共轴双旋翼直升机悬停方向的控制
直升机悬停控制系统的设计与实现
直升机悬停控制系统的设计与实现摘要：直升机的悬停控制系统是其飞行稳定性和可操纵性的关键部分。
本文对直升机悬停控制系统进行了深入研究和探讨，包括系统的设计原理、工作原理以及实现方法。
通过设计和实现一个基于PID控制的直升机悬停控制系统，我们可以有效地提高直升机在悬停状态下的稳定性和控制性能。
本文还介绍了一些常用的改进方法，如状态反馈控制和模糊控制，以进一步优化直升机的悬停控制系统。
1. 引言直升机是一种重要的航空器，具有垂直起降和静悬停的能力，广泛应用于民航、军事和救援等领域。
而直升机的悬停控制系统是其重要的组成部分，直接影响到直升机的飞行稳定性和飞行控制性能。
因此，设计和实现一个稳定可靠的直升机悬停控制系统具有重要意义。
2. 直升机悬停控制系统的设计原理直升机悬停控制系统的设计原理基于一种闭环控制方法，即将直升机的反馈信号与目标值进行比较，并根据比较结果来调整和控制直升机的悬停状态。
在设计过程中，需要考虑直升机的动力系统、传感器系统和控制器系统等方面的因素。
一般而言，直升机悬停控制系统可以采用PID控制器进行设计，通过比例、积分和微分控制来控制直升机的姿态和位置。
此外，还可以引入状态反馈控制和模糊控制等技术来改进系统的性能。
3. 直升机悬停控制系统的工作原理直升机悬停控制系统的工作原理是通过传感器系统实时采集直升机的飞行状态和环境信息，并将其反馈到控制器系统中进行处理和分析。
然后，控制器根据预定的控制算法和控制策略，输出控制指令来调整直升机的姿态和位置。
控制指令经过执行机构的作用，如旋翼调节和尾桨调节等，最终控制直升机在悬停状态下的稳定性和平衡性。
直升机悬停控制系统通过不断调整和反馈控制，使得直升机能够在复杂环境中实现准确悬停。
4. 直升机悬停控制系统的实现方法直升机悬停控制系统的实现方法主要包括硬件设计和软件设计两个方面。
硬件设计主要指的是悬停控制系统的传感器系统和执行机构，如倾斜传感器、加速度传感器、陀螺仪和液压调节机构等。
直升机悬停原理
小妙招！解密直升机悬停原理
直升机悬停是直升机飞行中最为困难和技术含量最高的一环节，
它可以让直升机在空中稳定地悬停并进行各种飞行动作。
那么，直升
机悬停原理究竟是什么呢？
首先，需要知道的是，直升机悬停需要维持平衡，而保持平衡的
方法是通过对旋翼的扭矩和升力进行控制。
具体来说，直升机通过改
变主旋翼的迎角和旋转速度来调节升力以及对飞行器产生的扭矩。
这
需要通过所谓的“反扭矩装置”——尾旋转器或推进器来平衡主旋翼
反作用力。
同时，直升机还要通过调节旋翼前缘和后缘的锁定装置来控制旋
翼的迎角，这样才能调整旋翼产生的升力和推力的大小，从而保持摆
脱地面重力的平衡状态。
需要注意的是，直升机悬停除了需要对旋翼进行调节以外，还需
要考虑风速对飞行器的影响。
由于直升机悬停时空气动力学效应会改变，因此可以运用直升机的“地垫效应”，即将直升机放在准备起飞
的地面上，并且保持距离地面一定的高度，从而减小了地面效应对直
升机的影响，更方便操作。
综上所述，学习直升机悬停原理可以更好地理解直升机工作过程，同时掌握飞行技巧。
希望大家能够通过这些小妙招，更好地掌握直升
机悬停技术。
共轴双旋翼直升机
（一）、被控对象数学
模型
? 共轴双旋翼直升机悬停方向的控制是角动量守恒定律的 应用。直升机在发动前，系统的总角动量为零。在发动后， 旋翼在水平面内高速转动，系统会出现一个竖直向上的角动 量。由旋翼产生的升力竖直向上，方向通过大致与机身垂直 的直立轴，飞机受重力也通过该轴，升力和重力对该轴均不 产生力矩，故系统的角动量守恒。双旋翼直升机在直立轴上 安装了一对向相反方向旋转的旋翼，通过对两旋翼旋转角速 度的控制，实现直升机悬停方向的改变。
K
所以扰动作用下的稳态误差为
essn(?
