直升机飞行品质设计研究报告
直升机设计与控制技术研究
直升机设计与控制技术研究直升机作为一种具有顶升能力的航空器，具有短距离起降、垂直起降等特点，被广泛应用于军事、民用、搜索救援等领域。
直升机设计和控制技术的研究，是直升机发展的关键。
一、直升机设计技术的研究直升机的设计，既涉及到空气动力学、结构力学、材料科学等方面的知识，也需要考虑到使用场合的要求、性能指标、飞行姿态控制、系统安全等多方面因素。
1. 空气动力学直升机的空气动力学，包括了旋翼和机身的设计。
旋翼是直升机的顶升源，需要满足提供足够的升力和抗风稳定的要求。
在旋翼设计中，需要考虑到主旋翼桨叶的数量、桨叶的形状、桨叶的材料、旋翼的扭转和弯曲等因素。
此外，机身的气动性能也需要考虑到，如机身的流线型、湍流和阻力等。
最终，通过优化旋翼与机身气动力学特性的协调，实现直升机的最优化设计。
2. 结构力学和材料科学直升机的结构力学和材料科学，是保证直升机强度、刚度和轻量化的基础。
在直升机的结构设计中，需要考虑到材料的选择、结构的布置和组合等因素。
同时，直升机的制造和维护也需要满足材料性能、测试标准、质量控制等多重要求。
3. 飞行姿态控制直升机的飞行姿态控制技术，需要满足对横滚、俯仰和偏航等三个自由度的控制要求。
通过控制旋翼、后桨和垂尾等所配备的控制面，实现直升机的姿态调整、前进、向左、向右、上升、下降、旋转等多种动作。
此外，需要考虑到环境因素、机体动力学和人机交互等多方面的因素，尽可能地提高姿态控制的稳定性、精度和安全性。
二、直升机控制技术的研究直升机控制技术的研究，是让直升机实现各种任务、满足不同使用场景需求的基础，如军事侦察、医疗救援、消防救援、旅游观光等。
1. 传感器技术直升机的传感器技术，包括了角速度传感器、磁场传感器、加速度传感器、GPS定位等。
通过传感器获取的数据，对直升机的状态、位置、速度等进行实时监测，并通过控制系统进行相应的调整。
2. 数字控制系统针对直升机的马达、桨叶、刹车等部件，数字控制系统可以实现更加精准的控制。
无人直升机飞行控制系统设计分析报告
无人直升机飞行操纵系统设计报告摘要：本文介绍了用于无人直升机操纵的飞行操纵系统结构和分部分的要紧性能，详细阐述了系统设计方案以及设计思想。
一整体系统描述整个系统能够分为机载部分和地面部分，机载部分负责维持飞机的稳定飞行并提供图像信息给地面部分，地面部分依照飞机的状态以及得到的图像信息作出下一步飞行的目标规划并发送给机载部分，同时为了确保安全，防止自主飞行机构失控，添加了可由操作手操纵的操纵器。
地面部分与机载部分之间有两条数据链路一负责传送图像和传送飞行状态和指令。
图像传送的数据链路通过购买成品解决，另外负责传送飞行状态和指令的部分也差不多有方案能够解决（目前正在开发的部分尽管包括扩频通信，然而由于技术缘故不能确保在竞赛中的可用性，因此这部分只是作为研究性的项目）。
地面部分能够分为地面站和图像处理平台，前者与机载飞行操纵器通讯以发送操纵命令并获得飞机状态信息，后者猎取机载摄像头的图像并做处理以搜寻竞赛目标。
机载部分将在后一部分详述。
二飞机内部系统描述为了完成自主飞行任务飞机需要相关功能部件完成对飞机状态信息的采集、对执行部分的操纵以及对地面站命令的响应等功能。
在无人机上，替代飞行员或操作手完成飞行任务的自主机构包括图像设备、飞 控模块、高度测量、舵机操纵、数据链路以及航姿仪等，如下图所示：路 航姿仪 各个模块之间相对独立，均可单独完成一定的功能，模块之间的相 互连接釆纳总线实现，硬件上采纳PC 104标准，便于安装和系统集成。
尽管采纳的总线是较可靠的通讯标准，然而在直升机实际飞行的环境中舵机操纵 数据链图像设备飞控模块 高度测量存在震动、电磁等干扰因素，可能阻碍到数据传输的可靠性，为了保证正确的数据传输，采纳了两套互为备份的总线系统一一422总线和CAN 总线。
