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航空学报 2020年第7期41卷 147-158页

作者：赵燕勤陈仁良南京航空航天大学航空学院直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016

系统地建立了含湍流的三维低空风切变模型,并综合分析了其对直升机飞行安全的威胁。建立了微下击暴流风场及大气湍流场组合的风切变模型,在不增加计算量的前提下,选取特征点发展直升机飞行动力学模型,有效捕捉了风切变的切变特性,提高... 详细信息

系统地建立了含湍流的三维低空风切变模型,并综合分析了其对直升机飞行安全的威胁。建立了微下击暴流风场及大气湍流场组合的风切变模型,在不增加计算量的前提下,选取特征点发展直升机飞行动力学模型,有效捕捉了风切变的切变特性,提高了在风场中的动态响应计算精度。模型配备姿态保持功能的控制增稳系统已符合一般直升机的飞行状态,并改善机体响应。根据风速分布的特点,选取不同飞行速度、不同风场位置进行飞行仿真,定性地对比分析状态量变化与风场对应关系,并且以垂向通道为例,从动力学角度分析验证了响应的理论计算表达式。结果表明:湍流主要导致高频姿态角响应,风切变对飞行状态量变化占主导作用,且垂向风是引起威胁的主要因素,据此提出危险风场规避建议。

关键词：风切变微下击暴流大气湍流威胁分析飞行动力学建模动态响应

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倾转旋翼飞行器运动模态特性研究

倾转旋翼飞行器运动模态特性研究

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作者：王梓旭南京航空航天大学

学位级别：硕士

倾转旋翼飞行器是将固定翼飞机和直升机融为一体的新型飞行器,通过左右两侧短舱带动旋翼倾转,实现从直升机模式、倾转过渡模式到固定翼飞机模式转换。倾转旋翼飞行器兼顾固定翼飞机和直升机的优点,具有垂直起降、悬停、高速及大航程等... 详细信息

倾转旋翼飞行器是将固定翼飞机和直升机融为一体的新型飞行器,通过左右两侧短舱带动旋翼倾转,实现从直升机模式、倾转过渡模式到固定翼飞机模式转换。倾转旋翼飞行器兼顾固定翼飞机和直升机的优点,具有垂直起降、悬停、高速及大航程等飞行能力,但倾转旋翼飞行器相比与传统直升机涉及到操纵冗余、气动干扰计算困难、运动模态复杂多变等问题,因而对倾转旋翼飞行器的运动模态和飞行特性的研究十分重要。为此,本文建立了倾转旋翼飞行器全飞行模式的非线性飞行动力学模型,通过与试飞数据、文献的配平和操纵响应结果的对比,验证模型准确性,并基于小扰动线化理论得到线化模型,对全包线模式的稳定性和运动模态进行研究。本文建立的全飞行模式飞行动力学模型,考虑了旋翼和机翼之间的气动干扰问题,在操纵冗余问题上建立了全飞行包线的操纵分配数学模型,并以XV-15倾转旋翼机为样例,验证了文本建立的飞行动力学模型的准确性。利用本文所建模型计算了XV-15倾转旋翼机的倾转过渡走廊,并分析了不同短舱倾转角和前后重心对倾转旋翼机的配平特性。针对不同飞行模式,基于配平计算得到的稳定状态,采用小扰动假设得到线化模型,对不同飞行模式的静稳定性导数、运动阻尼、运动模态以及前后重心对倾转旋翼机运动模态的影响进行了研究,摸清了各运动模态的机理和运动形式,为后续在倾转旋翼飞行器的工程设计及研究提供参考。

关键词：倾转旋翼飞行器飞行动力学建模飞行特性稳定性导数运动模态

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基于混沌多项式展开的飞行器飞行力学参数不确定性分析

基于混沌多项式展开的飞行器飞行力学参数不确定性分析

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作者：陈伟湖南大学

学位级别：硕士

飞行器在大气中运动存在着由于大气环境、总体参数、控制偏差等相互耦合的复杂不确定性,造成飞行器飞行状态参数存在不确定性。单独考虑这些不确定性因素时对飞行器的影响可以忽略不计,但这些因素相互耦合时可能使飞行器发射失败甚至引... 详细信息