)?
1 Kv
?
2Ka
(1? K1KmKt ) K
essn(?
)
?
lims?
s? 0
en(s)N0(s)
式中
N0 (s) ? 2Ka N(s)
因此只要满足 Ka ? 0.5
在满足稳态误差很小的前提下，扰动误差就可以削弱到很小。 分析扰动误差时的结构图如下
，
（三）、校正方法
3.系统稳定性 (输入输出稳定性):
对任何有界输入产生有界输出的系统成为稳定系统。 这种性质保证了系统的绝对稳定性。 对稳定系统而言，在稳定的前提下，还可以讨论系统的 相对稳定性。 民航客机就比战斗机更加稳定。
理解
4.稳定性分析
D(S)= Tms2 ? (1? K1KmKt )s ? K
根据劳斯判据，系统稳定需满足
5.稳态性能分析
G 0(s) ?
K a K 1 K （m K b 1 ? K b 2 ） (T m s ? 1 ? K 1 K m K t ) s
?
K
(T m s ? 1 ? K 1 K m K t ) s
共轴双旋翼直升机原理
共轴双旋翼直升机原理
共轴双旋翼直升机是一种直升机类型，它有两个上下叠放在一起的旋翼系统，旋翼共用同一个旋转轴，上下两个旋翼通过空心的中空轴连接，并且分别安装了配平叶片和变距叶片。这种设计使得直升机的结构更加简单、紧凑，飞行稳定性更好。
共轴双旋翼直升机的工作原理是，通过双旋翼互相作用、共同提供升力和推力来达到垂直起降和悬停的效果。两个旋翼上安装的配平叶片可以自动调整旋翼的倾斜角度，使得直升机保持平衡，并且保证在飞行过程中不会出现危险的倾斜或翻滚。同时，旋翼的叶片也可以根据飞行状态进行变距调节，以适应不同的负荷和飞行速度要求。
共轴双旋翼直升机原理
共轴双旋翼直升机原理
共轴双旋翼直升机是一种特殊的直升机结构，其独特的设计原理使其在飞行性能和操纵特性上具有独特的优势。
本文将介绍共轴双旋翼直升机的原理，包括其结构特点、工作原理和飞行特性。
共轴双旋翼直升机采用了两个相互对称的旋翼，它们位于同一轴线上并且以相反的方向旋转。
这种设计可以有效地减小旋翼间的相互干扰，提高直升机的飞行效率和稳定性。
同时，共轴双旋翼直升机还可以减小机身长度，提高机动性和操纵性能。
在共轴双旋翼直升机中，两个旋翼的叶片通常采用交叉布置，这样可以减小旋翼间的干扰，降低噪音和振动。
此外，共轴双旋翼直升机通常采用复合材料等轻质材料制造，可以减小整机重量，提高飞行性能。
在工作原理上，共轴双旋翼直升机的两个旋翼可以分别提供升力和反扭矩，它们之间通过传动系统相互连接并同步工作。
这种设计使得直升机可以实现更高的升力和更好的操纵性能，适用于复杂的飞行任务。
在飞行特性上，共轴双旋翼直升机具有良好的稳定性和操纵性能。
其双旋翼结构可以有效地抵消旋翼的扭矩，使得直升机在起飞、飞行和着陆过程中更加稳定。
同时，共轴双旋翼直升机的操纵性能也得到了提高，可以实现更快速、更灵活的机动飞行。
总的来说，共轴双旋翼直升机通过其独特的设计原理，在飞行性能和操纵特性上具有独特的优势。
它的结构特点、工作原理和飞行特性使得它成为一种理想的直升机结构，适用于各种复杂的飞行任务。
希望本文的介绍能够帮助读者更好地了解共轴双旋翼直升机的原理和特点。
共轴反转双旋翼原理
共轴反转双旋翼原理
共轴反转双旋翼原理（Coaxial Counter-Rotating Propeller Principle）是一种双旋翼螺旋桨的技术，它可以使飞机在飞行
过程中获得更高的推力和机动性，也提高了飞行安全性。
共轴反转双旋翼原理是指，将两个螺旋桨放置在相同的轴线上，使其中一个螺旋桨逆时针旋转，另一个顺时针旋转。
