倾转旋翼飞机建模与仿真_杨喜立
倾转旋翼飞行器飞行可视化仿真
This study established a tilt-rotor aircraft’s nonlinear flight dynamics model(FDM), designed basic flight control system and constructed a visual simulation platform to verify the flight models and its control system. The visual flight simulation platform was constructed based on an open-source flight simulator FlightGear and a modeling software Simulink. FlightGear is used as visual environment to display the states of aircraft and flight process graphically. Simulink is used to modeling FDM of tilt-rotor aircraft, and RTW toolbox is used to generate external executable real-time program which is used as the external FDM of FlightGear. FlightGear accepts the UDP data from the real-time executable program and unpacks the UDP packages to accomplish 3D visualization.
直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真引论程序
直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真引论程序直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真引论程序引言：直升机和倾转旋翼飞行器是目前航空领域中备受关注的话题。
它们具有独特的飞行特性和广泛的应用领域，例如民用交通、军事任务和科学研究。
然而，设计和测试这些飞行器的过程非常复杂，需要大量的时间和资源。
这时，飞行仿真引论程序的运用就成为一种高效、经济和安全的方法。
1. 飞行仿真引论程序的概念和作用1.1 飞行仿真引论程序的定义飞行仿真引论程序是一种软件工具，旨在模拟直升机和倾转旋翼飞行器的飞行行为和性能。
它通过使用计算机模型和数值方法，将真实世界中的飞行条件和环境转换成虚拟的场景，以便进行仿真和测试。
1.2 飞行仿真引论程序的作用飞行仿真引论程序在直升机和倾转旋翼飞行器的设计、测试和培训中起着至关重要的作用。
它可以帮助工程师和飞行员在安全环境下评估飞行器的性能、稳定性和操纵特性。
飞行仿真引论程序还可以用于验证设计参数、优化飞行器的性能和改进操纵系统。
2. 飞行仿真引论程序的原理和流程2.1 飞行仿真引论程序的原理飞行仿真引论程序基于飞行动力学和控制理论，利用数值计算和仿真方法来模拟直升机和倾转旋翼飞行器的运动和飞行行为。
它主要包括以下几个方面的内容：- 飞行动力学建模：将飞行器的运动方程和操纵系统转化为数学模型。
- 环境建模：模拟飞行器在不同气象条件和飞行环境中的飞行特性。
- 飞行控制建模：设计和实现飞行器的操纵系统，包括舵面、发动机和电气系统。
2.2 飞行仿真引论程序的流程飞行仿真引论程序的工作流程大致分为以下几个步骤：- 数据收集和预处理：收集和整理直升机和倾转旋翼飞行器的相关数据，例如几何参数、惯性矩阵和飞机性能数据。
- 飞行器建模和参数化：根据数据和实际情况，建立直升机和倾转旋翼飞行器的数学模型，并对模型进行参数化。
- 场景建模和初始化：创建仿真场景，包括地形、天气和飞行器的初始状态。
- 运行仿真：运行飞行仿真引论程序，模拟飞行器在不同飞行条件下的运动和飞行特性。
一种小型倾转旋翼无人机的建模与仿真
《自动化技术与应用》2021年第40卷第2期辨识建模与仿真Identification Modeling and Simulation一种小型倾转旋翼无人机的建模与仿真黄潇，陈宏，巩伟杰(深圳大学机电与控制工程学院，广东深圳518060)摘要：传统无人机多为四旋翼无人机和固定翼无人机,现设计一种小型可倾转旋翼无人机，可实现垂直起降与悬停,并能在空中高速巡航。
建立该无人机的动力学模型，对该无人机的旋翼飞行模式,设计了基于滑模控制(Sliding Mode Control)的姿态控制器和位置控制器，并通过Matlab仿真和传统的PID算法进行比较验证。
仿真结果表明:基于滑模鲁棒控制的无人机，其姿态收敛过程和位置收敛过程都远快于传统控制方法。