422总线为现有UAV系统采纳的标准，具有技术较成熟的优势；CAN总线关于数据包的传送更为方便，克服了 422只能采纳主从模式以及工作在轮询模式的缺点，同时具有更高的数据传输速度，是一种较新的标准，使用CAN总线也是对系统方案升级的尝试。
直升机研究报告
直升机研究报告直升机是一种垂直起降的飞行器，具有独特的飞行特性和广泛的应用领域。
本文将从直升机的历史、结构、原理、应用等方面进行探讨。
一、历史直升机的历史可以追溯到古代中国的风筝和螺旋桨原理。
但真正的直升机是20世纪初由法国人Paul Cornu发明的。
随后，美国人伊戈尔·伊万诺维奇·西库尔斯基和俄国人尼古拉·卡门斯基分别研制出了第一架成功飞行的直升机。
直升机的发展经历了多个阶段，从单旋翼到双旋翼、三旋翼、四旋翼等不同结构形式，逐渐实现了垂直起降、悬停、前进、后退、转弯等多种飞行动作。
二、结构直升机的结构主要由机身、旋翼、尾桨、发动机、传动系统等组成。
机身是直升机的主体部分，包括驾驶舱、客舱、货舱等。
旋翼是直升机的主要升力装置，由主旋翼和尾旋翼组成。
主旋翼是直升机的主要升力来源，通过改变旋翼的旋转速度和倾斜角度来控制飞行方向。
尾旋翼则主要用于平衡直升机的旋转力矩。
发动机是直升机的动力来源，通常采用涡轮发动机或活塞发动机。
传动系统则将发动机的动力传递给旋翼和尾桨。
三、原理直升机的飞行原理是利用旋翼产生的升力和推力来实现垂直起降和悬停。
旋翼通过改变旋转速度和倾斜角度来控制飞行方向。
当旋翼旋转时，产生的升力可以克服重力，使直升机垂直起降。
同时，旋翼的倾斜角度可以产生推力，使直升机前进、后退、转弯等。
四、应用直升机具有广泛的应用领域，包括军事、民用、医疗、救援等。
在军事领域，直升机可以用于侦察、运输、攻击等任务。
在民用领域，直升机可以用于旅游、交通、消防、电力巡检等。
在医疗领域，直升机可以用于紧急救援、医疗转运等。
直升机是一种独特的飞行器，具有垂直起降、悬停、前进、后退、转弯等多种飞行特性和广泛的应用领域。
随着科技的不断发展，直升机的性能和应用将会越来越广泛。
直升飞机研究报告
直升飞机研究报告直升飞机研究报告1.简介直升飞机是一种特殊的航空器，与传统的定翼飞机相比，具有垂直起降、悬停、短距离起降和降落等独特的能力。
直升机由于其独有的优势，在交通、军事、医疗救援等领域被广泛应用。
本文主要探讨直升机的研究现状、技术特点和未来发展趋势。
2.研究现状直升机是一个综合性很强的领域，研究内容涉及材料、设计、生产、维护、飞行控制等方面。
目前，全世界涌现出了许多知名的直升机制造厂商，如欧洲的空中客车直升机公司、美国的贝尔直升机公司、俄罗斯的卡莫夫直升机公司等。
在直升机的研究中，最为重要的是飞行控制技术。
飞行控制技术是直升机飞行安全的基础，也是直升机飞行效率的重要保障。
针对直升机的特点，飞行控制系统应具有高精度、高灵敏度、高可靠性等特点，以确保飞行安全和航线精准。
此外，直升机的材料选择和设计结构也是研究的重点。
由于直升机的起降方式和飞行特点较为特殊，它通常要求使用高强度、轻量化的材料，同时设计也要具有较好的气动特性。
3.技术特点3.1 垂直起降直升机最大的特点是具有垂直起降的能力。
这种能力源于直升机的旋翼，旋翼可以提供向上的升力，从而使得直升机可以在空中停留、悬停或者垂直起降。
3.2 飞行效率低由于直升机的设计和动力系统特殊，它的飞行效率通常要低于定翼飞机。
直升机绕速度和航程相对比较慢，但在垂直起降和低空飞行时，却更为优越。
3.3 高灵活性直升机在飞行时具有灵活性较高的特点，可以进行快速的悬停、向左、向右、向前、向后等各种飞行动作。
直升机的高灵活性使得它在救援、运输、勘探等领域有广泛的应用。
3.4 多功能性直升机的多功能性也是其独特的特点之一。
