最新共轴双旋翼直升机悬停方向的控制
新型三轴式双旋翼直升机姿态控制
得到相应的控制量。
斗部，直接参与电子干扰和攻击行动；用于短时间
为了简化结构和算法，采用单点 GPS 定位，但 其误差较大，所以利用惯性测量单元（IMU）给出 的位置对其进行校正。同时，GPS 系统对 IMU 中的 陀螺漂移进行修正。系统中 SINS 和 GPS 采用松耦 合进行组合，原理框图如图 4 所示。
机体坐标系坐标轴的单位矢量为 ， ， ；导航坐
标系坐标轴单位矢量为 ， ， 。三组支撑臂水平相
互夹角 120°，质量在三组支撑臂上分布均匀，直升
机质心位于其几何中心。将上层三只旋翼按照逆时
针方向定义为 ， ， 号旋翼，对应下层为 ， ，
号旋翼。
机体系中速度
通过转换矩阵可得导航
坐标系下直升机的速度:
式中 为机体系转换至导航系的转换矩阵。 根据牛顿第二定律，在导航系中有:
本项目采用三轴式双旋翼模型。机械结构包括 主机体、电机座和支撑臂。主机体选用铝制结构， 用于安装电路板和电池，每个支撑臂用两个内部中 空的碳纤维杆件拼接而成，内部分别置放电源线和 信号线，杆件一端与主机体连接，另一端安装铝制 电机座；电机座上下对称安装无刷电机，上下电机 安装正反旋翼，利用旋转产生的扭矩，控制直升机 自旋。机械结构简单，质量轻且具有良好的刚性、 灵活性和平稳性，便于控制。
行垂直或俯冲降落。飞行阶段，加入了人为的阵风 载荷扰动，直升机通过姿态调整，实现了很好的自 适应。测试结果表明各项性能均达到设计要求。
6. 应用及展望
三个欧拉角，通过积分、坐标变换求得直升机在北
新型三轴式双旋翼直升机可应用于战场低空
天东坐标系中三个轴向的位置。与期望位置比较， 军事侦察、监视、损伤评估等；携带电子设施或战
本项目采用新型三轴式双旋翼设计，简化了直 升机模型，各旋翼独立控制，通过对电机实时分组， 减少控制量，使控制量具有较为直接的物理意义， 分组后的电机转速与飞行器姿态具有直观关系，实 现了各姿态角独立控制，进而控制直升机的姿态和 航向，具有结构简单、容易控制、稳定性强等特点
共轴双旋翼直升机
?
?
? ? -（3? J1?1? 3? J 2? 2）J
Ka1 ? ?3? J1 / J
Ka 2 ? ?，3? J 2 / J
（式中正负号代表方向） 得到
二、被控对象特性分析
? 自动控制系统的输出量一般都包含着两个分量：一个是 暂态分量，另一个是稳态分量。暂态分量反映控制系统的动 态性能。对于稳定的系统，暂态分量随着时间的推移，将逐 渐减小并最终趋于零。稳态分量反映控制系统跟踪给定量和 抑制扰动量的能力和准确度。对于稳定的系统来说，稳态性 能的优劣一般是以稳态误差的大小来度量。
共轴双旋翼直升机悬停方向 的控制
小组成员：李萍、李凯、周颖、 阳海兵、阳荣贵、唐才政 、陈健
制作时间：2013年11月
摘要
? 主要目的：设计共轴双旋翼直升机悬停方向的控制
? 主要名词：共轴双旋翼直升机、串联校正、稳定性、 稳态性能、动态性能
? 自动控制：在没有人直接参与的情况下，利用外加 的设备或装置（称控制装置或控制器），机器、 设备或生产过程（统称被控对象）的某个工作状态 或参数（即被控量）自动地按照预定的规律运行。
? 由于稳态误差始终存在于系统工作过程之中，因此在设 计控制系统时，除了首先要保证系统能稳定运行外，其次就 是要求系统的稳态误差小于规定的容许值。
（一）、系统的稳态误差和稳态偏差
（二）、被控制对象的具体特性分析
? 1.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：
G1 ( s )
?
G (s) Kb1 1 ? G (s)
K a1
G1 (s) ?