关键词：可倾转旋翼;动力学模型;滑模控制；Matlab仿真中图分类号:TP273；V212.4文献标识码:A文章编号：1003-7241(2021)002-0104-05Modeling and Simulaton of a Small Scale Tilt-Rotor UAVHUANG Xiao,CHEN Hong,GONG Wei-jie(School of Mechanical and Control Engineering,Shenzhen University,Shenzhen518060China)Abstract:Traditional UAV are mostly quad rotor UAV and fixed wing UAV.A small scale tilt-rotor UAV is designed to achieve vertical takeoff and landing and hovering,and can cruise at high speed in the air.The dynamic model of the UAV is established.The attitude control and position controller based on the sliding mode robust control are designed for the tilting transition state of the UAV.The matlab simulation and the traditional pid algorithm are compared and verified.The simulation results show that the attitude convergence process and position convergence process of UAV based on sliding mode robust control are much faster than the traditional control method.Key words:tilt-rotor UAV;sliding mode control;dynamic model1引言随着科技的发展，无人机已经广泛运用到诸多领域。
倾转旋翼无人机过渡姿态气动分析
２ ． ４ 计算结果分析
分 别对 该无 人机 在螺 旋 桨转 速 为 ８ ０ ０ ｒ ／ ｍ ｉ ｎ 、 ２ ０ ０ ０ ｒ ／ ａ ｒ ｉ ｎ 、３ ６ ０ ０ ｒ ／
ｍｉ ｎ 、６ ０ ０ ０ ｒ ／ ｍ ｉ ｎ 、８ ０ ０ ０ ｒ ／ ａ ｒ ｉ ｎ时的升力进 行计算 ，得 到在不 同转速 下 该无人机获得升力与螺旋 桨转速之 间的关 系曲线如图 ４ 所示。
术 ２ ０ ０ ８ （ ０ ２ ） ： １ １ —１ ６
差不大 。当转速达到 ７ ０ ０ ０ ｒ ／ ｍｉ ｎ 后 ，无人机 的升 力与阻力基 本相等 ，
最后甚至阻力要大 于升力 ，因此在倾转过程 中 ，无人 机旋 翼转速不宜
过大 ，否则会影 响到 无人机 的飞行稳定性和高效性。 旋 翼不 同转速下无人机 的纵 向截面压强分布如图 ５ 所示：
［ ６ ］ 李建波 ， 高正 ， 唐正飞 ， 等． 涵道风 扇升力 系统 的升阻特 性试验研
究［ Ｊ ］ ． 南京航空航天大学学报 ２ ０ ０ ４ （ ０ ２ ） ： １ ６ ４ — １ ６ ８ ．
［ ７ ］ 童 自力 ， 孙茂 纵列 式及横 列式双旋翼 流动 的 Ｎ — ｓ方程 模拟及气
２
【 ４ ］ 许和勇 ， 叶正 寅 ． 悬停共轴双旋翼干扰流动数值模拟 ［ Ｊ ］ 航空动 力
学报 ． ２ ０ １ １ （ ０ ２ ） ： ４ ５ ３ — ４ ５ ７
［ ５ ］ 徐嘉 ， 范宁军 涵道无人机研 究现状 与结构设计 ［ Ｊ ］ 飞航导弹 ２ ０ ０ ８
（ ０ １ ） ： １ ０ —１ ４
一
动特性的研究 ［ Ｊ ］ 航空学报 ． １ ９ ９ ９ （ ０ ６ ） ： ４ ８ ９ — ４ ９ ２ ［ ８ ］ 杨喜 立 ， 朱纪洪 ， 黄兴李 ， 等 倾转旋 翼飞机建 模与仿 真 ［ Ｊ １ 航空
清华大学学报(自然科学版)
（ ） ： 3 4 3 5 6 5 基于支持向量机的分级调制识别方法 …………………………………………… 李俊俊，陆明泉，冯振明 " ) % " " （ ） ： 3 4 3 5 6 B 无线传感器网络中的能量有效空时分集算法 …………………………………… 李安新，王有政，许帏宇，等 " ) % " ) 3 4 3 5 6 4 支持高速城域无线F G接入的双脉冲预约协议 …………………………………… 姜红旗，林孝康 3 4 3 5 6 8 延时反馈多天线信道的线性预编码方案 ………………………………………… 程锦霞，周世东，姚 彦 （ ） ： " ) % " & （ ） ： " ) % $ !
