[doc] 小型无人倾转旋翼机全模式飞行操纵控制

[doc] 小型无人倾转旋翼机全模式飞行操纵控制 小型无人倾转旋翼机全模式飞行操纵控制 第4l卷第4期 2009年8月 南京航 JournalofNanjing 空航天大学 UniversityofAeronautics &Astronautics Vo1.41No.4 Aug.2009 小型无人倾转旋翼机全模式飞行操纵控制 郭剑东宋彦国夏品奇 (南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016) 摘要: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 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 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. 关键词:倾转旋翼机;配平;解耦控制 中图分类号:V212.5文献标识码:A文章编 号:1005—2615(2009)04—0439—06 FullEnvelopeFlightControlMethodforSmall UnmannedTiltRotorAircraft GuoJiandong,SongYanguo,XiaPinqi (NationalKeyLaboratoryofRotorcraftAeromechanics,NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics, Nanjing,210016,China) Abstract:Theflightdynamicequationsoftiltrotoraircraftarestudied,andtheflightdynamicallymath— ematicalmodelforthehelicopter,tiltingandairplaneflightmodesisestablished.Throughthesimula— tion,thecontrolquantityofeverycontrolaccessandflightattitudesatthetiltrotoraircrafttrimpoints infullenvelopeflightisobtained,andtheflightstrategyinfullenvelopeisdetermined.Flighttestre— sultsindicatethatthesimulationresultsareinagreementwiththeflightcharacteristics.Finally,the gooduncoupledeffectsareobtainedbyusingeigen—structureassignmentm ethod. Keywords:tiltrotoraircraft;trimming;decouplingcontrol 倾转旋翼机属于短距离垂直起降飞行器(Ver— ticalorshorttake—offandlanding,V/STOI)的一 个重要分支,兼有直升机和飞机的优点,具有直升 机垂直起降和空中悬停,螺旋桨飞机高速前飞的特 点L1].飞行模式多样,具有直升机飞行模式,倾转飞 行模式和飞机飞行模式.国外在倾转旋翼机的技术 研究方面逐步取得了辉煌成绩,如倾转旋翼机的气 动干扰 分析 定性数据统计分析pdf销售业绩分析模板建筑结构震害分析销售进度分析表京东商城竞争战略分析 _2],气弹耦合口],飞行控制等问题都 得到了很大的发展,2005年10月进入全速产型阶 段;Bell—Agusta研制的第一架民用型倾转旋翼机 BA609在2005年7月成功完成全模式飞行.