直升機(jī) 王李張

直升機(jī)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(jī)控制系統(tǒng)建模與仿真直升機(jī)結(jié)構(gòu)數(shù)學(xué)模型控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)系統(tǒng)仿真總結(jié)直升機(jī)結(jié)構(gòu)

直升機(jī)作為一種特殊飛行器與普通飛機(jī)相比，直升機(jī)沒有產(chǎn)生升力的機(jī)翼和專供操縱的舵面，它的旋翼不僅起升力面和拉進(jìn)式螺旋槳的作用，而且還起普通飛機(jī)舵面操縱機(jī)構(gòu)的作用。由于直升機(jī)特殊的結(jié)構(gòu)，具有以下飛行特點(diǎn)：直升機(jī)可以垂直起飛、垂直著陸和垂直飛行直升機(jī)能夠懸停在空中直升機(jī)可以向前、后、左、右的任一方向飛行直升機(jī)結(jié)構(gòu)直升機(jī)一般由八大部分組成：主旋翼：提供無人機(jī)飛行所需的升力自動(dòng)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(jī)身直升機(jī)結(jié)構(gòu)槳葉旋轉(zhuǎn)時(shí)由于它的特殊結(jié)構(gòu)，通過與空氣的相對運(yùn)動(dòng)會(huì)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(jī)旋翼結(jié)構(gòu)圖槳葉剖面圖數(shù)學(xué)模型在直升機(jī)的建模過程中考慮了以下幾個(gè)因素：忽略彈性振動(dòng)和形變，直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)可以看成是六自由度的剛體運(yùn)動(dòng)繞三個(gè)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)（滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航）重心沿三軸的線運(yùn)動(dòng)（進(jìn)退、升降和左右側(cè)飛）反映角運(yùn)動(dòng)的量：三個(gè)角位移、三個(gè)角速度、三個(gè)角加速度反映重心線運(yùn)動(dòng)的量：三個(gè)線位移、三個(gè)線速度和三個(gè)線加速度選擇適當(dāng)?shù)淖鴺?biāo)系直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)耦合比較嚴(yán)重，但在小擾動(dòng)的前提下，可以近似認(rèn)為縱橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)互相獨(dú)立，以便對直升機(jī)分別進(jìn)行縱向和橫側(cè)向的控制律分析設(shè)計(jì)數(shù)學(xué)模型在建立直升機(jī)小擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)方程時(shí)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(shí)，參考飛行狀態(tài)是平衡的相對不平衡量而言，平衡力的導(dǎo)數(shù)項(xiàng)可忽略不計(jì)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(jī)的組成結(jié)構(gòu)，對各個(gè)部件的受力情況和力矩進(jìn)行詳細(xì)分析，得到剛體動(dòng)力學(xué)方程和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，建立起直升機(jī)的數(shù)學(xué)模型，為后續(xù)的研究工作奠定了基礎(chǔ)。數(shù)學(xué)模型地面坐標(biāo)系該坐標(biāo)系與地球固連，坐標(biāo)原點(diǎn)在地面或海平面上的某定點(diǎn)一般取在直并機(jī)起飛前所處的位置上；豎軸沿鉛垂線，向下為正縱軸過原點(diǎn)，與直升機(jī)航跡切線一致，指向飛行方向?yàn)檎?；橫軸過原點(diǎn)與平面相垂直，指向應(yīng)飛航線的右方為正這樣,坐標(biāo)表示偏航距離，表示飛行高度地面坐標(biāo)系數(shù)學(xué)模型機(jī)體坐標(biāo)系縱軸：機(jī)尾指向機(jī)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(biāo)系與機(jī)體坐標(biāo)系之間的變換矩陣可通過直升機(jī)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(xué)模型氣流坐標(biāo)系坐標(biāo)原點(diǎn)：直升機(jī)重心軸：沿飛行速度矢量指向前方為正軸：機(jī)體對稱平面內(nèi)，垂直于，向下為正用氣動(dòng)迎角和氣動(dòng)側(cè)滑角顯示的關(guān)系，氣流坐標(biāo)系到機(jī)體坐標(biāo)系之間的變換矩陣為：數(shù)學(xué)模型槳轂機(jī)體坐標(biāo)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(biāo)原點(diǎn)：槳轂中心軸在沿旋翼旋轉(zhuǎn)軸上，向下為正軸在機(jī)體對稱平面內(nèi)并與軸垂直，指向前方為正機(jī)體坐標(biāo)系到槳轂機(jī)體坐標(biāo)系之間的變換矩陣為：數(shù)學(xué)模型受力分析直升機(jī)的受力及力矩?cái)?shù)學(xué)模型對于直升機(jī)機(jī)身來說，主要考慮其所受的阻力（基于機(jī)體坐標(biāo)系），該三分量可以由如下公式表示：根據(jù)直升機(jī)各部分的受力及力矩可以得出作用在無人直升機(jī)的合外力、合力矩：數(shù)學(xué)模型直升機(jī)的6自由度剛體動(dòng)力學(xué)方程

把直升機(jī)看成是一個(gè)擁有6自由度的剛體，通過牛頓-歐拉方程計(jì)算出其剛體動(dòng)力學(xué)方程。牛頓-歐拉方程如下：其中：為小型無人機(jī)在機(jī)體坐標(biāo)系中的慣性張量。數(shù)學(xué)模型將上式展開可以得到直升機(jī)的剛體動(dòng)力學(xué)方程姿態(tài)角與角速度之間的關(guān)系如下：數(shù)學(xué)模型直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程數(shù)學(xué)模型直升機(jī)數(shù)學(xué)模型

綜上所述，本文建立了包含12個(gè)狀態(tài)量和4個(gè)控制量的小型無人直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)非線性數(shù)學(xué)模型，表示為：數(shù)學(xué)模型控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)系統(tǒng)仿真參考文獻(xiàn)吳文海,沈春林,劉國剛.飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的特征結(jié)構(gòu)配置法.哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào).2002,34(5):639-642鄭大鐘.線性系統(tǒng)理論.清華大學(xué)出版社,2002周濤.微小型無人直升機(jī)簡化模型及控制系統(tǒng)研究.浙江大學(xué)碩士學(xué)位論文.2006戴維康.面向直升機(jī)飛行的仿真視景原型研究與實(shí)現(xiàn).南京航空航天大學(xué)碩士學(xué)位論文.2006申俊飛.基于特征結(jié)構(gòu)配置的直升機(jī)控制增穩(wěn)系統(tǒng)設(shè)計(jì).哈爾濱工業(yè)大學(xué)碩士學(xué)位論文.2006于志,趙佳,申功璋.直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)建模及可視化研究.計(jì)算機(jī)仿真.2006,23(12),49-52鄭峰嬰,楊一棟.控制陣解耦的直升機(jī)顯模型跟蹤飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì).海軍航空工程學(xué)院學(xué)報(bào).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