直升機 王李張

直升機控制系統(tǒng)建模與仿真王家林1402028李賢慧1402057張?zhí)鞁?402054直升機控制系統(tǒng)建模與仿真直升機結(jié)構(gòu)數(shù)學模型控制系統(tǒng)設(shè)計系統(tǒng)仿真總結(jié)直升機結(jié)構(gòu)

直升機作為一種特殊飛行器與普通飛機相比，直升機沒有產(chǎn)生升力的機翼和專供操縱的舵面，它的旋翼不僅起升力面和拉進式螺旋槳的作用，而且還起普通飛機舵面操縱機構(gòu)的作用。由于直升機特殊的結(jié)構(gòu)，具有以下飛行特點：直升機可以垂直起飛、垂直著陸和垂直飛行直升機能夠懸停在空中直升機可以向前、后、左、右的任一方向飛行直升機結(jié)構(gòu)直升機一般由八大部分組成：主旋翼：提供無人機飛行所需的升力自動傾斜器：改變主旋翼總距和周期變距副翼：保持穩(wěn)定性平尾：縱向配平和保持穩(wěn)定性垂尾：航向配平和保持穩(wěn)定性尾槳：提供偏航力矩起落架機身直升機結(jié)構(gòu)槳葉旋轉(zhuǎn)時由于它的特殊結(jié)構(gòu)，通過與空氣的相對運動會產(chǎn)生向上的升力。①槳葉前段曲面的半徑②槳葉厚度③中弧線和幾何弦線的最大偏移量④中弧線⑤幾何弦線⑥弦長直升機旋翼結(jié)構(gòu)圖槳葉剖面圖數(shù)學模型在直升機的建模過程中考慮了以下幾個因素：忽略彈性振動和形變，直升機的運動可以看成是六自由度的剛體運動繞三個軸的轉(zhuǎn)動（滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航）重心沿三軸的線運動（進退、升降和左右側(cè)飛）反映角運動的量：三個角位移、三個角速度、三個角加速度反映重心線運動的量：三個線位移、三個線速度和三個線加速度選擇適當?shù)淖鴺讼抵鄙龣C的運動耦合比較嚴重，但在小擾動的前提下，可以近似認為縱橫側(cè)向運動互相獨立，以便對直升機分別進行縱向和橫側(cè)向的控制律分析設(shè)計數(shù)學模型在建立直升機小擾動運動方程時還作了如下的假設(shè)：除表征參考飛行速度v之外，在沒有角速度和線速度時，參考飛行狀態(tài)是平衡的相對不平衡量而言，平衡力的導數(shù)項可忽略不計旋翼翼尖速度恒定略去氣體可壓縮性的影響和旋翼失速的影響模型搭建流程環(huán)節(jié)：

通過熟悉直升機的組成結(jié)構(gòu)，對各個部件的受力情況和力矩進行詳細分析，得到剛體動力學方程和運動學方程，建立起直升機的數(shù)學模型，為后續(xù)的研究工作奠定了基礎(chǔ)。數(shù)學模型地面坐標系該坐標系與地球固連，坐標原點在地面或海平面上的某定點一般取在直并機起飛前所處的位置上；豎軸沿鉛垂線，向下為正縱軸過原點，與直升機航跡切線一致，指向飛行方向為正；橫軸過原點與平面相垂直，指向應飛航線的右方為正這樣,坐標表示偏航距離，表示飛行高度地面坐標系數(shù)學模型機體坐標系縱軸：機尾指向機頭橫軸：與平面垂直，方向由右手定則決定軸：與槳轂軸平行，向下為正地面坐標系與機體坐標系之間的變換矩陣可通過直升機相對于地面的姿態(tài)角（俯仰角,滾轉(zhuǎn)角和偏航角）來表示,即數(shù)學模型氣流坐標系坐標原點：直升機重心軸：沿飛行速度矢量指向前方為正軸：機體對稱平面內(nèi)，垂直于，向下為正用氣動迎角和氣動側(cè)滑角顯示的關(guān)系，氣流坐標系到機體坐標系之間的變換矩陣為：數(shù)學模型槳轂機體坐標系平面稱為槳轂平面，采用槳轂縱向傾角和槳轂橫向傾角表示 的關(guān)系坐標原點：槳轂中心軸在沿旋翼旋轉(zhuǎn)軸上，向下為正軸在機體對稱平面內(nèi)并與軸垂直，指向前方為正機體坐標系到槳轂機體坐標系之間的變換矩陣為：數(shù)學模型受力分析直升機的受力及力矩數(shù)學模型對于直升機機身來說，主要考慮其所受的阻力（基于機體坐標系），該三分量可以由如下公式表示：根據(jù)直升機各部分的受力及力矩可以得出作用在無人直升機的合外力、合力矩：數(shù)學模型直升機的6自由度剛體動力學方程

把直升機看成是一個擁有6自由度的剛體，通過牛頓-歐拉方程計算出其剛體動力學方程。牛頓-歐拉方程如下：其中：為小型無人機在機體坐標系中的慣性張量。數(shù)學模型將上式展開可以得到直升機的剛體動力學方程姿態(tài)角與角速度之間的關(guān)系如下：數(shù)學模型直升機的運動學方程數(shù)學模型直升機數(shù)學模型

綜上所述，本文建立了包含12個狀態(tài)量和4個控制量的小型無人直升機飛行動力學非線性數(shù)學模型，表示為：數(shù)學模型控制系統(tǒng)設(shè)計系統(tǒng)仿真參考文獻吳文海,沈春林,劉國剛.飛行控制系統(tǒng)設(shè)計的特征結(jié)構(gòu)配置法.哈爾濱工業(yè)大學學報.2002,34(5):639-642鄭大鐘.線性系統(tǒng)理論.清華大學出版社,2002周濤.微小型無人直升機簡化模型及控制系統(tǒng)研究.浙江大學碩士學位論文.2006戴維康.面向直升機飛行的仿真視景原型研究與實現(xiàn).南京航空航天大學碩士學位論文.2006申俊飛.基于特征結(jié)構(gòu)配置的直升機控制增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計.哈爾濱工業(yè)大學碩士學位論文.2006于志,趙佳,申功璋.直升機飛行動力學建模及可視化研究.計算機仿真.2006,23(12),49-52鄭峰嬰,楊一棟.控制陣解耦的直升機顯模型跟蹤飛控系統(tǒng)設(shè)計.海軍航空工程學院學報.2007,22(1):119-124SpanoudakisP,TsourveloudisNC,ValavanisKP.DesignspecificationsforanunmannedVTO.Proceedingsofthe2004IEEEInternationalConferenceonRoboticsandAutomation.2004.Ferreres,Gilles,Flightcontrollawdesignforaflexibleaircraft:Limitsofperformance，JournalofGuidance,ControlandDynamics,2006,29(4):870~878.GarethD.Padfield.HelicopterFlightDynamics:TheTheoryandAp