小型四旋翼直升机的建模与仿真控制

针对实现对小型四旋翼直升机的飞行控制,为提高飞行性能和加强稳定性,根据四旋翼直升机特有的机械结构和飞行原理,利用牛顿-欧拉方程建立了小型四旋翼直升机的飞行动力学数学模型,而且对该型进行了合理的简化.同时在Matlab/Simulink仿真环境下,采用直升机动力学模型搭建了模块化、层次化的系统仿真图,并通过PID控制算法对直升机悬停状态进行仿真,实现了直升机姿态控制.仿真结果表明在具有小扰动的条件下,模型能够仿真小型四旋翼直升机的飞行状态,满足直升机飞行姿态的控制要求.     

一种通用直升机飞行动力学建模软件

直升机因为特有的旋翼气动特性,使得其飞行建模较为复杂,而实时仿真系统的建立在飞机研制、性能验证及改型等各环节中都起到了一个重要的作用.文章介绍了一个单旋翼带尾桨直升机通用的建模工具,在此工具下,只需要输入直升机的构型参数以及相应的风洞气动数据,就可以建立起直升机的全量非线性动力学数学模型,并提供相应的配平程序以及动态响应计算程序.相比较于国外同类型的软件,文中提出的建模工具建立的模型可以运行在实时操作系统上.     

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.     

三倾转旋翼无人机直升机模式建模与控制研究

针对一种新型三旋翼构型的倾转旋翼无人机的直升机模式控制问题进行研究,采用牛顿欧拉法对这种新型三旋翼构型的倾转旋翼无人机直升机模式进行了详细的动力学建模分析,建立了该无人机悬停模式6自由度非线性模型;在对该模型进行线性化的基础上,设计了这种三倾转旋翼无人机直升机模式下的高度、俯仰通道、滚转通道以及偏航通道的PID控制器,并在Matlab/Simlink环境下建立其仿真模型,对所设计的控制算法进行验证;实验结果表明,所设计的控制器能够满足系统的控制性能要求。     

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.     

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。     

四旋翼无人机飞行过程孪生仿真研究

为了满足无人机在实际飞行过程中的虚实交互、实时响应和精确控制等要求,以四旋翼无人机的飞行过程作为任务需求,提出基于数字孪生技术的四旋翼无人机飞行过程仿真研究。搭建了四旋翼无人机飞行数字孪生系统架构,分析了数字孪生体仿真数据的流向及其作用,并对四旋翼无人机飞行数字孪生系统的功能和意义进行了介绍。从几何、物理、行为和规则等四个方面融合构建了四旋翼无人机的数字孪生体模型。最后进行了四旋翼无人机巡航过程的案例研究,通过仿真案例中的各项参数分析,考察了虚实无人机之间的交互性,证明了数字孪生体模型的精确性,验证了四旋翼无人机飞行数字孪生系统的可行性。     

以战术协同为目标的直升机运动性能仿真

为了在直升机模拟作战平台上实现任务规划和战法推演.使模拟直升机能够具有和真实飞机相同的运动特性.从直升机战法模拟这个工程应用的角度出发,通过直升机已知的部分飞行性能特点,运用滑流理论推导出一套直升机旋翼需用功率及可用功率的计算方法.并根据工程应用对直升机性能需求的侧重点,运用飞行动力学建立直升机运动的简化模型.最后用编程工具进行仿真.并将直升机的功率分析应用到其运动模型之中.仿真结果表明该方法是可行的.     

直升机旋翼锥体与动平衡主动调节技术

针对直升机桨叶质量、气动条件等不平衡引起的旋翼低频振动过大的问题,提出一种以旋翼锥体为约束、仅通过调整桨叶变距拉杆的主动减振技术.该技术在建立的桨叶挥舞摆振扭转耦合的动力学模型基础上,使用最小二乘辨识方法估计振动频域分量和变距拉杆位移之间的线性模型,从而构造并求解以旋翼锥体为约束条件、低频振动分量为控制目标的二次型性能指标函数,同时将该算法用Simulink模块实现,进行实时化仿真计算,并验证控制结果的有效性.结果表明：该算法约束旋翼锥体的同时能够降低旋翼80%以上的低频振动,而且对桨毂中心升力、扭矩等的影响在0.3%以内,并未对直升机其他动力响应产生不良影响,结合Simulink模型的实时化仿真为直升机锥体和动平衡调整提供了一种工程应用思路.     