炫，王生进，丁晓青 晔，崔慧娟，唐
3 4 6 3 6 2 基于谱减的语音增强算法的改进 ………………………………………………… 李 晔，崔慧娟，唐 昆 ／ 3 4 6 3 6 A ! 2相移非正方形 ; > ! <; 调制方式 …………………………………………… 刘昌清，杨知行，郭兴波 3 4 6 3 6 5 专用网 D 7 G E 协议性能优化研究 ………………………………………………… 杨 洋，陆 洋，林孝康 基于 的大型网络仿真场景生成技术………………………………………… 李惠杰，徐晓慧，林孝康 3 4 6 3 6 B R ; <
健，王作英
・ 计算机科学与技术 ・
（ ） ： ! " ! # # * 面向集群的消息传递并行程序容错系统 ………………………………………… 薛瑞尼，张悠慧，陈文光，等 " ! # % （ ） ： ! " ! # # + 基于用户反馈和增量学习的垃圾邮件识别方法 ………………………………… 王 鑫，陈光英，段海新，等 " ! % " 基于幅度差平方和函数的基音周期提取算法 …………………………………… 刘 建，郑 方，吴文虎 （ ） ： ! " ! # . ! " ! % ) （ ） ： ! " ! # . # 基于概率频度的普通话韵律结构预测统计模型 ………………………………… 郑 敏，蔡莲红 " ! % * （ ） ： 0 9 @ 2 ………………………………………… 朱子玉，李三立，都志辉，等 " ! * ( ! " ! # . . 基于网格的先进分布式仿真系统 & ! " ! # . 1 基于语音声学特征的情感信息识别 ……………………………………………… 蒋丹宁，蔡莲红 ! " ! # . : 高性能可重构指令集架构模拟技术 ……………………………………………… 王 琦，顾 瑜，汪东升 ! " ! # . < 基于上下文相关置信度打分的语音确认方法 …………………………………… 孙 辉，郑 ! " ! # . " 改进的扫描森林测试结构 ………………………………………………………… 李开伟，向 方，吴文虎 东 （ ） ： " ! * # （ ） ： " ! $ " （ ） ： " ! $ ) （6 B 基于镜像学习和复合二次距离的手写汉字识别 ………………………………… 刘海龙，丁晓青 " * $ ! ’ ( 基于 判决树的视频多路传输 ……………………………………………… 路 羊，汪志兵，崔慧娟，等 （ ） ： 3 4 3 8 6 4 ; ’ / M O " * $ ! ) ’ 3 4 3 8 6 8 基于 D : N 信息的H 1 F P 2编码算法 ………………………………………………… 尚俊卿，刘长松，丁晓青 正交频分多址接入系统的上行载波同步跟踪方法 ……………………………… 倪祖耀，匡麟玲，陆建华 3 4 3 8 6 9 3 4 3 8 6 = 利用语音残留冗余的 Q ( G : 译码算法 …………………………………………… 田秋玲，王 3 4 3 8 2 3 N > ( 域对比度最小化解 7 < N( @ * /模糊………………………………………… 于明成，许 ? ? 3 4 3 8 2 6 基于概率图模型技术的柱面全景图生成算法 …………………………………… 赵 3 4 3 8 2 2 基于 G J; 扫描算法的启动子区域统计分析 …………………………………… 荀 基于能量和鉴别信息的语音端点检测算法 ……………………………………… 李 3 4 3 8 2 A 靓，张 稼，彭应宁 （ ） ： " * $ ! ) * （ ） ： " * $ ! % "
直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真引论程序