G(s) Kb2 1 ? G(s)
Ka 2
G0(s)?G1(s)?G2(s)
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。
共轴双旋翼悬停地面效应分析
共轴双旋翼悬停地面效应分析陆陶冶;陈仁良;吉洪蕾;辛冀【摘要】共轴双旋翼直升机在近地悬停时存在复杂的旋翼/旋翼/地面干扰效应.为分析近地悬停时共轴双旋翼流场及拉力变化,发展一种共轴双旋翼悬停地面效应计算方法.首先,分别采用升力面法和面元法模拟桨叶和地面对流场的作用,使用三阶精度时间步进格式进行桨叶尾迹计算,并在尾迹迭代过程中引入"等体积"法修正尾迹.然后,运用模型得到共轴双旋翼无地效的诱导速度分布和单旋翼地面效应下的拉力增益并与试验结果对比,验证方法的合理性.最后,基于算例,分析了共轴双旋翼在地面效应悬停状态下的特性,包括尾迹及流场特点、诱导速度与拉力分布、旋翼间干扰和拉力增益.结果表明:悬停地面效应下共轴双旋翼的尾迹发生卷起并径向扩展,其桨盘平面的诱导速度由上旋翼、下旋翼和地面共同引起;分析也表明了悬停地面效应下共轴双旋翼桨盘平面诱导速度及桨叶拉力分布更均匀,在相同功率下,共轴双旋翼的地面效应拉力增益大于同实度单旋翼的拉力增益.%There are complexrotor/rotor/ground interference effects when a coaxial-rotor helicopter hovers near ground. A computational method based on free-wake model is developed to analyze the flow field and thrust of coaxial-rotor helicopter in ground effect. Firstly, the lifting-surface blade model and the ground panel model are taken in this method to simulate the effects of blades and ground to the flow field. A 3rd-order accuracy time-marching scheme is conducted to get the free-wake of coaxial-rotor. Also, the constant-volume-rectification method is incorporated to prevent numerical divergence. Then, the coaxial-rotor out of ground effect ( OGE) and the single-rotor in ground effect ( IGE) are used as examples to validate themethod. Finally, based on the examples, the features are analyzed, including the characteristics of wakes and flow field, the distribution of velocity and thrust in rotor disk plane, the interference effects between two rotors and the gain of thrust. Calculated results show that the wake rolls up and expands radially in ground effect when hovering, besides the induced velocity in rotor disk plane is connected with upper rotor, lower rotor and ground. The results show that ground effect causes the more uniform distribution of induced velocity and thrust along the rotor. Besides, the gain of thrust for coaxial-rotor is higher than that of a single rotor when the power is kept the same.