无人直升机主旋翼跷跷板运动动力学建模

针对实验室30 kg级跷跷板结构主旋翼自主无人直升机的结构特点,在对其进行空气动力学分析后,基于达朗伯原理建立绕自由空间点转动的主旋翼跷跷板运动空气动力学模型,并以实际物理参数为条件开展计算机仿真实验。仿真结果验证了所建模型的正确性,并进一步指出:主旋翼跷跷板运动系统是自稳定系统;自主无人直升机的结构特点决定了跷跷板运动的过渡过程,而桨叶受到的相对气流作为激励信号在主旋翼跷跷板运动的稳态过程中起主导作用。     

共轴刚性旋翼桨尖间距建模与参数影响研究

共轴刚性旋翼桨尖间距是涉及直升机飞行安全的关键问题,建立了共轴刚性旋翼综合气弹分析模型,开展了升力偏置、前进比、旋翼交叉角、提前操纵角以及高阶气动载荷等因素对桨尖间距影响的数值计算和分析研究.研究结果表明,升力偏置是影响桨尖间距最重要的因素,随着升力偏置量增大,桨尖间距呈线性减小趋势,而且旋翼拉力越大,趋势直线的斜率就越大,本质上桨尖间距是由桨根动态挥舞弯矩决定的,桨尖间距不会随飞行速度的增大而减小,旋翼交叉角对桨尖间距有一定的调节作用,提前操纵角和高阶气动载荷则对桨尖间距影响很小.     

折叠翼飞行器鲁棒飞行控制系统设计方法

为解决折叠翼飞行器在机载发射段主升力翼面/立尾展开前后气动特性变化较大,以及对飞行控制律鲁棒性要求较高的问题,基于飞行器六自由度非线性动态模型,应用随机鲁棒分析与设计方法(SRAD),对机载发射段折叠翼飞行器的翼面/立尾展开过程,设计了鲁棒飞行控制律,并通过对风干扰环境下的六自由度非线性弹道仿真,验证了翼面/立尾展开段鲁棒飞行控制律的有效性.     

基于神经网络的故障飞机仿真

传统气动系数模型中，拟合法精度较差，插值法计算速度慢，且占内存多。利用神经网络一致逼近任意非线性连续函数的特性，训练具有一个三输入六输出的神经网络模型，建立故障飞机仿真系统。仿真结果和故障飞机自修复应用表明，文中所采用的神经网络建模方法是可行的。在自修复飞行控制系统研究中，为故障飞机建模所需大量故障状态气动系数数据处理提供一种新思路。     

鼻尖状态对高速列车气动性能的影响

基于三维定常不可压N-S方程以及k-ε两方程湍流模型,分别在无横风和有横风环境下,用有限体积法研究高速列车车头鼻尖不同开闭状态对列车明线运行时气动性能的影响.用FLUENT分析车头鼻尖全开、全闭和半开半闭等3种不同开闭状态的高速列车气动性能,发现车头鼻尖开闭状态对列车侧向力和升力几乎没有影响,但对头车的阻力影响较大,这主要是由于头车鼻尖部分阻力变化较大引起的.在无横风环境下,车头鼻尖开闭状态对头车的气动力矩影响不大,但对尾车的点头力矩有一定影响.在横风环境下,车头鼻尖开闭状态对列车气动力矩影响不大.     

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。     

飞机超机动状态动力学特征及对控制系统的挑战

超机动能力作为第四代战斗机的重要标志性特征,在近距空战中具有极其重要的作用.针对非线性非定常气动效应、强耦合和操纵器异构冗余等超机动状态飞机的基本动力学特征,分析了其非线性气动力/力矩、非定常迟滞效应、参数快时变、惯性耦合和推力矢量等因素给控制系统带来的挑战,总结了超机动飞机的非线性非定常气动力建模、飞行控制和控制分配的研究现状,给出了一种基于非线性补偿和气动力模型数据库的鲁棒解耦控制策略,为超机动飞行控制方法的工程应用提供了参考.     