这样，当飞机飞行时，两个螺旋桨就会产生一股推力，使飞机更加稳定，更加高效。
共轴反转双旋翼原理的另一个优点是，它可以有效地降低发动机的噪音，提高飞行安全性。
因为两个螺旋桨是反向旋转的，所以它们之间的空气流动会产生一种反向作用，使发动机的噪音降低。
此外，共轴反转双旋翼原理还可以改善飞机的机动性。
因为两个螺旋桨具有相反的旋转方向，所以它们之间的空气流动会产生一种对抗力，使飞机的操纵变得更加灵活。
共轴反转双旋翼原理可以提高飞机的效能，同时降低发动机的噪音，提高飞行安全性，改善飞机的机动性。
由于它的优越性能，这一技术已经被广泛应用于军用和民用飞机上。
总之，共轴反转双旋翼原理是一种非常有效的技术，它可以显著提高飞机的性能，提高飞行安全性，改善飞机的机动性，并降低发动机的噪音。
共轴双旋翼直升机转向原理
共轴双旋翼直升机转向原理
共轴双旋翼直升机是一种复杂的飞行器，它具有两个旋翼，一个在机身顶部，一个在机身底部。
这两个旋翼通过同一根轴相连，可以同时旋转，也可以相互独立地旋转。
其中一个旋翼负责提供升力，另一个旋翼负责提供转向力。
转向原理是共轴双旋翼直升机中非常重要的一部分。
在飞行时，飞机需要转向以改变方向或避免障碍物。
共轴双旋翼直升机可以通过调整两个旋翼的转速来实现转向。
如果需要向左转，机组人员会减少顶部旋翼的转速，增加底部旋翼的转速。
这样，底部旋翼会提供更多的向左转的力量，从而使飞机改变方向。
同时，共轴双旋翼直升机还可以通过调整旋翼的倾斜角度来实现转向。
在飞行时，机组人员可以通过操作控制杆来倾斜旋翼，使飞机向左或向右转。
倾斜角度越大，转向力量越强。
但是，过度倾斜会导致飞机失去平衡，因此需要精确控制。
总之，共轴双旋翼直升机的转向原理非常复杂，需要机组人员有丰富的经验和技术才能操作。
只有通过精确的调整旋翼的转速和倾斜角度，才能实现安全、准确的转向。
- 1 -。
共轴双桨直升机控制原理
共轴双桨直升机控制原理
共轴双桨直升机控制原理：共轴双桨直升机是一种特殊的直升机，它的两个桨叶系统是通过共轴连接在一起的，这种结构使得它在飞行中更加稳定，同时也更加容易进行控制。
共轴双桨直升机的控制原理包括两个方面：旋翼的控制和机身的控制。
旋翼的控制是指控制桨叶的角度和转速来改变升力和推力的方向和大小，从而控制直升机的飞行方向和速度。
旋翼控制系统包括主旋翼和尾旋翼，主旋翼是主要的升力和推力来源，尾旋翼则用来控制直升机的转向。
主旋翼和尾旋翼的角度和转速是通过控制桨叶来实现的。
机身的控制是指通过机身姿态的改变来控制直升机的方向和稳定性。
机身控制系统包括俯仰控制、滚转控制和偏航控制。
俯仰控制用来控制直升机前后的倾斜，滚转控制用来控制直升机左右的倾斜，偏航控制用来控制直升机的转向。
共轴双桨直升机的控制系统一般由机载电子设备、传感器、液压系统和控制面等组成。
机载电子设备用来收集和处理控制系统的数据，传感器用来测量直升机的状态参数，液压系统用来控制桨叶的角度和转速，控制面则用来控制机身的姿态。
总之，共轴双桨直升机的控制原理是通过控制旋翼和机身来控制直升机的飞行方向和稳定性，控制系统由多种机载设备组成，这些设备共同工作以确保直升机在飞行中的安全和稳定。
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共轴双旋翼直升机悬停方向的控制姓名：张鲲鹏班号：02020802 学号：2008300596摘要本文主要目的是设计共轴双旋翼直升机悬停方向的控制系统。
文中主要介绍了此控制系统的设计方案，在时域和频域中详细地分析了系统的稳定性、稳态性能和动态性能。