【期刊名称】《哈尔滨工业大学学报》【年(卷),期】2017(049)010【总页数】8页(P45-52)【关键词】直升机;共轴双旋翼;地面效应;悬停;自由尾迹【作者】陆陶冶;陈仁良;吉洪蕾;辛冀【作者单位】直升机旋翼动力学国家级重点实验室(南京航空航天大学) ,南京210016;直升机旋翼动力学国家级重点实验室(南京航空航天大学) ,南京210016;直升机旋翼动力学国家级重点实验室(南京航空航天大学) ,南京210016;中国直升机设计研究所,江西景德镇333000【正文语种】中文【中图分类】V211.5直升机近地悬停时，地面的干扰使旋翼桨盘平面内的轴向诱导速度减小，导致在相同的需用功率下旋翼的拉力较远离地面时有所增加，这种现象被称为地面效应(In ground effect，IGE)[1].对于共轴双旋翼直升机，由于上、下旋翼之间本身也存在严重的气动干扰现象，使共轴双旋翼的地面效应更加复杂，与常规单旋翼直升机的地面效应相比发生显著变化.因此，共轴双旋翼地面效应的研究对共轴式直升机的使用和设计具有重要意义.大量的研究人员对单旋翼地面效应现象进行了广泛的研究.Duwalt[2]首先发展了一种用于前飞状态地面效应的自由尾迹模型.Curtiss等[3-4]和Lee等[5]基于自由尾迹模型运用镜像法求解地面效应中前飞旋翼的流场.近年来，辛冀等[6-8]针对单旋翼地面效应问题进行了深入的研究.与单旋翼相比，共轴双旋翼上、下旋翼之间本身存在严重的干扰现象[9-11]，近地面悬停时，上、下旋翼及地面三者之间复杂的干扰现象成为共轴双旋翼地面效应研究的焦点.Kang等[12-13] 以动量源方法模拟旋翼对流场的作用，通过求解雷诺平均N-S方程得到地面效应中前飞横列式、纵列式和共轴双旋翼的流场形态.但对共轴双旋翼地面效应的进一步研究，如离地高度与拉力的关系，由于附加了上、下旋翼的扭矩配平条件，用CFD计算双旋翼地面效应的离地高度与拉力关系受计算机资源与时间限制.Griffiths等[14] 发展了一套能用于分析双旋翼地面效应的自由尾迹模型，详细研究了横列式双旋翼的地面效应尾迹形态，但并没有给出共轴双旋翼的地面效应.覃燕华等[15]用自由尾迹方法计算了地面效应下的共轴双旋翼流场及诱导速度，但尚未分析共轴双旋翼的性能及其随不同离地高度的变化.本文首先建立了用于共轴双旋翼地面效应分析的自由尾迹模型.其中，采用升力面法模拟桨叶对流场的作用，并用稳定性较好的三阶精度时间步进数值计算格式进行桨叶尾迹计算，引入地面面元法模拟地面对双旋翼流场的作用，根据已有的试验数据对共轴双旋翼无地效状态和单旋翼在地面效应下的计算结果进行对比验证.在此基础上，给出共轴双旋翼在不同离地高度下的尾迹与流场形态，分析诱导速度在上、下旋翼桨叶上的分布及构成，计算地面效应下共轴双旋翼的拉力系数，并对比共轴双旋翼与同实度单旋翼的拉力增益得出结论.1.1 共轴双旋翼自由尾迹模型为精确捕捉桨叶对流场的影响，本文以升力面模型[16-17]模拟桨叶的气动特性.在旋翼桨叶的展向和弦向上同时分段划分网格，在划分后的网格单元上布置桨叶附着涡，图1中ψ表示桨叶方位角，ζ表示桨尖涡寿命角，Δζ表示桨尖涡寿命角的离散步长(如图1所示).根据模型要求，附着涡由四边形涡环或涡格来表示.中弧面上每个网格上放置一个涡格，涡格的前缘展向附着涡位于该网格的1/4弦线，弦向附着涡位于网格沿展向的分界线，涡格的后缘附着涡位于弦向相邻网格的1/4弦线.取每个格子中央弦线的3/4点为控制点，在该点处要求计算得到的流场合速度满足不可穿透条件:式中：Φ为控制点处流场的合速度势，n为控制点处的法向单位向量.桨叶后缘各涡板会拖出尾随涡线，形成近尾迹.桨叶后缘脱出的尾迹在转过大约30°～60°寿命角后聚合并卷起成单根的桨尖涡线，形成远尾迹.本文以直涡元离散桨尖涡线，以离散的桨叶方位角ψ和节点寿命角ζ对涡线节点进行编号，如图1所示.尾迹涡线按照当地速度在空间自由运动发展，对应的节点运动方程为式中：r(ψ,ζ)为涡线节点坐标，u(ψ,ζ)为节点处的诱导速度.以下为了书写方便，将表示节点位置的(ψ,ζ)省略.