基于浸入—不变集的三旋翼无人机高度系统自适应控制器设计

针对三旋翼无人机的研究集中于数学模型分析、简单的控制算法设计等起步阶段,且高度系统空气阻尼系数未知的情况,研究了三旋翼无人机高度系统的控制问题。基于浸入—不变集方法设计了一种控制三旋翼无人机跟踪目标高度的自适应控制器,根据三旋翼无人机飞行运动特点,推导了三旋翼无人机运动数学模型,完成了控制器参数设计和气动参数选择,采用Lyapunov分析方法对所设计控制器的渐近稳定性进行了理论证明,并对未知空气阻尼系数进行了在线估计,最终在三旋翼无人机实验平台上在环仿真实验验证。实验结果表明,高度跟踪误差在0-6秒可较好地趋于收敛,控制阻尼系数估计值也较好地收敛于合理的范围,表明该算法稳态误差小,收敛速度快,具有较好的控制性能和较强的实用性。     

模拟加速方法的设计和验证

为在直升机旋翼气动性能数值模拟时简化建模过程、缩减计算时间,利用用户自定义函数（User Defined Function,UDF）设计混合模型盘激励模型和线激励模型,并对简单旋翼的悬停工况进行模拟.与风洞试验结果的对比表明：所设计的混合模型在简化旋翼模型的同时,能有效地计算旋翼的气动特性,模拟旋翼悬停时的流场,具有正确性和可行性;盘激励模型作为定常计算模型能够较快地计算得到旋翼的气动性能,缺点是不能体现每个桨叶对流场的单独作用;所设计的线激励模型在计算时由于所用的诱导速度为平均值,所以计算结果中旋翼效率比实际值偏高;通过与粒子图像测速（Particle Image Velocimetry,PIV）测量结果对比发现,线激励模型能较好地模拟出桨尖涡的分布.     

Modeling and simulation study of an insect-like flapping-wing micro aerial vehicle

The goal of this paper is to show some of the most important features of flying insects from a control point of view, describe in details the kinematics of insects during flapping flight, establish the corresponding kinematics equations of flying insects, analyze the force and moment acting on the flying insects, and establish the corresponding aerodynamic equations. Through the kinematics equations and aerodynamic equations of flying insects, the trajectory equations and attitude equations have also been established. A detailed mathematical model of flying insects is presented in this paper, which including 3 d.o.f. of wings kinematics, i.e., flapping, lagging and feathering, and 6 d.o.f. of insects body, i.e., yaw, roll, up–down flight, left–right flight and fore–back flight. All these motions of flying insects are interrelated by the kinematics equations, attitude equations, aerodynamics model and dynamics equations of the insects' centroid. In the findal part of this paper, the mathematical simulation model of flapping-wing insects is set up and the corresponding simulation curve created.     

相交轴转子系统当量化建模与扭振响应分析

齿轮联结的相交轴转子系统具有转子不同体、不同速、不同轴线等结构特点,使其动力学建模异于常规转子系统,论文采用当量化建模方法,将相交轴转子系统转化为同转速、同轴线的转子系统并建立动力学模型,通过与已有研究对比验证了文中基于DyRoBeS当量化建模方法的有效性.以相交轴齿轮联结转子系统典型结构——某型直升机尾传动系统为研究对象,建立了当量化转子系统动力学模型,分析了系统各阶扭振临界转速及其组成、联结齿轮啮合刚度对扭振的影响、联结齿轮转动惯量对系统临界转速的影响,结果表明:传动系统第1、2阶临界转速为派生临界转速,其余8阶均源于各组成轴;中、尾减啮合刚度值与扭振的各阶共振峰值存在映射关系,部分啮合刚度值会激发共振极大值,应尽量避免;中、尾减啮合刚度变化会引发系统临界转速的变化,尤其是第1、2阶临界转速;不同阶临界转速对各个联结齿轮转动惯量的敏感性亦不同.论文从转子动力学角度研究了齿轮联结的相交轴转子系统的动力学特性,可为此类转子系统的结构优化设计及运行维护提供理论依据.