近年 来,我国十分重视倾转旋翼机相关技术的发展和理 论知识的积累,南京航空航天大学率先在国内研制 倾转旋翼关键技术的验证机,用于研究,验证倾转 旋翼机的相关关键技术,并在飞行试验方面取得了 突破.本文针对某小型无人倾转旋翼机作为研究对 象,建立各部件数学模型,根据数学模型在 Simulink环境下建立仿真模型,通过配平计算得 出各飞行模式定常飞行时的平衡工作点,总结出该 小型倾转旋翼机的操纵策略,最后采用特征结构配 置算法实现小型倾转旋翼机角速率与垂向速度的 解耦控制. 基金项目:国家自然科学基金(60705034)资助项目. 收稿日期:2008—06—05;修订日期:2009—04—09 作者简介:郭剑东,男,博士研究生,1983年5月生;宋彦国(联系人),男, 副教授,E—mail:songyg@nuaa.edu.cn. 440南京航空航天大学第41卷 1飞行动力学模型 如图1所示小型无人倾转旋翼机由旋翼,机 身,机翼,发动机短舱,水平安定面,垂直安定面,传 动机构,机载增稳系统和起落装置等部分组成.总 体设计上采用正常上单翼飞机布局,在机翼上分别 安装襟副翼,机翼外侧布置可倾转的旋翼短舱系 统,尾部安装水平安定面,垂直安定面以及升降舵 和方向舵,布置前三点式起落架,两台发动机通过 同步协调轴分别驱动两副旋翼系统,保证两副旋翼 转速一致,倾转轴部分采用蜗轮蜗杆机构配合高精 度位置控制系统,提供准确的发动机短舱倾角控制. 图I体轴与地轴坐标系 分析该飞行器飞行操纵控制策略的基础是系 统的飞行动力学数学模型.在分析时假定小型倾转 旋翼机为刚体,在空中的运动有6个自由度,即质 心的3个移动自由度和绕质心的3个转动自由度. 为了简化计算分别在图1建立机体坐标系OXYZ, 地面坐标系0XYZ,并分别建立旋翼,机翼,发 动机短舱,机身,平尾和垂尾的当地风轴坐标系.假 设小型倾转旋翼机体坐标系的OXY平面近似为 纵向对称面,故惯性积??0,根据牛顿定律 和动量矩定理可得如下的机体运动学方程. 质心移动的动力学方程 7(警+口一(u:)十mgsin一F (十一)十gcos$cos声一F(1) m(警+,?)一7住gcossin?一F 绕三轴的力矩平衡方程 I d 百r//x+. (—I)+(:一警)一 I百d(oy十(— I)一(十警),一(2) : 警+(,一)+(;一;)一 补充姿态角与角速率之间的运动方程 d3 一c%cos声+sin 警一—ta(OS一m)(3) S—Smax[sin(日,)+cos(b/)](4) ?maX sin(a)+cos(磅)一1厶 (5) sin(口)+cos(6要):0 E三]=?”E十 乏--csin/[一Xm]医OJy] 一 (7)一————一(/, 第4期郭剑东,等:小型无人倾转旋翼机全模式飞行操纵控制研究 441 一一 ? 式中:为旋翼的转速;R为旋翼半径;C为拉力 系数.C,CH,C,m的计算表达式参考文献f-6], 从而得出旋翼的拉力7’,后向力H,侧向力S以及 反扭矩.考虑旋翼挥舞铰偏置量?0.05的桨 毂力矩,MG:作用,将计算的力及力矩从桨轴系 转化到机体坐标系. 由于小型倾转旋翼机飞行模式多,各部件之间 气动干扰复杂,导致机翼,平尾与垂尾的气动迎角 变化范围宽,很难准确地确定升力系数和阻力系 数,本文在计算建模时参考文献[7]的方法确定机 翼,水平安定面和垂直安定面大迎角变化区域的升 力,阻力及力矩系数.将倾转旋翼机各部件的气动 力及力矩转换到体轴系,其合力及力矩分别为 一 ++++ ++i=x,y,z? 式中:下标ir表示右旋翼,il表示左旋翼;iw表示机 翼(包括副翼),ip表示发动机短舱,if表示机身,h 表示平尾(包括升降舵),iv表示垂尾(包括方向舵). 2飞行力学仿真模型 根据第1节的数学模型,在Simulink的仿真 环境中建立小型倾转旋翼机的飞行力学仿真模型. 该模型包括3个基本模块: (1)操纵输入模块包括总距,横向周期变距, 纵向周期变距,总距差动,纵向周期变距差动,副翼 操纵,升降舵,方向舵以及发动机短舱倾角.