直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真引论程序（最新版）目录1.引言2.直升机飞行仿真程序的发展历程3.倾转旋翼飞行器飞行仿真程序的发展历程4.直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真程序的比较5.结论正文1.引言直升机和倾转旋翼飞行器（VTOL，Vertical Take-Off and Landing）都是军民用航空领域的重要机种。
在实际应用中，它们需要经过严格的飞行测试和训练，以确保其性能和安全性。
然而，实际飞行测试和训练存在较高的风险和成本。
因此，飞行仿真程序应运而生，它们可以在计算机模拟的环境中对直升机和倾转旋翼飞行器进行飞行测试和训练，有效降低风险和成本。
本文将介绍直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真程序的发展历程、特点及其比较。
2.直升机飞行仿真程序的发展历程直升机飞行仿真程序的发展可以追溯到 20 世纪 60 年代。
早期的直升机飞行仿真程序主要采用数学模型和简单的图形界面，功能较为单一，主要用于直升机的基本性能和飞行特性分析。
随着计算机技术的发展，直升机飞行仿真程序逐渐演变为复杂的三维仿真环境，可以模拟各种气象条件、地形地貌和飞行场景，为直升机飞行员提供更为真实的训练环境。
3.倾转旋翼飞行器飞行仿真程序的发展历程倾转旋翼飞行器飞行仿真程序的发展较直升机飞行仿真程序稍晚。
20世纪 70 年代，美国国防部开始投资研发倾转旋翼飞行器的飞行仿真程序。
早期的倾转旋翼飞行器飞行仿真程序主要针对特定型号的飞行器，功能相对单一。
随着技术的进步，现代倾转旋翼飞行器飞行仿真程序已经可以模拟多种型号的飞行器，具备完善的气象、地形和任务模块，能够满足不同用户的需求。
4.直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真程序的比较直升机和倾转旋翼飞行器飞行仿真程序在某些方面存在相似之处，但也有显著的不同。
首先，在模型精度方面，由于直升机的飞行特性与倾转旋翼飞行器差异较大，因此两者的模型精度要求也不同。
直升机飞行仿真程序需要更为精确的模型和参数，以模拟其复杂的气动特性；而倾转旋翼飞行器飞行仿真程序则相对简化。
无人倾转旋翼机飞行力学建模与姿态控制技术研究
无人倾转旋翼机飞行力学建模与姿态控制技术研究一、本文概述随着无人驾驶技术的快速发展，无人倾转旋翼机作为一种新型的飞行器，在军事侦察、民用救援、环境监测等领域展现出巨大的应用潜力。
本文旨在深入研究无人倾转旋翼机的飞行动力学建模与姿态控制技术，以提高其飞行性能、安全性和任务执行效率。
本文将首先介绍无人倾转旋翼机的结构特点和工作原理，分析其飞行动力学特性。
在此基础上，建立无人倾转旋翼机的飞行动力学模型，该模型将包括飞行器的运动方程、动力学方程以及约束条件等。
通过该模型，可以全面描述无人倾转旋翼机的飞行状态，为后续的姿态控制技术研究提供基础。
随后，本文将重点研究无人倾转旋翼机的姿态控制技术。
分析无人倾转旋翼机在飞行过程中面临的姿态控制问题，如飞行稳定性、抗风干扰等。
设计相应的姿态控制算法，如PID控制、模糊控制、神经网络控制等，以提高无人倾转旋翼机的姿态控制精度和稳定性。
同时，还将探讨如何结合无人倾转旋翼机的飞行动力学模型，对姿态控制算法进行优化和改进，以进一步提升其飞行性能。
本文将通过仿真实验和实地飞行测试，对所建立的飞行动力学模型和设计的姿态控制算法进行验证和评估。
通过对比分析实验结果，评估无人倾转旋翼机的飞行性能和姿态控制效果，为进一步优化设计和实际应用提供有力支持。
本文旨在通过深入研究无人倾转旋翼机的飞行动力学建模与姿态控制技术，为其在实际应用中的性能提升和安全保障提供理论支持和技术指导。
二、无人倾转旋翼机概述无人倾转旋翼机是一种独特的垂直起降（VTOL）飞行器，结合了固定翼飞机和直升机的优点，能够在垂直起降和高速飞行之间实现无缝切换。
这种飞行器通过改变旋翼的倾转角度，实现从垂直起降到水平飞行的过渡，反之亦然。