飞行器在大气中运动存在着由于大气环境、总体参数、控制偏差等相互耦合的复杂不确定性,造成飞行器飞行状态参数存在不确定性。单独考虑这些不确定性因素时对飞行器的影响可以忽略不计,但这些因素相互耦合时可能使飞行器发射失败甚至引发更严重的安全事故。经典的安全系数法是直接使用这些参数的均值,但其计算结果没有充分考虑不确定性因素。本文发展了一套高效准确的不确定性传播流程,实现了对飞行器设计参数到运动中状态响应的不确定性传播。(1)飞行器六自由度动力学模型建模及状态响应分析。先建立地球模型进行重力计算,确定飞行器动力学模型中所用到的各种坐标系,并利用旋转四元数实现坐标系间的相互转换。然后对飞行器在飞行过程中所涉及的各种参数进行了描述,包括飞行器的姿态角、攻角等重要角度,以及一些随飞行时间不断变化的发射点和投影点参数。然后对飞行器在飞行过程中所受的力和力矩进行了分析计算。其次,建立飞行器的控制方程,利用数值积分方法,根据飞行器的质心平动和转动方程建立了六自由度飞行动力学模型。最后,在一定风场条件下,基于飞行器六自由度飞行动力学模型,完成了飞行器状态响应分析。为后续飞行器飞行中不确定性问题的研究奠定了基础。(2)基于最优多项式的飞行器状态响应全局敏感性分析。使用拉丁超立方抽样方法抽取设计参数样本以及状态响应样本构建出多项式模型。基于一种以误差减小比率作为标准的结构选择技术对多项式模型各子项进行筛选得到最优多项式模型。并因为最优多项式模型结构简单且显式表达,用其代替原飞行器六自由度动力学模型进行Sobol直接积分,从而高效准确的实现飞行器状态响应的全局敏感性分析。(3)基于最优混沌多项式的飞行器状态响应不确定性传播分析。在全局敏感性分析结果的基础上,利用二阶衍生λ-PDF拟合设计参数的原始概率分布。使用拉丁超立方抽样方法抽取设计参数样本以及状态响应样本,以此为基础结合Gegenbauer正交多项式构建出完全混沌多项式。然后使用结构选择技术筛选出最优混沌多项式模型。利用正交多项式的正交特性,使用最优混沌多项式各项的系数快速计算出各状态参数的前四阶统计矩信息,从而实现飞行器状态响应的不确定性传播分析。

关键词：飞行动力学建模不确定性传播最优混沌多项式 Sobol全局敏感性分析

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六自由度可独立操控旋翼飞行器飞行动力学与控制研究

六自由度可独立操控旋翼飞行器飞行动力学与控制研究

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作者：解永刚南京航空航天大学

学位级别：硕士

传统多旋翼飞行器通过姿态的直接控制来间接控制平移速度和位置,无法实现空间六自由度运动的独立操控,限制了其在复杂空间环境下的适应性和交互能力。本文针对一种可实现空间六自由度运动独立操控的四旋翼飞行器开展飞行力学与控制问题... 详细信息

传统多旋翼飞行器通过姿态的直接控制来间接控制平移速度和位置,无法实现空间六自由度运动的独立操控,限制了其在复杂空间环境下的适应性和交互能力。本文针对一种可实现空间六自由度运动独立操控的四旋翼飞行器开展飞行力学与控制问题研究,从能耗最小的角度,认识和分析了稳定飞行状态的最优配平特性和瞬态过渡飞行的最优控制规律,为该类飞行器的飞行控制系统设计奠定基础。首先,采用多体动力学和旋翼空气动力学相关理论和方法,建立了该四旋翼飞行器的飞行动力学模型。为更真实的模拟其能耗特性,在旋翼气动建模中考虑了旋翼相对空气的垂向运动速度对拉力和需用功率的影响。在此基础上,建立了该飞行器在任意悬停和平飞状态下的平衡方程,针对其过驱动、欠定系统的特点,以能耗最小为目标,进行了不同姿态和不同速度下的最优配平计算,分析了能耗最小平衡状态的操纵规律以及力和力矩之间的平衡关系。然后,基于最优控制理论,采用非线性数学规划方法,对定速变姿态和定姿态变速瞬态过程的能耗最小控制律进行了数值分析,总结了该飞行器能耗最小最优控制下的操纵与运动规律。最后,以能耗最小最优控制律作为前馈操纵输入,对定速变姿态和定姿态变速瞬态过程进行了仿真,通过与常规PID反馈控制仿真的对比,验证了最优控制律在姿态和速度独立运动下的能耗最小特性。