根据不 同的飞行模式,选择相应的操纵输入.在直升机模 式定常飞行操纵输入量包括总距操纵,横向周期 变距,纵向周期变距,总距差动,纵向差动 ;在过渡飞行模式包括总距操纵,纵向周期变 距,升降舵,短舱倾角,而在飞机飞行模式 操纵输入包括总距操纵,副翼操纵,升降舵 ,方向舵,总距差动. (2)气动力计算模块包括旋翼,机翼,机身, 平尾,垂尾以及发动机短舱,对每个部件分别建立 相应的气动力及力矩计算模块,将得到的气动力及 力矩矢量叠加后作为运动方程的输入量. (3)输出模块包括机体三轴方向线速度, ,V:,角速率OAr,,:,姿态角,,.并通过反馈 机体的飞.1直升机模式定常飞行 直升机模式飞行,通过仿真结果得出小型倾转 旋翼机的飞行特点:图3中(o,16mA)反映从悬 停状态到小速度前飞,旋翼的总距操纵先逐渐减小 后增加,主要由于诱导速度随前飞速度的增加而减 小导致旋翼的需用功率减小,当速度继续增大时则 需要大功率保持前飞速度,从而导致总距增加;纵 向周期变距随速度的增加逐渐增加,即需不断前推 驾驶杆使旋翼产生大的前向力. 咖j 前飞速度/(m?s) 图3全模式飞行前飞速度与操纵量 在图4中(O,15m/s)反映出机身的俯仰角变 化趋势,随着前飞速度的增加而减小,即机身逐渐 低头,其主要原因是随着飞行速度的增加,小型倾 转旋翼机的阻力增加,因此需要旋翼前倾产生更大 的前向力维持外力平衡. 蟹 前飞速度/(m?s) 图4全模式飞行前飞速度与俯仰角 3.2倾转模式飞行 在倾转模式配平时,短舱倾角,由0.增至 90.,前飞速度对应于图3中(16,25m/s),由于前 飞速度增加,旋翼的轴向来流增大,导致桨叶有效 迎角减小,为了使旋翼提供足够推力,需要增加桨 叶的安装角,即相应的增加总距操纵.同时随着前 飞速度的增加升降舵偏角逐渐增加,提供机身的俯 仰力矩,即升降舵的效率逐渐体现,配合纵向周期 变距共同完成倾转过渡段的前期转换飞行,进人倾 转后期飞行时纵向周期变距作用明显减弱. 3.3飞机模式飞行 进入飞机模式飞行小型倾转旋翼机转化为固 定翼螺旋桨飞机,飞行速度对应于图3,4中(25, 35m/s),由于前飞速度大,机身的重力由机翼产生 的升力平衡,旋翼提供前向的推力,为了维持不断 增加的前飞速度,需要继续增加总距操纵使桨叶在 有效迎角状态下工作.从图3中还可以得出纵向周 期变距在飞机模式水平前飞时作用甚微,而升降舵 则提供机身的俯仰力矩以保持飞行姿态.图4中机 身的俯仰角随着前飞速度的增加而逐渐减小,均具 有固定翼飞机的飞行特性. 3.4全模式飞行 根据各飞行模式的配平状态和试飞试验,研究 了该小型无人倾转旋翼机的转换走廊,如图5所 示.小型倾转旋翼机首先以直升机模式垂直起飞, 在直升机模式下,通过协调操纵总距和纵向周期变 距,获得一定的前飞速度时进入倾转模式,此时机 翼提供部分升力,机身姿态的平衡主要由旋翼和水 平安定面相互协调操纵,同时根据前飞速度对短舱 的倾角进行调整.当短舱倾角达到9O.时,即进入 飞机模式飞行,由机翼提供升力,旋翼提供前向的 拉力,实现高速前飞.根据试飞结果表明上述分析 是合理的. 娶 锲 前飞速度/(m?s) 图5全模式飞行转换走廊 4解耦控制律设计 特征结构配置解耦控制方法是一种时域的设 计方法,配置闭环系统的特征值和特征向量,从而 改变系统的瞬态响应.根据小型倾转旋翼机直升机 模式悬停状态平衡工作点处得到的线性模型,研究 第4期郭剑东,等:小型无人倾转旋翼机全模式飞行操纵控制研究 443 三轴角速率P,q,r和垂向速度W的解耦控制效 果.通常系统存在两种耦合形式,状态方程中的气 动矩阵A称为动态耦合,而控制矩阵B称为操纵 耦合[8],对于动态耦合可以通过状态反馈阵解 耦,而操纵耦合可以通过前馈补偿阵日解耦,控制 解耦结构如图6所示. 图6特征结构配置解耦控制原理图 系统期望的状态方程表示为 一 A+B”+Ef.(10) 式中:A为期望的状态阵;B为期望的控制阵.