对于地面效应下的共轴双旋翼系统，节点的诱导速度为式中：uu为上旋翼在节点处的诱导速度，包含上旋翼桨叶附着涡引起的诱导速度uub和自由尾迹引起的诱导速度uuf；ul为下旋翼在节点处的诱导速度，包含下旋翼桨叶附着涡引起的诱导速度ulb和自由尾迹引起的诱导速度ulf；ug为地面面元在节点处的诱导速度；u∞为自由来流速度，各诱导速度项可由Biot-Savart定理求得.本文采用一种稳定性较好的三阶精度时间步进数值计算格式(CB3D)[18]对式(1)的尾迹运动方程进行时间步进计算为=[(3u(rl,k)-u(rl-1,k-1))]+·(u l,k+1-2ul-1,k+1+ul-2,k+1)+·(ul,k+ul-1,k-1-ul-1,k-ul,k-1)+·(ul,k+1-2ul,k+ul,k-1)+(rl+1,k+1-2rl+1,k+rl+1,k-1+rl,k+1-2rl,k+rl,k-1).式中：下标(l,k)为第l个方位角处桨叶拖出的涡线上第k个离散节点；γ的选取以“既确保格式数值稳定，又不会导致尾迹结构出现严重的非物理偏差”为原则[18].1.2 地面模型本文采用在地面布置均布源面元的方法模拟地面对旋翼的影响.地面面元的源强度使面元控制点的法向速度为0，满足地面的不可穿越条件为从式(2)可以看出，地面各控制点的诱导速度受到地面上其他面元Vp、上下桨叶的附着涡Vub和Vlb、上下旋翼的尾迹Vuf和Vlf以及自由来流V∞对其的影响.由不可穿越边界条件可得地面面元的强度.为避免在迭代计算过程中出现部分涡线落入地面以下导致不收敛的问题，在迭代过程中采用“等体积”修正法[6]修正落入地面以下的涡线.修正后的节点高度计算公式如下式中：hnew为修正后节点所在“气团”的高度；hlast、rlast分别为这一步迭代开始时的“气团”厚度和半径；rorigin为这一步迭代结束但未修正时的“气团”半径；zg为地平面的轴向坐标；znew为修正后的节点轴向坐标.1.3 共轴双旋翼配平在地面效应研究中，为获得在一定功率下的拉力增益TIGE/TOGE，悬停地面效应下的共轴双旋翼系统必须进行配平满足以下两个条件.1) 功率平衡.在分析共轴双旋翼离地面不同高度的拉力变化时，旋翼系统的需用功率保持不变.2) 扭矩平衡.共轴双旋翼的上、下旋翼处于同一轴线，两旋翼旋转方向相反，反扭矩互相抵消，此时直升机的偏航力矩为零.对于悬停的共轴双旋翼系统，定义操纵输入矢量为输出响应矢量为式中分别为上、下旋翼的总距角；分别为两旋翼的功率和扭矩之和.为便于求解，对于操纵矢量进行泰勒级数展开至一阶并简化得到其中[J]为雅克比矩阵.1.4 计算流程共轴双旋翼悬停地面效应的自由尾迹计算流程如图2所示，其具体过程如下：1)给定旋翼参数及飞行状态，初始化计算参数、地面网格、桨叶网格和尾迹涡线.2)对共轴双旋翼尾迹使用CB3D三阶时间步进格式进行迭代.每次迭代计算完成后，更新桨叶涡环环量和地面源强度.求解共轴双旋翼悬停地面效应配平方程.3)求计算所得的功率和扭矩与目标值的差值，如果满足收敛条件进入步骤4)；否则回到步骤2).4)输出计算结果.有关共轴双旋翼地面效应的试验数据还未见发表，本文采用已发表的无地面效应下共轴双旋翼的诱导速度分布和地面效应下单旋翼的尾迹结构和拉力增益曲线验证本文模型.2.1 共轴双旋翼诱导速度验证图3为使用本文模型计算的在上旋翼下方0.1R和0.2R处的轴向诱导速度分布与试验数据[19]的对比.所用的旋翼模型是两副相同的铰接式双叶旋翼，翼型为NACA0012，无预扭，旋翼半径为945 mm，弦长76 mm，上、下旋翼的转速皆为1 200 r/min，双旋翼相距0.185R，上旋翼总距为9°，下旋翼总距为10.27°，其他参数详见文献[19].由于流管收缩与桨尖损失，轴向诱导速度的极值点位置小于1.0R，且随着z的增大，诱导速度增大.由图3可见，计算结果与试验值的变化趋势和大小基本吻合.2.2 单旋翼地面效应验证图4、5为旋翼在不同离地高度下，计算得到的旋翼桨尖涡线的轴向位置、径向位置与试验值[20]的对比，其中的拉力系数按试验结果给定.使用的模型旋翼半径为1.105 m，弦长为0.18 m，旋翼转速为1 645 r/min，其他参数详见文献[20].由图4、5可知，随着旋翼高度的下降，桨尖涡线的轴向速度变慢，径向向外扩张的位移变大，计算得到的桨尖涡线位置同试验数据符合较好.