这种灵活性使得无人倾转旋翼机在军事侦察、民用救援、环境监测、农业喷洒等众多领域具有广阔的应用前景。
无人倾转旋翼机的设计和控制比传统固定翼飞机或直升机更为复杂。
它需要在保证垂直起降的稳定性和安全性的同时，还要确保在高速飞行时的性能。
小型倾转旋翼无人机建模与仿真文献翻译
旋翼器无人机有两个螺旋桨，位于机身的两侧。每个螺旋桨都有一个发电机， 倾斜角 Bθ1，2（度），根据机身和转速 n1,2（RPM），均为独立可控变量。其中一个螺 旋桨顺时针转动，而另一个螺旋桨逆时针转动，以平衡螺旋桨产生的力矩。
螺旋桨机翼的空速和攻角都是根据机翼模型计算出来的，并增加了角位置， 转速和流入风速的影响，如图 7 所示。
在这项研究中，我们的目标是确定一个小型倾转旋翼无人机的初步概念设计，
1
北京理工大学本科生毕业设计（文献翻译）
验证其动力学要求，并确定一个可实现模型的控制策略和要求。飞机的几何设计 是通过单独建模所有组件，然后将它们组合在一起，以形成完整的飞机模型。空 气动力学模型基于几何模型，用于模拟飞行中的飞机，以获得使用叶片元素产生 的力和力矩 2，为封装整个飞行包线的导航状态计算配平点。分析和利用数值线 性化技术，得到了修剪点附近的线性化状态空间模型。利用线性化模型，研究了 飞机的稳定特性。设计了一个最优跟踪控制器 3，能够对倾转旋翼无人机进行全 飞行包线控制。增益调度方法实现微调点之间的转换通过。
8
北京理工大学本科生毕业设计（文献翻译）
LHS=RHS
然后，修剪条件要求满足等式 LHS=RHS。水平飞行的修剪算法首先是将横向变 量分配为零，并根据导航变量初始化纵向变量。通过计算，粗略地确定了机身螺 距角、螺旋桨倾斜，和螺旋桨角速度的可行搜索区域 RHS。然后，使用 GPS9 进行更好的搜索（详见第 3.3.4 节）。最终，根据修剪算法（图 8）计算修剪点的 空气动力学变量的值，其中下标“e”表示平衡。
其中，NB 是叶片的数量，PRIPR（kgm2）为螺旋桨的惯性张量，PRRAF 为变换矩 阵，rroot(m)为叶片根长度，Re=0：95rtip(m)为具有叶片损失系数的有效叶片跨度。
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下洗流作用下的机翼空气动力中心速度为 VWss =(u - qhW +vi cosn)i +(w +ql W - vi sin n)k 进而可求出下洗流作用下的攻角和动压头 。
计算两部分机翼面积产生的空气动力和力矩 并相加 , 可得总的机翼气动力和力矩 。
m· =ρAU 其中 :A 为桨盘面积 ;U 为通过桨盘的空气速度 ,
U=
V
2 x
+V
2 y
+(V′z -
vi)2
根据流体力学理论 , 旋翼拉力 T 为
T =m· (2vi) = ρA(2vi)
V
2 x
+V
2 y
+(V′z -
vi)2
化简后可得
T 2ρA
2
=
v
4 i
-
2V′z v
3 i
+(V
2 x
+V
第 27 卷 第 4 期 2006 年 7 月
航 空 学 报 ACT A A ERON A U T ICA ET A ST RO N A U T ICA SIN ICA
Vo l. 27 No. 4 July 2006
文章编号 :1000-6893(2006)04-0584-04
(1. State K ey Labora to ry of Intellig ent T echnolog y and Sy stems, Depa rtment of Compute r Science and Technology , T sing hua Univ ersity , Beijing 100084 , China)
Mi =- Ib Ψ2 βp - (Ib ¨β1c +2Ib Ψ·β1s)cos ψi -
∫R
(Ib¨β1 s - 2Ib Ψ·β1c)sin ψi + y dF z 0