系 统的状态向量 B一 A= zf1=== O 0 O :/ O O O O 特征结构配置中的系数设计按照品质规范要 求,滚转和俯仰通道期望模型为二阶系统,各通道 的阻尼比一0.7,一阶零点r一—0.5,系统带宽 COb一4rad/s,根据经典控制理论,系统的自然频率 与系统的带宽及阻尼比关系如下 一 ,,_—————————————————————一 ?1+fz}/?(1一2/w2)+42/w2—1/2 (12) 从而可以求得二阶模型的自然频率,. = EuWPqr] 输入向量 一 [] 分别表示总距,总距差动,纵向周期变距和纵向差 动. 根据状态矩阵A得出各通道期望的微分方程 表达形式如下 一一 it+T 一一 九+T声 一一~.OwW+ 户一一2P一++2p8~/s q一一2q一+rq2+:/s r一一r+叫(11) 式中:71,丁,,由系统的气动矩阵中对应元素 决定;期望的矩阵Ad,及U分别为 O O 0 O 一 2口 O O 1 O 而总距通道和航向通道均为一阶模型,自然频率 一一 2rad/s. 由图6可知 A一A一曰 B一BH(13) 从而求得系统的前馈阵H和反馈阵K如下 H一(曰)一BB K一(B)一B(A—A)(14) 根据二阶特征结构配置设计方法,建立系统的 结构仿真如图7所示. 在系统仿真时,先设定期望的垂向通道速度 叫一1.0m/s,其他通道期望输入量P—q—r一0 rad/s时,仿真结果如图8所示,垂向通道的速度响 应对各角速率通道没有耦合作用. 当设定期望滚转角速率P一0.5o/s,俯仰角速 率q一0.8./s,偏航角速率r一1.2./s,W一0m/s, 仿真结果如图9所示,各通道角速率之间已实现解 耦控制且没有引起垂向通道的耦合作用,仿真计算 w ooooooo 0 叩 ooooooo O0OO0OO1 0OOOO1OO 一 OOOOOOOO— O.OOOOOOO 九 . OOOOOOOO OO0OOOOO 0 OOOOOOOO 叩 OOOOOOOO r oooooo0o 444南京航空航天大学第41卷 1?2 1.0 0.8 0.6 o.4 O?2 o - o.2 图7,P,q,r控制解耦仿真图 0l2345678910 f/s 1.4 1.2 1.0 0.8 一 0.6 0.4 0.2 0 - 0_2 图8=1.0,户:q=r=0 ‘ . 一,一………一=舅. \. :王 . ,’一一一…一 …一…,…一一?+? f 0l2345678910 t/S 图9W=0,P一0.5,q=0.8,r=1.2 结果表明各通道间已实现解耦控制. 5结论 本文研究小型无人倾转旋翼机数学模型,建立 飞行力学仿真模型并结合特征结构配置算法实现 解耦控制,通过对计算结果的分析得出以下结论: (1)直升机模式飞行,主操纵量为总距和纵向 周期变距,总距操纵负责垂向运动,总距差动实现 滚转运动,纵向变距实现前飞,后飞,而纵向差动可 以完成飞机的航向运动. (2)倾转模式飞行,小型倾转旋翼机在直升机 模式具有一定的前飞速度时可以实现倾转飞行,主 操纵量为总距,短舱倾角,辅以纵向变距和升降舵. 根据全模式飞行转换走廊曲线,得出在倾转飞行阶 段短舱倾角与前飞速度具有对应关系. (3)飞机模式定常飞行时主要操纵量为总距和 升降舵,并具有飞机的操纵特点. (4)采用特征结构配置方法,有效地实现小型 倾转旋翼机的通道解耦控制,为进一步改善设计, 试飞试验和增稳系统的设计提供依据. 参考文献: [13 E2] [3] 1-4] [53 1-6] [7] [8] MartinDM,DemoJG,DanielCD.Thehistoryof theXV一15tiltrotorresearchaircraft:fromconcept toflight[R].NASASP一2000—4517,2000:12—99. 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