直升机可以用于货运、人员运输、医疗救援、灭火、警务、军事等各种用途。
其多功能性使得它成为一种非常重要的交通工具。
4.未来发展趋势随着科技的不断发展和创新，直升机的发展趋势也开始发生变化。
未来，直升机将朝着更加高效、环保、智能化的方向发展。
4.1 高效化为了提高直升机的绕速度和航程，研究人员正在将定翼飞机的技术应用于直升机中。
橡筋动力直升机的制作及放飞的研究报告
学校名称：承启红军学校活动主题：橡筋动力飞机组长：学生1小组成员：学生234指导教师：王小庚周礼龙霍积“橡筋动力直升机的制作与放飞〞的研究选题背景“教师，你看那些高年级的大哥哥、大姐姐们在操场上做什么呢？〞教师顺着我们手指的方向，放眼望去，“哦，那是他们要参加科技节的比赛，在操场上试验自己做的飞机模型！〞“飞机模型是怎么做的，我们可以做吗？〞“教师，就教我们也做吧！〞“我们也想做，也想去参加这样的比赛！〞其他同学也跟着叽叽喳喳起来。
最后，教师在我们的强烈要求之下，课前做了相应的调查问卷，觉得这项活动符合我们的心理特点，又因其构造简单，制作容易，所以其制作、放飞和竞赛都深得同学们的喜爱，于是这个主题也就应运而生了。
研究目标1、知识与技能〔1〕、理解模型的概念、作用、功能和分类。
〔2〕、知道橡筋动力飞机模型的构造、原理。
〔3〕、能熟练、准确地组装橡筋动力直升机模型。
〔4〕、能掌握橡筋动力直升机模型的飞行方法和考前须知。
2、过程与方法〔1〕、通过对橡筋动力直升机模型的组装与放飞，体验模型制作的过程、体会科学知识在技术设计中的作用。
〔2〕、通过动手实践，切身感受知识的学有所用，把理论和实践严密结合起来。
3、情感态度与价值观能够通过对橡筋动力直升机模型的组装和放飞，提高动手操作能力，培养科技创新意识和创造能力，形成一丝不苟的科学探究精神和认真严谨的做事态度。
研究方案我们预计的成果有模型相关的手抄报、小册子、活动日记、剪贴本、橡筋动力直升机、使橡筋动力直升机飞得更高、持续时间更长的实验研究报告、、快板、心得体会等。
我们把活动分为四个阶段：第一阶段：准备阶段〔2021.9.15——9.20〕确定研究主题，推选小组长，明确分工，制定活动方案，明确研究方法。
第二阶段：实施阶段〔2021.9.21——11.10 〕查阅资料，动手制作橡筋动力直升机，拟定采访提纲，进展采访，实验研究，多方面搜集相关知识，对其进展整理、筛选，制作手抄报、剪贴本、小册子、；成功制作橡筋动力直升机并且掌握正确放飞的方法。
直升飞机深度研究报告总结
直升飞机深度研究报告总结1. 引言直升飞机是一种独特的航空器，与传统固定翼飞机相比，具有垂直起降的能力。
由于其灵活性和多功能性，直升飞机在军事、民用和应急救援等领域具有广泛的应用。
本报告旨在对直升飞机的设计、原理、性能和应用进行深入的研究和分析。
2. 直升飞机的设计和原理直升飞机的设计和原理主要包括机身结构、主旋翼系统、尾桨系统和驱动系统。
机身结构是直升飞机的基础，用于支撑和连接各个系统。
主旋翼系统提供升力和推力，使直升飞机能够悬停和飞行。
尾桨系统用于平衡直升飞机的角动量，提供稳定性。
驱动系统包括发动机和传动装置，为直升飞机提供动力。
3. 直升飞机的性能直升飞机的性能衡量指标包括最大起飞重量、最大速度、航程和续航时间。
最大起飞重量决定了直升飞机能够携带的最大负载。
最大速度与飞行性能直接相关，影响着直升飞机的应用范围。
航程和续航时间决定了直升飞机的作战半径和可持续性。
此外，还有悬停能力、最大升限、最大爬升率等性能指标需要进行综合评估。
4. 直升飞机的应用直升飞机在军事、民用和应急救援等领域广泛应用。
在军事领域，直升飞机具有侦察、运输、攻击和反潜等任务能力。
在民用领域，直升飞机用于商业运输、医疗救援、警务和消防等。
在应急救援领域，直升飞机的垂直起降能力使其成为应对灾害和紧急情况的重要工具。