关键词：多旋翼飞行器飞行力学与控制最优控制飞行动力学建模飞行仿真

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纵列双旋翼无人直升机气动布局设计研究

纵列双旋翼无人直升机气动布局设计研究

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作者：张晨南京航空航天大学

学位级别：硕士

纵列式双旋翼直升机与单旋翼直升机相比,前、后旋翼的特殊的布置,相互抵消了反扭矩的作用,前后旋翼的布置同时也造成了双旋翼/机身的复杂的气动干扰问题。本文针对纵列式双旋翼无人直升机,首先进行纵列式机身的气动特性研究,完成其减阻... 详细信息

纵列式双旋翼直升机与单旋翼直升机相比,前、后旋翼的特殊的布置,相互抵消了反扭矩的作用,前后旋翼的布置同时也造成了双旋翼/机身的复杂的气动干扰问题。本文针对纵列式双旋翼无人直升机,首先进行纵列式机身的气动特性研究,完成其减阻分析;然后进行纵列式双旋翼无人直升机飞行动力学建模并进行配平计算;最后分析悬停与前飞状态下的纵列式双旋翼/机身的气动流场特性,研究前、后旋翼的纵向间距与垂向间距对双旋翼气动性能的影响。本文具体的研究内容如下:本文首先进行了纵列式机身流场气动特性分析,针对机身头部与动力舱两个因素完成对机身的减阻研究。然后根据纵列式直升机的操纵特点,进行纵列式无人直升机的飞行动力学建模,在旋翼的气动力建模时,通过前、后旋翼的入流比之间的关系考虑双旋翼的干扰对旋翼气动力的影响。在机身的气动力建模时,引入第一章计算出的机身的升阻力等参数。建立纵列式直升机平衡状态方程,完成配平计算。最后,在配平状态下运用动量源方法进行纵列式双旋翼/机身流场的数值模拟,分别研究悬停状态以及前飞状态下纵列式双旋翼/机身流场的压力分布以及轴向速度分布,分析双旋翼之间气动干扰和双旋翼与机身的气动干扰。随着前、后旋翼的纵向间距与垂向间距的增加,双旋翼的拉力系数与功率系数也随着增加。因此为了获得更好的气动性能,需要尽量增大前、后旋翼的纵向间距与垂向间距。

关键词：纵列式双旋翼飞行动力学建模动量源气动布局

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吸气式高超声速飞行器多学科动力学建模

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航空学报 2015年第1期36卷 346-356页

作者：华如豪叶正寅西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家重点实验室西安710072

高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题,首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型,并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型,采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲... 详细信息

高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题,首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型,并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型,采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲压发动机推进系统模型;在飞行器结构方面,引入变截面和变质量分布的自由梁结构模型,并采用Eckert参考焓方法分析的气动加热过程中承力梁不同轴向位置温度随时间变化特征,在此基础上运用模态法计算了燃料消耗和气动加热条件下结构的固有频率和振型特征,获得结构弹性变形的模型;最后建立了考虑热气动弹性和推进系统作用的飞行动力学方程。研究结果表明:质量变化对结构弹性特性影响比较显著,而气动加热的影响主要表现在振动频率方面,且会随着加热过程的持续而逐渐增强;结构变形会改变飞行器静配平状态,特别是在机体质量较大的最初飞行阶段,气动加热会强化结构变形对配平特征的影响;线性化系统的动力学特征分析表明,质量减小和结构变形均会增加短周期模态和振荡模态的不稳定特性,而对高度特性的影响不大,气动加热效应会进一步增加飞行力学和气动弹性的耦合特征,并导致弹性模态的稳定性降低。