图6为旋翼在恒定功率下，计算所得的拉力增益曲线与试验[20]的对比图.试验结果表明，在恒定功率下，当旋翼离地高度小于2.0R时旋翼拉力增大，出现较明显的地面效应现象，且随着高度降低拉力的增长率变大.图6计算结果与试验值符合较好，由此可知本文的方法可用于模拟地面效应下旋翼拉力的增长.本文在无地面效应共轴双旋翼的验证中考虑了上、下旋翼间的干扰，忽略了地面影响；在单旋翼的验证中考虑了地面影响，忽略了旋翼间的干扰.将两者的验证结果结合，说明本文模型既能反映上、下旋翼的干扰，也能验证地面对旋翼系统的影响.因此，使用模型进行共轴双旋翼地面效应的分析.用于计算分析的共轴双旋翼模型的每副旋翼由2片矩形桨叶构成，翼型为NACA0012，旋翼半径为2 m，旋翼展弦比为10.0，旋翼根切为0.21R，实度为0.1，桨叶负扭转为10°，旋翼转速为93.5 rad/s，两副旋翼高度差为0.2R，给定共轴双旋翼系统的功率系数为Cp/σ=0.015.进行迭代计算时，尾迹迭代圈数为5，时间和空间的离散角度为Δψ=Δζ=10°.3.1 尾迹与流场图7给出了在无地效(OGE)和下旋翼离地高度h=0.8R、h=0.4R时共轴双旋翼的尾迹涡线图.由图7可知，地面效应使旋翼尾迹涡线向上卷起，下旋翼桨尖涡的卷起高度大于上旋翼.这是因为上旋翼尾迹的轴向运动速度大于下旋翼，因此其涡线先一步撞击地面，这部分气流发生减速，在与下旋翼涡线发生干扰作用后，下旋翼涡线便在还未接触地面时就开始卷起.图7还可以看到，地面效应使桨尖涡在地面附近发生径向扩张，随着旋翼高度的降低，扩张趋势更明显.这是由于低速流场的气体具有不可压缩性，旋翼高度的降低使其下方气团被压缩发生径向膨胀.图8给出了无地效、h=0.8R和h=0.4R时共轴双旋翼纵向剖面诱导速度矢量图.地面效应时，由于近地面气团的径向扩张，地面附近的径向诱导速度增大.图8所示在径向位置1～2倍半径处存在一个中心速度很小的涡环，随着旋翼高度降低，涡环中心位置受地面的影响，逐渐向旋翼桨盘平面移动.h=0.4R时，由于下旋翼离地面较近，其桨盘附近诱导速度分布变化较大，桨尖处的轴向诱导速度增大.3.2 诱导速度分析图9为无地效、h=0.8R和h=0.4R时上、下旋翼轴向诱导速度分布的变化图.由图9可知，由于地面的存在阻碍了气流向下运动，因此旋翼离地面越近，气流下洗速度越小.同时，随着旋翼高度的降低，桨盘诱导速度的分布更均匀，这将导致旋翼诱导功率减小.由尾迹与流场可知，当旋翼高度降低，涡环向旋翼方向移动，使旋翼桨尖下洗速度增大，从而使上、下旋翼的诱导速度分布更均匀.图10为h=0.8R和h=0.4R时，上旋翼桨盘处的诱导速度及其分量在桨叶径向的分布图.地面效应悬停状态下的共轴双旋翼系统，在上旋翼桨盘某处的诱导速度u，分别由上旋翼(附着涡及自由尾迹)对此处的诱导速度uu、下旋翼(附着涡及自由尾迹)对此处的诱导速度ul及地面对此处的诱导速度ug构成.由图10可知，随着旋翼高度的降低在上旋翼桨盘处，由上旋翼引起的诱导速度uu变化不明显；由下旋翼引起的诱导速度ul的绝对值略有减小，下洗作用减弱；由地面引起的诱导速度ug增大，对上旋翼桨盘的上洗作用增大，使得合诱导速度u的绝对值减小，且由于ug在桨盘平面的径向分布较均匀，使得地面效应下u的分布也更均匀(如图9). 图11为h=0.8R和h=0.4R时，下旋翼桨盘处的诱导速度及其分量在桨叶径向的分布图.下旋翼桨盘处诱导速度的构成与上文所述的上旋翼桨盘处诱导速度相同.但是，当旋翼高度降低，由上旋翼(附着涡及自由尾迹)对下旋翼桨盘引起的诱导速度uu有明显的外扩趋势.h=0.8R时，uu的最大下洗速度出现在r=0.65R处，而h=0.4R时，uu的最大下洗速度出现在r=0.8R处，这与图8所示一致：桨尖涡线径向扩张，导致上旋翼尾迹与下旋翼桨盘平面的重叠面积增大，因此下旋翼受上旋翼的干扰范围扩大[21] .3.3 拉力分析3.3.1 拉力沿桨叶的分布图12为无地效、h=0.8R和h=0.4R时上、下旋翼拉力沿桨叶径向的分布图.由图12可知，由于上、下旋翼桨盘处的下洗速度随着旋翼高度降低而减小(如诱导速度分析所述)，有效迎角增大，导致地面效应下的旋翼拉力增大.