并且，为达到设计指标，对系统进行了串联校正，使系统能够较好地达到了指标要求。
在控制系统的设计过程中，利用了Scilab和Matlab软件进行仿真分析，动态直观地反映了系统的性能。
关键字共轴双旋翼直升机串联校正稳定性稳态性能动态性能引言研究背景20世纪40年代初，航空爱好者开始对共轴双旋翼直升机产生浓厚的兴趣。
然而，由于当时人们对共轴双旋翼气动特性认识的缺乏以及在结构设计方面遇到的困难，许多设计者最终放弃了努力，而在很长一段时间对共轴式直升机的探讨只停留在实验阶段。
1932 年，单旋翼带尾桨直升机研制成功，成为世界上第一架可实用的直升机。
从此，单旋翼带尾桨直升机以其简单、实用的操纵系统和相对成熟的单旋翼空气动力学理论成为半个多世纪来世界直升机发展的主流。
然而，人们对共轴双旋翼直升机的研究和研制一直没有停止。
俄罗斯1945 年研制成功了卡-8 共轴式直升机，至今发展了一系列共轴双旋翼直升机，在型号研制、理论实验研究方面均走在世界前列。
美国也于50 年代研制了QH-50 共轴式遥控直升机作为军用反潜的飞行平台，并先后交付美国海军700 多架。
从20 世纪60 年代开始，由于军事上的需要，一些国家开始研制无人驾驶共轴双旋翼形式直升机。
在实验方面，从20 世纪50 年代起，美国、日本、俄罗斯等相继对共轴双旋翼的气动特性、旋翼间的气动干扰进行了大量风洞实验研究。
经过半个多世纪的发展，共轴双旋翼的旋翼理论得到不断的发展和完善，这种构形的直升机以它固有的优势越来越受到业内人士的重视。
研究对象特点分析共轴双旋翼直升机有两副完全相同的旋翼，一上一下安装在同一根旋翼轴上，两旋翼间有一定间距。
两副旋翼的旋转方向相反，它们的反扭矩可以互相抵消。
这样，就用不着再装尾桨了。
直升机的航向操纵靠上下两旋翼总距的差动变化来完成。
共轴双旋翼直升机主要优点是结构紧凑，外形尺寸小。
这种直升机无尾桨，机身长度大大缩短。
有两副旋翼产生升力，每副旋翼的直径也可以缩短。
机体部件可以紧凑地安排在直升机重心处，所以飞行稳定性好，也便于操纵。
与单旋翼带尾桨直升机相比，其操纵效率明显有所提高。
此外。
共轴式直升机气动力对称，其悬停效率也比较高。
根据直升机的飞行原理可知，直升机的飞行控制是通过周期变距改变旋翼的桨盘锥体从而改变旋翼的总升力矢量来实现的，由于旋翼的气动输入（即周期变距）与旋翼的最大响应（即挥舞），其方位角相差90°，当旋翼在静止气流中旋转时，以纵向周期变距为例，直升机有两种典型的航向操纵结构形式，即半差动和全差动形式。
（1）半差动航向操纵系统。
目前国内研制的共轴式直升机采用的是半差动航向操纵形式，总距、航向舵机固联在主减速器壳体上，纵横向舵机固联在总距套筒上，随其上下运动。
（2）全差动航向操纵方案。
共轴式直升机全差动航向操纵方案是指在航向操纵时大小相等方向相反地改变上下旋翼的总距从而使得直升机的合扭矩不平衡，机体产生航向操纵的力矩。
由于在操纵时上下旋翼的总距总是一增一减，因此航向操纵与总升力变化的耦合小，即用于由于差动操纵引起的升力变化所需的总距补偿较小。
工作过程（1）控制系统建模控制系统的数学模型是描述系统内部物理量（或变量）之间的数学表达式。
在分析和设计本控制系统时，使用了分析法建立数学模型。
首先对研究的系统各部分运动机理进行分析，根据所依据的物理规律列写相应的运动方程。
在时域中建立了微分方程，复数域中建立了传递函数和结构图，在频域中建立了频率特性等。
（2）控制系统时域分析在确定了系统的数学模型后，对系统进行动态性能和稳态性能的分析。