关键词：高超声速飞行器气动加热燃料消耗热气动弹性飞行动力学建模动力学特征

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基于系统辨识的直升机训练器评估方法研究

基于系统辨识的直升机训练器评估方法研究

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作者：周一凡南京航空航天大学

学位级别：硕士

直升机飞行训练器作为一种能够模拟复现真实直升机飞行的技术设备,在新机研制、训练教学、飞行试验等方面发挥着重要作用,而合格的直升机训练器必须满足相关的鉴定测试标准,并通过民航总局的认证。本文通过对现行的飞行模拟设备鉴定测... 详细信息

直升机飞行训练器作为一种能够模拟复现真实直升机飞行的技术设备,在新机研制、训练教学、飞行试验等方面发挥着重要作用,而合格的直升机训练器必须满足相关的鉴定测试标准,并通过民航总局的认证。本文通过对现行的飞行模拟设备鉴定测试规则CCAR60进行分析研究,总结直升机训练器操纵品质测试中人工测试的缺陷,分析系统辨识方法对于评定模型准确性的优越性,探索研究了利用真实直升机辨识模型和直升机训练器线化模型进行直升机训练器操纵品质评估的方法。首先,通过对CCAR60相关准则的研究,针对所提出的评估方法进行了总体方案设计,包括可行性分析和技术实现途径设计。由于试验数据是系统辨识的必需要素,为利用系统辨识方法得到真实直升机在某种飞行状态下准确可靠的线性飞行动力学模型,本文进行了详细的飞行试验设计、数据预处理、数据相容性检验分析,并基于扩展卡尔曼滤波进行了误差参数估计。接着,为得到直升机训练器线化模型及相关的系统辨识先验知识,建立了用于直升机训练器系统仿真和鉴定评估的非线性飞行动力学模型,并进行了仿真验证。直升机辨识模型在本文中被视为训练器模型准确性的度量标准,因此,本文深入研究了直升机系统辨识方法,包括非参数模型辨识和参数化模型辨识方法,并建立了直升机辨识模型。最后,依据CCAR60相关标准进行了直升机训练器操纵品质评估,根据参数精度理论提出了对训练器改进的意见,并基于MATLAB/GUI开发了一款集系统辨识与训练器评估的软件。

关键词：直升机训练器系统辨识参数估计飞行动力学建模参数精度

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小型无人直升机飞行动力学、控制及试验研究

小型无人直升机飞行动力学、控制及试验研究

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作者：丁力南京航空航天大学

学位级别：博士

小型无人直升机因其可以垂直起降、定点悬停、低速飞行、前飞、后飞等特殊飞行的突出特点,以及具有重量轻、成本低、尺寸小的优势,在民用与军事领域得到了普遍的应用。然而,小型无人直升机是一个具有强耦合、欠驱动、多变量、时变、开... 详细信息