图12还可看出，随着旋翼高度的降低，拉力在上、下旋翼桨叶上的分布更均匀，这将改善旋翼的气动性能，使桨榖力矩减小，降低上、下旋翼发生碰撞的可能性.3.3.2 拉力增益图13为地面效应下共轴双旋翼与单旋翼(4片桨叶)的拉力系数及拉力增益曲线，其中单旋翼与共轴双旋翼具有相同桨叶外形、实度与功率系数.由图13可知，离地面同等高度时，共轴双旋翼的拉力系数大于同实度单旋翼的拉力系数，且共轴双旋翼的拉力增益大于同实度单旋翼的拉力增益.根据能量守恒定律，旋翼的旋转动能转化为空气的周向与轴向运动动能，由于共轴双旋翼的上、下旋翼转向相反，空气的周向运动被削弱，导致共轴双旋翼下方空气的轴向运动动能更大.旋翼下方空气的轴向运动对旋翼产生反作用力，即为旋翼拉力，因此共轴双旋翼的拉力大于同实度的单旋翼.同时，较大的轴向下洗作用使地面受到更大的撞击作用，为了满足不可穿越边界条件，导致地面面元强度更大，地面效应更强，因此共轴双旋翼的拉力增益大于同实度的单旋翼.1) 地面效应使上、下旋翼尾迹向上卷起，下旋翼尾迹卷起高度大于上旋翼.由于低速流场气体的不可压缩性，共轴双旋翼尾迹在地面附近产生径向扩展.2) 地面效应下的共轴双旋翼桨盘平面诱导速度由上、下旋翼和地面共同引起.随着旋翼高度的降低，地面对上下旋翼的上洗作用增大.同时，上、下旋翼的诱导速度分布更加均匀，旋翼的气动性能提高.3) 随着旋翼高度的降低，共轴双旋翼的拉力逐渐增大且分布更均匀.在相同的悬停高度与功率下，共轴双旋翼受到的地面效应更强，其拉力系数及拉力增益均大于同实度的单旋翼.陈仁良(1963—)，男，教授，博士生导师(编辑张红)【相关文献】[1] 王适存.直升机空气动力学[M].北京:航空专业教材编审组, 1985.WANG Shicun. 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直升机四位悬停练习
在调整好飞机控制和校正后，即可进行悬停练习。
单击“Fly”→“File”→“General Option”，将菜单中的Windspeed调至最低，Turbulence调小，Simulation speed调至100~120，Playback speed 调至100左右；Transmitter reliability 调至100等。
开始飞行对尾：首先，缓慢推动油门杆使飞机平稳起飞，此过程中最好带点右副翼，并保持对尾，高度在3m左右，再将飞机飞到面前一定距离（不要太远，也不要太近），当然以自己视野最好为最佳。
对尾练习时，一定要时刻打方向舵，使机尾时刻对准自己。
同时舵量要小，因为直升机是十分敏感的机器。
最初的练习，直升机容易发生漂移和前进或后退，所以要时刻打俯仰舵和副翼舵，而且舵量要小，切忌不要太大。
油门不要太大，能让飞机维持在视野3m左右的高度即可（以自己视野最好为最佳），当然舵量也一定要小，以避免飞机突然上下运动。
开始可以选择一个开阔的场地，干扰物尽量少，此时不必选择定点悬停，可以找一个平坦的区域，尽量控制飞机在此区域内作对尾练习，基本能维持在区域内时，可练习定点悬停。
右侧位：对尾悬停练习合格时，可以尝试一下右侧位。
对于新手，我建议最好有个过渡，比如先练习转过45°的位置。
高度和距离都要保证自己能够准确判断机身姿态，右侧位悬停的要点和对尾相似，副翼舵、俯仰舵、尾舵要时刻作动作，舵量要小，避免打反舵。
开始可以在开阔的场地作区域性练习，基本能维持在区域内时，可以选择定点练习。
左侧位：右侧位练习基本合格时，可以练习左侧位（当然也可以同时练习，但要有主次之分）。
对新手我还是建议最好有个过渡，比如练习转过45°的位置。
开始可能不太适应，多加练习即可。
练习要点基本和右侧位一致。
对头：以上三位练习合格时，可以进行对头练习，此时我觉得过渡练习必不可少。
对头的舵向与对尾完全相反，练习要点基本一致，舵量要小，避免反舵，距离和高度合适。
共轴刚性旋翼悬停及高速前飞状态气动干扰特性研究
共轴刚性旋翼悬停及高速前飞状态气动干扰特性研究共轴刚性旋翼（CRW）是一种用于直升机的飞行控制系统，它具有出色的操纵性能和稳定性。
当飞机在悬停状态或高速前飞时，会受到气动干扰的影响。
本文旨在研究共轴刚性旋翼在悬停和高速前飞状态下的气动干扰特性，以揭示其飞行性能和操纵性能。
1. 引言悬停是直升机最常见的飞行状态之一，也是其飞行控制系统设计中的关键问题之一。
在悬停状态下，直升机的气动干扰主要包括地面效应、旋翼尖涡等。