5. 直升飞机的发展趋势随着科技的进步和需求的不断增长，直升飞机的设计和性能将进一步改进和提升。
未来的直升飞机可能会采用更先进的材料和技术，提高升力效率和减少噪音。
自主飞行技术和无人直升机的发展也将推动直升飞机进一步发展。
此外，电动直升飞机和混合动力直升飞机的研究也有望成为未来的发展趋势。
6. 结论直升飞机是一种重要的航空器，具有独特的垂直起降能力和多功能性。
通过深入研究和分析直升飞机的设计、原理、性能和应用，我们可以更好地理解和评估其在不同领域的作用和潜力。
未来，随着科技的不断进步和创新，直升飞机的设计和性能将进一步提升，并在各个领域发挥更大的作用。
直升机综合实训实验报告
一、实验目的1. 熟悉直升机的结构和工作原理。
2. 掌握直升机的飞行操作技巧。
3. 培养团队合作精神，提高实际操作能力。
二、实验内容1. 直升机结构及工作原理学习2. 直升机飞行操作实训3. 团队合作与协调三、实验时间2022年X月X日至2022年X月X日四、实验地点XX飞行学院直升机实训基地五、实验器材1. 直升机：XX型号2. 飞行器模拟器3. 实训教具：飞行操作手册、飞行操作图示等六、实验过程1. 直升机结构及工作原理学习（1）实验目的：了解直升机的结构和工作原理，为飞行操作打下基础。
（2）实验内容：1）直升机结构：通过实物观察和模拟器演示，了解直升机的机体结构、旋翼系统、动力系统、控制系统等组成部分。
2）直升机工作原理：通过理论学习，掌握直升机的升力产生原理、飞行原理、稳定性原理等。
（3）实验步骤：1）观察直升机实物，了解其结构特点；2）通过模拟器演示，熟悉直升机各系统的工作原理；3）总结直升机结构和工作原理，记录实验心得。
2. 直升机飞行操作实训（1）实验目的：掌握直升机的飞行操作技巧，提高实际操作能力。
（2）实验内容：1）直升机起飞、降落操作；2）直升机悬停、前进、后退、左转、右转操作；3）直升机避障、紧急降落操作。
（3）实验步骤：1）在飞行教员的指导下，进行直升机起飞、降落操作；2）在飞行教员的指导下，进行直升机悬停、前进、后退、左转、右转操作；3）在飞行教员的指导下，进行直升机避障、紧急降落操作；4）总结飞行操作技巧，记录实验心得。
3. 团队合作与协调（1）实验目的：培养团队合作精神，提高实际操作能力。
（2）实验内容：1）团队协作完成飞行任务；2）进行应急处理，提高应对突发事件的能力。
（3）实验步骤：1）分组进行飞行任务，团队成员共同商讨飞行策略；2）在飞行过程中，保持密切沟通，协调配合；3）遇到突发事件，迅速采取应急措施，确保飞行安全；4）总结团队协作经验，记录实验心得。
七、实验结果与分析1. 实验结果通过本次实验，我们掌握了直升机的结构和工作原理，学会了直升机的飞行操作技巧，提高了实际操作能力。
研究并设计直升机旋翼的实验
旋翼模型的测试：对调试后的旋翼模型进行测试，验证其性能和稳定性
数据采集系统校准
校准目的：确保数据采集系统的准确性和可靠性
校准方法：使用标准信号源进行校准
校准步骤：连接信号源、设置参数、采集数据、分析结果
校准结果：得到校准报告，显示系统误差和性能指标
实验操作与数据记录
单击此处输入你的项正文，文字是您思想的提炼
实验流程：确定实验目的、设计实验方案、准备实验材料、进行实验操作、数据分析与总结
实验环境：无风、无雨、无雪的室内环境
旋翼模型安装与调试
旋翼模型的选择：根据实验目的和需求选择合适的旋翼模型
旋翼模型的安装：按照说明书的步骤将旋翼模型安装到实验平台上
旋翼模型的调试：调整旋翼模型的参数，使其达到最佳工作状态
验证旋翼设计的振动特性
验证旋翼设计的噪声特性
测试旋翼性能参数
测试旋翼的操控性能
测试旋翼的稳定性能
测试旋翼的机械性能
测试旋翼的气动性能
优化旋翼结构与材料