(3) 桨叶受力综合分析 将 3 个桨叶所受力 矩 向桨 叶位置 坐标系 的 x 和y 轴 投影(图4) , 并
图 4 桨叶受到的挥舞力矩 Fi g. 4 Bl ade f lapping momen t
图 5 桨叶空气动力 Fig. 5 A erodynamics f orces on roters
在桨毂坐标系中的相对风速 V x , V y , V z 可计 算如下
V x = usi nn +w co sn ; Vy =v ; Vz =V′z - vi =- u co sn +w sin n - vi 其中 :诱导速度 v i可用动量理论计算 。 单位时间通过桨盘的空气质量为
1 机体 、机翼及平尾空气动力
倾转旋翼机机体和平尾的空气动力计算和普通
固定翼飞机相似 , 本文不做介绍 , 详情见文献[ 1] 。
倾转旋翼 飞机的机翼受旋 翼下洗流 影响较
大 , 且和短舱角 n 的大小有关 。 图 1 表示机翼受
下洗流影响的分布 。 可根据如下经验公式[ 1] 估计受旋翼下洗流影响
本文采用叶元法[ 2 ～ 5] 分析桨叶的运动 。 (2) 单个桨叶受力分析 桨叶叶元受到的离 心力及力矩为(图 3)
d(FC) =(mdy)y Ψ2 = mΨ2 y dy d(MC ) =- (m dy)y 2 Ψ2 βi =- my 2 Ψ2 βi dy 桨叶叶元受到的惯性力及力矩为
d(FI ) =(mdy)y¨βi d(MI ) =- (m dy)y ¨βiy =- my 2 ¨βi dy 桨叶叶元受到的空气动力矩为
值。
可以根据 V x , V y , Vz 计算出桨叶叶元处的相 对风速(图 5(a))
U T = Ψy +V x sin ψi +V y co s ψi UP =y·βi +(Vx cos ψi - Vy sin ψi)βi - V z 其中 :U T 为桨叶前进方向的分速度 ;U P 为垂直叶 元旋转平面向下的空气速度 。 一般情况下 , U T 远
2 旋翼空气动力
倾转旋翼飞 机的 2 副旋 翼分别位于 机体两
第 4 期
杨喜立等 :倾转旋翼飞机建模与仿真
585
侧 , 桨叶旋转方向相反 , 使得扭矩平衡 。 下面以旋 转角速度方向向上的旋翼为主建立旋翼模型 。
(1) 万向节旋翼 为适应倾转旋翼飞机的特 性 :旋翼既要充当直升机模态的旋翼 , 又要充当固 定翼模态的螺旋桨 , 因此选用了万向节旋翼 。和 普通旋翼相比 , 万向节旋翼相对短且硬 ;它的 3 个 桨叶通过旋翼桨毂和转轴支点刚性连接 , 相当于 1 个刚体放置在 1 个万向节上 , 因此它的挥舞运 动是 3 个桨叶联动的 ;万向节旋翼相比较于全铰 式旋翼 , 其挥舞铰偏置量为 0 ;万向节旋翼桨毂处 有弹簧 装 置 , 用 于 约 束 桨叶 的 挥 舞 运 动[ 2] (见 图 2)。
图 2 万向节旋翼及桨叶位置坐标系定义 Fig. 2 Gim baled rot or and blade locati on reference f ram e
根据图 2 , 可以定义桨叶位置坐标系 :原点为 旋翼旋转中心 , xOy 平面垂直于旋翼旋转轴 , x 轴 指向整个旋翼的后方 , y 轴指向整个旋翼的右侧 , z 轴与旋翼旋转轴重合 , 方向向上 , 桨叶方位角 ψi 定 义为从 x 轴正向开始向 y 轴正向旋转经过的角度 。
(JC2003029)资助项目
图 1 机翼受下洗流影响的分布 Fig. 1 A irf oi l i nfl uen ced by slips t ream
然后可得不受下洗流影响的机翼面积 SWfs. 设机翼空气动力中心 W 在机体坐标系中的
位置为 ρW =- lW i - hW k , 可求出自由流作用下的 机翼空气动力中心速度为
的机翼面积 , 其中 a , b 为经验系数 ;R 为旋翼半径 ;c
为机翼平均气动弦长 ;u 为机体坐标系 x 轴速度 。
S Wss