小型无人直升机因其可以垂直起降、定点悬停、低速飞行、前飞、后飞等特殊飞行的突出特点,以及具有重量轻、成本低、尺寸小的优势,在民用与军事领域得到了普遍的应用。然而,小型无人直升机是一个具有强耦合、欠驱动、多变量、时变、开环不稳定特性的高阶非线性控制系统,对其自主飞行的研究充满了巨大的挑战。因此,本文以小型无人直升机为研究对象,针对其动力学建模、飞行控制技术及航迹规划算法展开了研究,目标是为了创建一个既能充分发挥其性能又能保证飞行安全的控制系统,为未来的智能空中机器人设计打下了基础。论文首先系统性地推导了小型无人直升机的非线性飞行动力学模型并给出了模型线性化的处理方法。在建模过程中,利用Newton-Euler方程列出了机体的刚体运动学与动力学方程;根据经典动量理论推导出了简化的主旋翼动力学模型及其挥舞运动方程;考虑到偏航角速度反馈控制系统,建立了简化的偏航动力学模型。整个动力学模型中还涉及了机身阻力、垂尾与平尾的力和力矩。针对小型无人直升机在悬停处线性模型的系统辨识问题,提出了一种结合预测误差法和改进人工蜂群算法(PEM-IABC)的混合辨识算法。首先,该算法将系统辨识问题转化为目标函数优化问题,用PEM算法确定搜索空间参数的上下限。然后,在雇佣蜂搜索阶段,利用自适应搜索策略来加快算法的收敛速度;在跟随蜂搜索阶段,引入一种新颖的概率选择形式来确保蜜蜂种群的多样性;在侦察蜂搜索阶段,采用Logistic混沌算子来提高算法的全局搜索性能。根据机载电子设备采集到的飞行数据,用PEM-IABC算法对模型中的未知参数进行了辨识。最后,对辨识得到的模型进行了分析与验证,结果表明本文所提算法能有效估计出无人直升机动力学模型中的未知参数。进一步地,利用风洞试验对模型中的主旋翼挥舞运动时间常数进行了修正。在获得无人直升机线性模型的基础上,提出了一种基于H?静态输出反馈控制算法来实现直升机的抗风扰悬停控制器的设计。首先,用H?理论给出了线性时不变系统的静态输出反馈控制技术。然后,采用一种高效数值解法来求解H?静态输出反馈控制的增益。最后,根据此控制算法设计了无人直升机姿态与位置回路的控制器,并通过数值仿真验证了所设计控制器的有效性。基于无人直升机非线性动力学模型的动态不确定性与外部扰动的不确定性,提出了一种基于线性自抗扰控制(LADRC)的多回路轨迹跟踪控制算法。首先,根据动力学方程的阶次设计了一阶、二阶和三阶LADRC控制器,并构建了无人直升机的轨迹踪系统,将整个系统分为姿态、速度和位置三个控制回路。然后,利用萤火虫算法(GSO)的寻优优势对LADRC控制器进行了参数整定。最后,在测量噪声与阵风干扰的总扰动下,通过带爬升率的“8”字形轨迹跟踪仿真对本文设计的轨迹跟踪控制器的性能进行了检验。结果表明,与ADCRC控制器相比,LADRC控制器具有较高的控制精度与鲁棒性,能有效抑制系统扰动。为解决无人直升机在复杂多变环境下的飞行问题,提出了一种基于云模型人工蜂群算法的无人机航迹规划方法。在飞行区域已知的情况下,首先构建二维与三维规划空间模型,并给出相应的航迹代价模型。然后,将航迹规划问题转换成多维函数优化问题,利用ABC算法优越的寻优能力来搜索无人机的最优航线。同时,引入一维正态云模型算子来提高跟随蜂搜索阶段的求解精度与收敛速度。最后,通过一系列的仿真验证了该算法的可行性与有效性。

关键词：小型无人直升机飞行动力学建模系统辨识人工蜂群算法风洞试验 H_∞静态输出反馈控制线性自抗扰控制萤火虫算法航迹规划

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稳态附近的无人直升机飞行动力学辨识建模方法研究

稳态附近的无人直升机飞行动力学辨识建模方法研究

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作者：陈志贤中南大学

学位级别：硕士

摘要：无人直升机动力学模型具有多耦合、不稳定、高阶易扰、非定常等特点,准确的参数模型难以直接获得。国内现行的辨识建模方法无法满足直升机高品质自主飞行的要求。本文基于SVU200的简化模型和手动飞行实验数据,探寻能够准确反应直... 详细信息

