题.在进行仿真特性分析之前,首先需要对倾转旋翼飞行器过渡段进行数学建模,利用统一的数学模型对倾转旋翼飞行器过渡段进行描述.考虑倾转旋翼飞行器XV-15的复杂空气动力学,加入旋翼尾流对机翼、垂尾以及平尾的气动干扰,建立了该飞行器的数学模型.利用Maltab仿真软件搭建了XV-15的simulink仿真模型,分别对直升机模式、定翼机模式以及过渡模式进行了配平,并对配平结果进行了分析,分析了不同飞行模式下的操纵特性规律,并给出了何时完全退出旋翼周期变距操纵量的建议.     

飞行员数字化三维人体模型研究

根据直升机仿真系统的特点,简化飞行员人体机械模型,列出参数化飞行员人体模型有限点测量数据变量,在CATIA V5软件平台上建立了数字化人体曲面几何模型.在此基础上建立运动学模型,可以应用于直升机人机工效设计和训练模拟等方面.     

Control of a laboratory 3-DOF helicopter: Explicit model predictive approach

A helicopter flight control system is a typical multi-input, multi-output system with strong channel-coupling and nonlinear characteristics. This paper presents an explicit model predictive control (EMPC) for attitude regulation and tracking of a 3-Degree-of-Freedom (3-DOF) helicopter. A state-space representation of the system is established according to the characteristics of each degree-of-freedom motion. Multi-Parametric Quadratic Programming (MPQP) and online computation processes for explicit model predictive control and controller design for a 3-DOF helicopter are discussed. The controller design for set-point regulation and tracking time-varying reference signals of a 3-DOF helicopter are presented respectively. Numerical study of explicit model predictive control for attitude regulation and tracking of a 3-DOF helicopter are conducted. A hardware-in-the-loop experimental study of explicit model predictive control of a 3-DOF helicopter is made. To analyze the performances of an EMPC controlled helicopter system, an Active Mass Disturbance System and manual interference are considered in comparison with PID scheme. Numerical simulation and HIL experimental studies show that explicit model predictive control is valid and has satisfactory performance for a 3-DOF helicopter.     

模型直升机自动飞行控制系统

模型直升机自动飞行控制系统是一个以计算机技术为基础的复杂系统,它采集各传感器的数据,得到直升机当前的姿态、位置以及相应的监控信息并传给控制模块,控制模块按照给定的策略运算,计算的结果作为输出推动伺服器动作,调整直升机的姿态或运动趋势,从而达到自动飞行的效果。本文以Raptor60模型直升机为研究对象,详细描述了模型直升机自动飞行控制系统的软硬件以及控制器设计,其中包括控制系统的结构、模型直升机、传感器和伺服器组、导航控制和控制器设计。     

某民用直升机舱内噪声水平仿真分析研究

声学仿真分析是进行直升机舱内降噪设计的有效技术手段,良好的降噪设计有利于提升民用直升机的市场竞争力。结合试验数据和统计能量法分析了某民用直升机的舱内噪声源贡献度,进而采用声学边界元法分析了该型机的舱内噪声水平。研究表明,该型机舱内主要噪声源为：主减振动、发动机振动、主减空间辐射声、发动机空间辐射声和油箱舱空间辐射声,在无内饰状态下人耳敏感频率范围内的舱内场点噪声为129 dB,蒙皮、整流罩和挡板是影响舱内噪声水平的关键结构,在考虑内饰材料后,场点噪声最大可下降5 dB。该分析思路可以为直升机舱内降噪设计提供技术支持。     

小型无人直升机姿态非线性鲁棒控制设计

本文针对小型无人直升机的姿态控制问题,通过系统参数辨识,获得了较为准确的无人直升机姿态动力学模型.并根据无人直升机的动态特性,设计了基于神经网络前馈与滑模控制的非线性鲁棒姿态控制律,该控制律对直升机模型的先验知识要求较低.利用基于Lyapunov的分析方法证明,设计的控制律能够实现对无人直升机姿态角的半全局指数收敛镇定控制,并能确保闭环系统的稳定性.基于姿态飞行控制实验平台的实时飞行控制实验结果表明,提出的控制设计取得了很好的姿态控制效果,并对系统不确定性和外界风扰动具有较好的鲁棒性.     