共轴刚性旋翼具有独特的旋翼结构和飞行控制系统，其悬停状态下的气动干扰特性吸引了广泛的研究兴趣。
我们需要对共轴刚性旋翼的飞行动力学进行建模分析，得到其在悬停状态下的飞行特性和飞行控制系统的设计参数。
然后，可以利用计算流体力学（CFD）方法，对共轴刚性旋翼在悬停状态下的气动特性进行数值模拟。
通过数值模拟，可以得到共轴刚性旋翼受到的气动干扰的特性参数，如升力、阻力、气动力矩等。
可以通过实验验证，对比数值模拟结果，验证共轴刚性旋翼在悬停状态下的气动干扰特性分析结果，得出结论和建议。
在高速前飞状态下，直升机受到的气动干扰更加复杂，主要包括惯性气动干扰、气动失速等。
共轴刚性旋翼的高速前飞状态下的气动干扰特性，直接影响其飞行性能和操纵性能。
4. 结论通过对共轴刚性旋翼在悬停和高速前飞状态下的气动干扰特性进行研究，可以更加深入地了解其飞行性能和操纵性能。
这有助于为共轴刚性旋翼的飞行控制系统的设计和优化提供理论依据和实验数据支持。
该研究结果还可以为其他类型的直升机和飞行器的飞行控制系统设计提供借鉴和参考。
共轴刚性旋翼在悬停和高速前飞状态下的气动干扰特性研究具有重要的理论和实际意义，对飞行器的飞行控制系统设计和优化具有一定的参考价值。
希望本文的研究成果可以为相关领域的科研工作和工程实践提供有益的启发和帮助。
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 a a a a di t u t L R i t E dt =++式中a E 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=， e C 是反电势系数。
电磁转矩方程： ()()m m a M t C i t =式中，m C 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 m m m m c d t J f t M t M t dt ωω+=-式中，m f 是电动机和负载折合到电动机轴上的粘性摩擦系数；m J 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 、a E 、()m M t ，便可得到直流电机的微分方程：22()()()()()()()()m m c a m a m a m a m m e m m a a a 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 dt dt dtωωω++++=-- 在工程应用中，由于电枢电路电感a L 较小，通常忽略不计，因而上式可以简化为12()()()()m m m a c d t T t K u t K M t dt ωω+=-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 m m a d t T t K u t dt ωω+=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 ML =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 J ωωω=⨯+⨯-（），即211233J J J θθθ•••=⨯+⨯-（）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 m a 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 s T 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)m m t m m t m m K T K s K K K s T s K K K s K K s T T Φ==++++++式中112a m b 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 mm t K K K K K G s T s K K K sKT s K K K s KK K K T s sK K K +=++=+++=++（）此系统为Ⅰ型系统111()m tss v K 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。