直升機非線性飛行動力學建模及仿真.pdf

1、直升機在軍事及民用領(lǐng)域均具有重要的價值，有著廣闊的應用前景，但是由于直升機的高度耦合性及非線性等特點，其穩(wěn)定性及操縱性等相比定翼飛機而言較差，從而影響到直升機完成任務的能力和駕駛品質(zhì)，而如何提高完成任務的能力和駕駛品質(zhì)（即操縱性）等正是直升機飛行動力學研究的主要內(nèi)容。該文針對單旋翼帶尾槳直升機的動力學特性，重點研究了該直升機的仿射非線性飛行動力學建模及其仿真軟件的設計，主要研究內(nèi)容和研究成果包括： （1）綜述并分析了單旋翼帶尾

2、槳直升機飛行動力學的研究現(xiàn)狀及其數(shù)值仿真軟件設計方法。 （2）針對單旋翼帶尾槳直升機為一多剛體結(jié)構(gòu)的特性，采用分體法分別建立了旋翼、尾槳、平尾及機身等各部分的飛行動力學模型，并將這些數(shù)學模型整合，推導出了全狀態(tài)仿射非線性飛行動力學模型。 （3）針對單旋翼帶尾槳直升機配平方程組的非線性及待配平量量級差異較大等特性，同時由于直升機的狀態(tài)多變，很難具體確定待配平量的初始值，提出了一些新的算法如混合遺傳算法等，實現(xiàn)了非線性方

3、程組的大范圍收斂，很好地解決了直升機的配平難題。 （4）針對本文推導出的仿射非線性飛行動力學模型，利用經(jīng)典龍格庫塔法得出直-×的操縱性，其結(jié)果與現(xiàn)階段美國較成熟的Flightlab軟件的計算結(jié)果比較吻合，驗證了本文模型的精確性；同時利用小擾動原理對該模型進行了線性化，以分析直-×的穩(wěn)定性。 （5）為了實現(xiàn)直升機飛行動力學模型的科學計算性、軟件的可視性及便于操作性等有機統(tǒng)一，該文采用了以Matlab為計算內(nèi)核，Visu