【摘要】：復合式高速直升機因其兼具垂直起降、空中懸停和高速巡航飛行能力,在軍事和民用領(lǐng)域有著極大的應(yīng)用價值,是直升機未來的重要發(fā)展方向之一。本文以“共軸剛性旋翼+螺旋槳推進器”構(gòu)型的復合式高速直升機為研究對象,開展復合式高速直升機飛行動力學建模與飛行控制技術(shù)研究,主要工作內(nèi)容和成果如下:首先,介紹了樣例復合式高速直升機的構(gòu)型特點及操縱方式,結(jié)合空氣動力學原理和樣例復合式高速直升機的氣動參數(shù),建立了樣例復合式高速直升機全量非線性飛行動力學數(shù)學模型。在此基礎(chǔ)上,以樣例復合式高速直升機的小擾動線性化模型為基礎(chǔ),通過分析運動模態(tài)和時域響應(yīng)特性,研究了其穩(wěn)定特性和操縱耦合特性。其次,針對樣例復合式高速直升機動力學模型存在不確定性的問題以及控制量輸入受限的約束,改進了一種基于擴大正不變集理論的單向輔助面滑模姿態(tài)控制算法,通過將被控量偏差作為約束條件引入單向輔助面的設(shè)計過程,保證了姿態(tài)跟蹤誤差始終處于設(shè)計范圍內(nèi)。針對姿態(tài)回路快速響應(yīng)的控制需求,設(shè)計了變指數(shù)趨近律和終端吸引子,從而在提高被控量收斂速度的同時抑制控制量穩(wěn)態(tài)抖振現(xiàn)象。仿真結(jié)果表明,所提出的姿態(tài)控制算法能快速跟蹤姿態(tài)指令,并保證跟蹤誤差始終滿足設(shè)計要求,避免了控制量的飽和問題。最后,針對樣例復合式高速直升機由低速向高速模式過渡過程中操縱方式與氣動特性變化范圍大的問題,基于線性變參數(shù)控制理論研究了樣例復合式高速直升機大包線飛行控制問題。以速度為調(diào)參變量將樣例復合式高速直升機的動力學系統(tǒng)劃分為若干重疊子區(qū)域,基于多胞理論和間隙度量理論,分別設(shè)計了各子區(qū)域的最優(yōu)控制器,采用重疊區(qū)域滯后切換策略實現(xiàn)大包線內(nèi)各子區(qū)域控制器的切換。仿真結(jié)果表明,設(shè)計的全包線飛行控制算法能夠?qū)崿F(xiàn)對指令的準確跟蹤,保證了各模態(tài)控制器切換的穩(wěn)定性。
【圖文】：

復合式高速直升機懸停和低速巡航飛行時不發(fā)揮作用,但是又增加了直升機的重量。為提高高速飛行時推進器的效率，減小旋翼與推進器間的氣動耦合，皮爾凱斯公司提出了涵道螺旋槳式的推力復合式高速直升機，“速度鷹”X-49A（圖1.2），，并于2007年首飛。通過將涵道螺旋槳安裝在直升機尾部，可以在產(chǎn)生前向推力的同時最大程度上減小與旋翼之間的氣動干擾，并且風扇被涵道包圍，降低了來自旋翼的氣流干擾[16,17]。2015年12月，諾斯洛普 格魯門公司(Northrop Grumman)完成了采用共軸雙旋翼布局的Tern項目第二階段研究工作，作為Tern項目合作者的AVX公司，以O(shè)H-58F偵察機為基礎(chǔ)研制的共軸雙旋翼涵道式直升機，目前處于樣機設(shè)計階段。由于涵道螺旋槳安裝在直升機尾部

圖1.2 “速度鷹”X-49A直升機 圖1.3 X-2復合式高速直升機圖 1.4 “侵襲者”S-97 直升機 圖 1.5 “挑釁者”SB-1 直升機采用螺旋槳推進器的推力復合式高速直升機效率相對較高，國外許多學者對該類復合式高
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V212.4;V249.1

【參考文獻】

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本文編號：2694525