=2Rc[ sin (an) +co s (bn)]
umax u max
u
收稿日期 :2005-02-23 ;修订日期 :2006-02-13 基 金 项 目 :国 防 科 技 重 点实 验 室 基 金 、清 华 大 学 基 础 研 究 基 金
个坐标系 :
①叶元风坐标系 :y 轴沿桨叶向外 , x 轴为图
5(a)中 D 的方向 , z 轴为图 5(a)中 L 的方向 ;
②叶元旋转坐标系 :y 轴沿桨叶向外 , x 轴为
图 5(a)中 Fx 的方向 , z 轴为图 5(a)中 Fz 的方向 ; ③ 叶元固定 坐标系 :y 轴沿桨叶向 外 , 垂直
d(MA ) =y dFz 其中 :βi (ψi)=βp +β1c co s ψi +β1s sin ψi 为挥舞角 。 桨叶的重力忽略不计 。
图 3 桨叶叶元受力分析 Fig. 3 Blade element f orces analysi s
对单个桨叶从 y =0 到 y =R 积分 , 并代入挥 舞角的表达式 , 得到桨叶挥舞力矩为
倾转旋翼飞机是介于直升机和固定翼飞机之 间的新型飞机 。 随着机翼两端短舱和旋翼系统的 倾转 , 它既可以像直升机一样垂直起降 , 又可以像 固定翼飞机一样飞行 。
在中国 , 对倾转旋翼飞机的研究刚刚开始起 步 , 还鲜见关于倾转旋翼飞机的专业文献 。本文 给出倾转旋翼飞机的数学模型 。 仿真结果表明 , 模型反映倾转旋翼飞机的基本特性 。
(2. A ero space and A eronautics Schoo l, T singhua U niver sity , Beijing 100084, China)
摘 要 :倾转旋翼飞机的旋翼既要充当直升机飞行模态的 旋翼 , 又要充当固定翼飞行模态的 螺旋桨 。 为 了研 究倾转旋翼飞机的控制问题 , 建立了倾转旋翼飞 机的数学模型 。 其 中旋翼模 型采用改进 了的叶元 法 , 旋翼 诱 导速度计算采用改进了的动量法 。 在 M A T LA B /SIM U L IN K 环境 下进行 了仿真 , 并给 出了仿 真结果 。 仿 真 结果表明模型可反映倾转旋翼飞机的基本特性 , 可对飞行控制系统设计提供帮助 。 关键词 :倾转旋翼 ;叶元法 ;动量法 ;万向节旋翼 中图分类号 :V 212. 4 文献标识码 :A Abstract:T he ro tor of tiltr oto r aircraft acts as co mmon ro tor in helico pte r mo de as w ell as pro pelle r in fixedwing air plane mo de. I n o rder to research the flig ht co ntro l method for tiltroto r airplane , a mathematics mo del is dev elo ped in this paper. In the model, the modified blade element analy sis theo ry is used to mo del the ro to r , and the modified mo mentum theory is used to ca lculate the induced velo city. T he simulatio n is pe rfo rmed with M atlab /Simulink and the result sho w s that the model contains the basic pro pe rties of tilt roto r. Key words:tiltro to r ;blade element analy sis theory ;mo mentum theor y ;gimballed ro tor