提高旋翼效率：通过优化结构设计，提高旋翼的空气动力学性能
增强耐用性：通过优化结构设计，增强旋翼的耐用性，延长使用寿命
降低噪音：通过优化结构设计，降低旋翼的噪音，提高乘坐舒适性
实验结论与改进建议
实验结果：旋翼性能测试数据
改进建议：优化旋翼设计，提高性能
实验局限性：实验条件、测试方法等可能影响实验结果的因素
结论：旋翼性能的影响因素
未来研究方向：针对实验局限性，提出可能的改进方向和研究课题
6
实验总结与展望
实验成果总结
实验目的：验证直升机旋翼的设计和性能
实验方法：采用模拟和实际飞行测试相结合
未来研究展望
研究方向：新型旋翼设计、材料、控制技术等
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直升机飞行品质设计研究报告(南京航空航天大学旋翼动力学国防科技重点实验室，南京，210016)摘要：直升机具有较强的耦合性、不稳定性，给飞行控制系统的设计带来了很大的困难。
本文针对ADS-33E-PRF中的小幅输入/中高频响应和小幅输入/中低频响应的品质指标要求，通过加入飞行控制系统改善直机的飞行品质。
采用动态逆和极点配置相结合的方法设计直升机飞行控制律，并通过仿真等手段进行检验，证实了样例直升机飞行品质的提高，从而表明本文设计策略的合理性以及控制律的有效性。
关键字：直升机；飞行品质；飞行控制；动态逆引言美国2000年颁布的最新军用直升机飞行品质规范ADS-33E-PRF根据军用直升机的使用要求提出了许多新的飞行品质指标，以满足直升机的稳定性、操纵性和机动性的要求。
然而，由于直升机运作方式独特、结构复杂，飞行模态较多，每种状态下的空气动力学特性差异也很大，因而单纯依靠气动布局和结构设计已经难以满足现代规范指标的要求，通过飞行控制律的设计来改善直升机的飞行品质已经成为直升机飞行品质设计的主要手段。
在过去的十几年中，直升机飞行控制律的设计已进行了相当多的研究，也取得了许多的研究成果。
但如何根据ADS-33E-PRF飞行品质的指标要求，尤其是机动性的指标要求进行控制律的设计研究相对较少。
造成这一现象的主要原因是ADS-33以前的直升机飞行品质规范主要强调直升机的稳定性，对直升机的机动性没有特殊要求，因而规范中的稳定性指标要求可直接作为直升机控制律设计的依据。
而对ADS-33来说，除了对直升机有稳定性要求外，更加强调直升机的操纵性和机动性，相应的控制律设计属于控制增稳设计，这就要求将直升机飞行控制律的设计与ADS-33中的具体指标紧密结合。
本文根据ADS-33E-PRF中的小幅输入/中高频响应和小幅输入/中低频响应指标要求进行直升机的姿态指令姿态保持（ACAH）的控制律设计。
采用动态逆加极点配置的控制方案，最后检验所设计的飞行控制律是否满足ADS-33E-PRF中的相关指标要求。
一、直升机的内/外回路设计由于直升机的强耦合性，必须对其实现解耦。
这样将直升机的控制器分成内外回路来进行设计内回路实现解耦功能，外回路实现姿态控制，轨迹控制。
直升机对象特性可描述为：p p p p pp p x A x B u y Cx =+=（1）其中[,,,,,,,]T p x y z x y z x v v v w w w γϑ=为系统状态变量，分别表示纵向线速度、升降线速度、侧向线速度、滚转角速度、偏航角速度、俯仰角速度、滚转角和俯仰角；控制变量711[,,,]T p T u A B ϕϕ=，分别表示总距、横向周期变距、纵向周期变距、尾桨桨距；p p A B 和分别表示直升机的状态、控制矩阵维数为8×8和8×4。
直升机对象的内外回路可表示如下：图1直升机内外回路结构图然而要实现8个状态量的完全解耦，靠四个控制量是不能实现的，但从模型我们可以看到我们可以把模型的8个状态量分成4个直接控制量和4个间接控制量，根据直升机的运动规律，直升机的四个操纵量直接影响直升机的滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度、以及垂向速度。