首先在时域中对系统进行分析，同时运用Scilab软件进行仿真，直观地反映了系统的性能。
（3）控制系统频域分析控制系统中的信号可以表示为不同频率的正弦信号的合成。
控制系统的频率特性反映正弦信号作用下系统响应性能。
由于频率特性物理意义明确，并且频域分析可以兼顾动态响应和噪声抑制两方面的要求。
因此，在进行时域分析之后，又进行了控制系统的频域分析，同时运用Matlab进行仿真。
（4）控制系统校正根据被控对象及给定的技术指标要求设计控制系统，需要进行大量的分析计算。
设计中需要考虑的问题是多方面的。
既要保证所设计的系统具有良好的性能，满足技术指标的要求；又要照顾到经济实用性。
因此，在控制系统雏形设计好后，还要进行系统的校正。
针对前面设计的控制系统达不到动态性能指标的不足，对系统进行了串联超前校正，最终使系统达到了预定的性能指标。
研究现状经过建模、时域分析、频域分析以及校正等设计过程，设计好后的控制系统能较好地满足预定的设计指标要求，即()0.1sse∞≤，%20%σ≤，1sst≤，并且经过仿真验证了结果。
目录引言 (1)研究背景 (1)研究对象特点分析 (1)工作过程 (2)（1）控制系统建模 (2)（2）控制系统时域分析 (2)（3）控制系统频域分析 (2)（4）控制系统校正 (2)研究现状 (3)目录 (3)1.控制系统设计方案 (4)1.1直流电动机数学模型 (4)1.2被控对象数学模型 (5)2.被控对象特性分析 (6)2.1稳定性分析 (7)2.2稳态性能分析 (7)2.3动态性能分析 (8)3.控制器设计 (9)4．仿真验证 (12)5．结论 (19)参考文献 (20)附录 (20)1.控制系统设计方案1.1直流电动机数学模型电枢控制直流电动机的工作实质是将输入的电能转化为机械能，也就是由输入的电枢电压()a u t 在电枢回路中产生电枢电流()a i t ，再由电流()a i t 与激磁磁通相互作用产生电磁转矩()m M t 从而拖动负载运动。
因此，直流电动机的运动方程有以下三部分组成。
电枢回路电压平衡方程：()()()a a aa a adi t u t L R i t E dt=++式中aE 是电枢反电势，它是电枢旋转时产生的反电势，其大小与激磁磁通即转速成正比，方向与电枢电压()a u t 相反，即()a e m E C t ω=，eC 是反电势系数。
电磁转矩方程：()()m m a M t C i t =式中，mC 是电动机矩动系数；()m M t 是电枢电流产生的电磁转矩。
电动机轴上的转矩平衡方程：()()()()m mm m m c d t J f t M t M t dtωω+=-式中，mf 是电动机和负载折合到电动机轴上的粘性摩擦系数；mJ 是电动机和负载折合到电动机轴上的转动惯量。
由以上三式消去中间变量()a i t 、aE 、()m M t ，便可得到直流电机的微分方程：22()()()()()()()()m m c a ma m a m a m m e m m a aa c d t d t dM t L J L f R J R f C C t C u t L R M t dtdtdtωωω++++=-- 在工程应用中，由于电枢电路电感aL 较小，通常忽略不计，因而上式可以简化为12()()()()m mm a c d t T t K u t K M t dtωω+=-式中()m a m a m m e T R J R f C C =+，1()m a m m e K C R f C C =+，2()a a m m e K R R f C C =+可求()a u t 到()m t ω的传递函数，以便研究在()a u t 作用下电机转速()m t ω的性能。
