傾轉(zhuǎn)旋翼飛機過渡模式動力學(xué)建模與控制研究.pdf

1、傾轉(zhuǎn)旋翼飛機翼尖安裝可以傾轉(zhuǎn)的發(fā)動機短艙和旋翼系統(tǒng)，可以在飛行中根據(jù)需要在固定翼模式和直升機模式之間轉(zhuǎn)換，充分發(fā)揮直升機垂直起降、懸停及固定翼飛機高速巡航的優(yōu)點。過渡模式下，飛機速度不斷增加（或減?。瑲鈩硬季植粩喔淖?，飛機動力穩(wěn)定性差且氣動干擾嚴(yán)重，直升機控制和固定翼控制切換，因此過渡模式動力學(xué)特性和控制系統(tǒng)研究是整個傾轉(zhuǎn)旋翼飛機研制的主要難點。過渡模式飛機的氣動布局改變主要體現(xiàn)在縱向平面內(nèi)，所以本文主要研究過渡模式下飛機縱向通道的動

2、力學(xué)特性和控制系統(tǒng)設(shè)計。 傾轉(zhuǎn)旋翼飛機布局對稱，縱向通道和橫向通道解耦，文中建立樣例機縱向非定常、非線性動力學(xué)模型。在整個飛行包線內(nèi)，旋翼的推力矢量方向不斷變化，飛機各部件的氣動力隨發(fā)動機短艙傾角和空速的變化而變化，因而飛機的飛行動力學(xué)有很強的非定常、非線性特性。此外，傾轉(zhuǎn)旋翼飛機的旋翼安裝在翼尖，旋翼/發(fā)動機短艙/機翼之間的氣動干擾是建模的一個難點。文中所建模型具有較高精度，適合于飛行包線內(nèi)的所有模式，為傾轉(zhuǎn)旋翼飛機飛行動力

3、學(xué)的進(jìn)一步研究提供了基礎(chǔ)。 本文依據(jù)所建立的樣例機縱向動力學(xué)模型，假定飛機在給定高度平飛，縱向加速度和角加速度均為零，完成過渡模式下的動力學(xué)配平。通過仿真計算得出過渡模式發(fā)動機短艙傾角和前飛速度間的關(guān)系、各速度所需的最小旋翼拉力矢量及其它相應(yīng)的狀態(tài)量（機身迎角、升降舵偏轉(zhuǎn)量、旋翼縱向周期變距和橫向周期變距）。仿真結(jié)果和相應(yīng)的XV-15平飛試驗數(shù)據(jù)基本吻合。 傾轉(zhuǎn)旋翼飛機起飛過程包含完整的過渡模式，為提高飛機的可靠性和