而滚转角、俯仰角、偏航角可由滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度通过积分获得，前向速度、侧向速度的变化是通过角度变化产生的。
所以要解决8个状态量的耦合我们可以先在内回路中解决四个直接控制量的耦合、再通过外回路的PID 控制器实现其它四个状态量的控制。
①内回路的设计这里采用动态逆加极点配置的方法。
首先通过前面的分析可以得到可解耦矩阵F ，它是操纵阵Bp 阵中快变行所组成矩阵的逆。
将F 阵串联到系统中便可解决操纵阵中快变系统的耦合。
即1p F B-=快 （2） 其中1p B-快为操纵阵p B 中升降线速度、滚转角速度、偏航角速度、俯仰角速度所对应的行向量所组成的矩阵的逆。
之后解决状态阵Ap 的快变系统耦合，就是要Ap-Bp*K 中快变行中除对角线以外的其它元素为零，并且快变行的对角元素满足ADS-33规范。
即： *K F L = （3）(1,:)**(1,:)(2,:)**(2,:)(3,:)**(3,:)(4,:)**(4,:)p vy p wx p wy p wz C A C C A C L C A C C A C λλλλ+⎡⎤⎢⎥+⎢⎥=⎢⎥+⎢⎥+⎢⎥⎣⎦（4） 其中： 01000000000100000000100000000100C ⎡⎤⎢⎥⎢⎥=⎢⎥⎢⎥⎣⎦（5） ,,,vy wx wy wz λλλλ为理想的特征值。
这四个特征值的设计需要通过ADS-33来确定。
ADS-33中用带宽与时间滞后指标来规定直升机对小幅/中高频响应得飞行品质等级，用动稳定性指标来规定直升机对小幅/中低频的飞行品质等级。
图2为ADS-33对俯仰、滚转及偏航通道的带宽与时间滞后的等级指标要求，图3为ADS-33对俯仰、滚转通道动稳定性的等级指标要求，分别对阻尼比、自然频率做出了具体规定。
图2俯仰、滚转、偏航带宽及时间滞后要求等级3等级2等级1图3 俯仰（滚转）通道振荡的限制根据以上指标要求，可对vy λ等参数进行设计，以俯仰通道为例，对wz λ的设计可采用图4所示的纵向ACAH （姿态指令/姿态保持）结构图。
图4 俯仰通道ACAH 结构图上述结构图的传递函数为：2()()s wz wz wz wz wz K K K s s s s s K K δϑϑλϑδλλ-=+- （）其中K ϑ为控制比例参数，s K δ反映驾驶杆输入与理想姿态角之间的比例关系即传动比，可以看出，理想的俯仰姿态传递函数具有典型的二阶特性，与标准二阶环节比较可得上述理想模型得自然频率、阻尼比和增益分别为：1,,22wz wz n wz wz s n wz w K K K K w K K ϑδϑλλλζ=-==-= （）带宽与阻尼比、自然频率之间的关系为：()21bw n w w ζζ=++ （）参照图2和图3的指标要求，同时留出一定得余量，选择俯仰通道ACAH 响应型式的设计带宽3/sec BW rad ϑω=，阻尼比0.7ζ=。
由此可得纵向通道得自然频率1.56/sec n w rad =，2.575, 2.19wz K ϑλ=-=。
采用类似的方法可对其它通道的理想特征值进行设计，分别得到： 4.01wx λ=，4.12wy λ=， 3.5vy λ=。