令()0c M t =，则有1()()()m mm a d t T t K u t dtωω+=得到1()()()1m a m s K G s U s T s Ω==+1.2被控对象数学模型共轴双旋翼直升机悬停方向的控制是角动量守恒定律的应用。
直升机在发动前，系统的总角动量为零。
在发动后，旋翼在水平面内高速转动，系统会出现一个竖直向上的角动量。
由旋翼产生的升力竖直向上，方向通过大致与机身垂直的直立轴，飞机受重力也通过该轴，升力和重力对该轴均不产生力矩，故系统的角动量守恒。
双旋翼直升机在直立轴上安装了一对向相反方向旋转的旋翼，通过对两旋翼旋转角速度的控制，实现直升机悬停方向的改变。
共轴双旋翼直升机通过两个旋翼的差动旋转，进而将直升机悬停在预定位置，因此需要精确控制的变量是直升机的悬停方向。
控制系统的输入量是预期的直升机的悬停方向，输出量即为实际的悬停方向。
假设（1）上下旋翼均为三叶桨，且尺寸，重量等各种物理参数均相同；（2）上下旋翼旋转轴通过机身质心；（3）机身外形简化成体积相同的长方体，质心位于其几何中心。
上下旋翼的每叶桨的转动惯量为（1代表上旋翼，2代表下旋翼）211113J m l =222213J m l =机身的转动惯量为2112J M L=式中J ：转动惯量，m ：旋翼每叶的质量，l ：旋翼每叶的长度，M ：机身的质量，L ：机身的长度。
根据角动量守恒得到方程1122330J J J ωωω⨯+⨯+=进而得到112233J J Jωωω=⨯+⨯-（），即211233J J Jθθθ∙∙∙=⨯+⨯-（）令113/a K J J=-⨯，223/a K J J=-⨯（式中正负号代表方向）得到2112a a K K θθθ∙∙∙=+2.被控对象特性分析本控制系统的被控对象是共轴的两个旋翼，控制量是两旋翼的旋转角速度。
根据数学建模的分析，得到传递函数：111()()1()b a G s G s K K G s =+ 122()()1()b a G s G s K K G s =+11122101211()()()(1)(1)a b ma b m m m t m m t K K K K K K K K G s G s G s T s K K K sT s K K K s=+=+++++由以上假设可知12a a aK K K ==所以有11201()(1)a m b b m m t K K K K K G s T s K K K s+=++（）进而得到2211()(1)(1)mm t m m t mmKT Ks K K K sT s K K K s KKs T T Φ==++++++式中112a mb b K K K K K K =+（）得到系统结构如下化简后的结构图如下2.1稳定性分析21(1)m m t T s K K K s K +++D(S)=根据劳斯判据，系统稳定需满足10100m m t T K K K K >⎧⎪+>⎨⎪>⎩2.2稳态性能分析11201111()(1)(1)(1)[1](1)a mb b m m t m m t m t m m t K K K K K G s T s K K K s KT s K K K sKK K K T ssK K K +=++=+++=++（）此系统为Ⅰ型系统111()m tss vK K K e K K+∞==因此，要求系统具有较高的稳态性能，需设置合理的K 值。