摘要：无人直升机动力学模型具有多耦合、不稳定、高阶易扰、非定常等特点,准确的参数模型难以直接获得。国内现行的辨识建模方法无法满足直升机高品质自主飞行的要求。本文基于SVU200的简化模型和手动飞行实验数据,探寻能够准确反应直升机动力学特性、通用性强、便于控制系统处理的模型描述及其辨识方法。 (1)研究基于状态空间白箱模型的时域离线辨识方法。提出数据单通道法,可高效解决使用预报误差法时初始模型参数的选取问题。采用预报误差法和遗传算法新组合策略分两步辨识直升机4自由度模型,预测输出对变化缓慢的实测输出可良好匹配。 (2)着力提升角速度通道模型的精度,研究基于状态空间黑箱模型的时域离线辨识方法。基于子空间—预报误差法,提出主通道扩展子空间模型,保证了模型精度和算法鲁棒性。所得6通道模型在辨识和验证数据段内拟合度均很高,可基于该模型分析直升机的动态特性。但模型阶次过高,对数据高度敏感,不利于控制系统的处理。 (3)开展数据鲁棒性好、可限制模型阶次的频域传递函数模型离线辨识研究。提出基于局部多项式快速法的无人直升机频响函数辨识,仿真结果表明该法可有效估计抑制有色噪声和离散傅里叶变换泄漏误差,同时保持了高频段的分辨率,优于传统的CIFER法。基于频响函数,使用最小二乘—极大似然二步法辨识SVU200的纵向和横向运动的传递函数模型。模型精度高、阶次低,对快速变化的数据适应性强。 (4)进行时域递推算法辨识,进一步验证离线辨识结果。初步研究双角速度通道非线性辨识建模方法,发现Hammerstein-Wiener模型精度优于NARX模型,或更适用于直升机仿真模拟器的开发。

关键词：无人直升机飞行动力学建模系统辨识预报误差-遗传算法扩展子空间法局部多项式法

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涵道共轴旋翼飞行器建模与验证

涵道共轴旋翼飞行器建模与验证

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作者：牛金宇南京航空航天大学

学位级别：硕士

由于出色的悬停和低速飞行性能,旋翼飞行器一直是航空领域研究的热点,然而出于力矩配平的需求,传统旋翼飞行器的尺寸往往很大。近年来,逐渐兴起的涵道共轴旋翼飞行器既具备旋翼飞行器的低速性能,又在尺寸上得到了精简,因此吸引了很多研... 详细信息

由于出色的悬停和低速飞行性能,旋翼飞行器一直是航空领域研究的热点,然而出于力矩配平的需求,传统旋翼飞行器的尺寸往往很大。近年来,逐渐兴起的涵道共轴旋翼飞行器既具备旋翼飞行器的低速性能,又在尺寸上得到了精简,因此吸引了很多研究者的目光。本文研究对象就是某型涵道共轴飞行器的验证机,主要工作就是对其进行建模和模型验证。首先,使用传统的滑流和叶素理论,并综合实验方法,建立涵道共轴飞行器的飞行动力学模型,完成了Matlab/Simulink飞行动力学仿真模型的构建,通过配平和线化处理得到了相关状态下的小扰动线化模型,进行了飞行控制律设计以及经典科目仿真飞行。其次,针对飞行器实验平台进行了飞行控制系统设计。飞行控制系统包括了航电设备、飞控软件和地面站系统。在模型估算结果基础上,根据功率需求选取了电机、电调以及电源等设备,依据飞控系统对传感器设备数据精度要求选取了IMU、GPS、高度计等传感器设备。飞控计算机为自制产品,以STM32微型嵌入式处理器为核心,飞控程序以PID算法为基础,设计了增稳控制回路和姿态控制回路,实现了验证机稳定的飞行控制。地面站系统以地面监控软件为核心,利用通信设备实现了与空中飞行器平台之间的地空数据交换,地面监控软件涉及信息监视与指令操控两部分,软件采用C#语言编写,以模块化编程设计思想实现了数据记录、数据显示、图像记录显示、电子地图、控制参数调试、指令发送等功能。接着,进行了飞控系统测试和飞控参数整定试验。通过静态调试、系留试验和试飞实验层层递进的调试方法,完成了飞控系统功能测试和飞控参数整定。对飞控系统硬件、软件进行全方位测试同时,得到了可使飞行器稳定飞行的控制参数。用硬系留、软系留和不系留三级试验调试办法完成了通道控制参数的整定,有效避免了飞行器平台在试验过程中可能出现的飞行不稳定,极大减少了试验事故的发生。最后,在飞行数据采集、分析处理基础上,完成飞行动力学模型的验证。对模型进行了配平验证、控制参数验证和仿真飞行验证。验证结果表明,模型具有很高精度。

关键词：飞行动力学建模飞行控制参数整定飞行仿真模型验证

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