通过上述算法得到解耦矩阵为：2.189200.000200.01800.140900.01670.171800.09660.00331.39800.00220.0004 1.4977F ⎡⎤⎢⎥-⎢⎥=⎢⎥-⎢⎥---⎣⎦0.00040.013600.00020.00260.00120.00380.00240.00030.00020.00130.02480.02280.0220000.00140.00200.00040.26140.00410.15240.00030.00020.00020.00880.05790.0184 1.66810.00020.00250.0015K -⎡⎤⎢⎥----⎢=⎢--⎢-----⎣⎦⎥⎥⎥ ②外回路设计解决了快变系统的耦合后可以通过总距、横向周期变距、纵向周期变距、尾桨桨距很好的控制直升机的垂向速度、滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度但是要控制好三个姿态角显然还是不够的。
因为此时的姿态角通道的传递函数有一个零极点是一个临界稳定根，于是在外回路引入了PD 控制器，通过加入比例项和微分项改善姿态角通道的传递函数使得俯仰通道的极点值达到ADS-33所要求的。
通过对姿态角的仿真试验我们将P 值定为-2.575，D 值定为-0.5。
图5 俯仰通道ACAH 回路控制图二、飞行品质的检验直升机本身的飞行品质较差，对于本文研究的直升机，悬停振荡模态是不稳定的，其特征值为0.00180.5i λ=±，此时按规范中的一些指标定义来讨论如带宽、相位滞后等指标都是没有意义的。
加上直升机固有的纵、横向运动耦合，自身的飞行品质无法满足ADS-33中的指标要求。
为了表明前面设计的控制律合理可行，需检验加入控制系统后的直升机是否满足ADS-33中的飞行品质指标要求。
（）各种特定响应型式的时域指标检验姿态指令响应型式(AC)ADS-33对此种响应类型的具体要求如下：对于座舱俯仰（滚转）操纵器的阶跃力输入，应在6秒内产生成比例的俯仰（滚转）姿态变化。
在阶跃输入后6至12秒之间，姿态应基本保持不变。
如果由此产生的对地纵向（横向）平移加速度是恒定的，或其绝对值是减小的且趋于恒定，则在阶跃输入后6至12秒之间姿态可以发生变化。
图7给出了仿真曲线可知，样例直升机姿态指令响应类型的时域特性完全符合了规范相关指标的要求并且有良好的解耦效果。
图6 姿态指令响应类型(AC)时域特性曲线 姿态保持（AH ）和方向保持（DH ）响应型式规范要求：在脉冲输入之后，姿态和方向则必须在10秒内回复到峰值的10%以内或1°，取两者中的较大者。
对于等级1，姿态或方向应在规定的范围内保持至少30秒。
通过仿真图7可知，样例直升机的相关品质达到了规范等级1的要求。
图7 姿态保持响应类型(AH)时域特性曲线 图8悬停状态横向通道响应型式ACAH 的频率特性（2）各飞行状态阻尼特性的检验同样以悬停状态横向通道为例，写出样例直升机ACAH 响应型式的近似传递函数： 765432111098765432468.7s +7845 s +4.898e4 s + 1.349e5 s ++ 1.38e5 s -1334 s -7.643 s 0.02s +2.164s +91.6s +2007 s + 1.889e4 s + 8.739e4 s +2.105e5s +2.582e5 s +1.368e5 s - 1340 s -7.643 s c γδ=+ 通过求解传递函数的基点可以发现，实际系统纵向通道有两个振荡模态: =22.1968 21.7398s i -±, = 1.2843 0.9232s i -±一个振荡模态来源于操纵机构的等效传递函数，另一个则来自于实际系统本身。
通过求解两振荡模态的阻尼比和频率可得：0.714,31.1n ζω==和0.812, 1.582n ζω==，均满足飞行品质规范对系统动稳定性的要求，位于图3的飞行品质等级1的区域内。
采用相似的方法可以检验其它通道以及其它飞行状态的阻尼特性，均达到规范1级品质的要求。
（3）带宽和相位滞后的检验同样以悬停状态横向通道为例，按照带宽和相位滞后的定义绘制出频率特性曲线如图8所示。