Hovering control of model helicopter by vision

In this paper, we introduce an autonomous flying model helicopter with a vision control system. A feature of the helicopter is that autonomous hovering is realized by a vision control system. Owing to this vision control system, the model helicopter is able to take off, land, and hover without any human assistance. The vision control sstem is composed of a CCD camera mounted on the helicopter and an image processor on the ground. We first introduce the configuration of the helicopter system, which has a vision sensor, a clinometer, and an azimuth sensor. To determine the 3-D position and posture of helicopter, a technique of image recognition using a monocular image is used. Finally, we give an experiment result which we obtained in a hovering test with the vision control system. This result shows the effectiveness of the vision control system in the model helicopter.     

Trajectory linearization control for a miniature unmanned helicopter

Trajectory linearization control (TLC) approach is applied to design a nonlinear trajectory tracking controller for a miniature unmanned helicopter. The controller is based on nonlinear model derived from Newton-Euler equations, with collective and cyclic pitches being regarded as actual controls. Via model simplifications, the nonlinear helicopter model can be transformed into a cascaded form including four subsystems. Corresponding with the simplified cascaded structure, the proposed controller is constructed by synthesizing TLC designs for subsystems. Each of them includes designs of a pseudo-inversion and an error regulator. A summarized TLC algorithm for the unmanned helicopter is listed briefly after the detailed controller design process. Simulation results are provided to demonstrate performances of the closed-loop system.     

基于两时间尺度模型的直升机非线性控制器设计

提出一种基于两时间尺度模型的直升机非线性控制方法. 该方法利用直升机不同状态达到稳定的时间不同的特点, 将直升机模型分为快速和慢速两种模型. 反步控制方法和逆动力学控制方法分别被用于进行快慢两种模型控制器的设计, 并在控制过程中采用了不同的控制周期. 仿真结果表明, 利用上述方法设计的控制器, 对于阶跃变化和正弦变化的速度轨迹具有良好的跟踪效果.

     

Feedback linearization of the nonlinear model of a small-scale helicopter

In order to design a nonlinear controller for small-scale autonomous helicopters, the dynamic characteristics of a model helicopter are investigated, and an integrated nonlinear model of a small-scale helicopter for hovering control is presented. It is proved that the nonlinear system of the small-scale helicopter can be transformed to a linear system using the dynamic feedback linearization technique. Finally, simulations are carried out to validate the nonlinear controller.     

Approaches for a tether-guided landing of an autonomous helicopter

In this paper, we address the design of an autopilot for autonomous landing of a helicopter on a rocking ship, due to rough sea. A tether is used for landing and securing a helicopter to the deck of the ship in rough weather. A detailed nonlinear dynamic model for the helicopter is used. This model is underactuated, where the rotational motion couples into the translation. This property is used to design controllers which separate the time scales of rotation and translation. It is shown that the tether tension can be used to couple the translation of the helicopter to the rotation. Two controllers are proposed in this paper. In the first, the rotation time scale is chosen much shorter than the translation, and the rotation reference signals are created to achieve a desired controlled behavior of the translation. In the second, due to coupling of the translation of the helicopter to the rotation through the tether, the translation reference rates are created to achieve a desired controlled behavior of the attitude and altitude. Controller A is proposed for use when the helicopter is far away from the goal, while Controller B is for the case when the helicopter is close to the ship. The proposed control schemes are proved to be robust to the tracking error of its internal loop and results in local exponential stability. The performance of the control system is demonstrated by computer simulations. Currently, work is in progress to implement the algorithm using an instrumented model of a helicopter with a tether.