共轴双旋翼直升机悬停方向的控制实验可行性研究报告
直升飞机旋翼项目可行性研究报告
直升飞机旋翼项目可行性研究报告索引一、可行性研究报告定义及分类 (1)二、可行性研究报告的内容和框架 (2)三、可行性研究报告的作用及意义 (4)四、直升飞机旋翼项目可行性研究报告大纲 (5)五、项目可行性研究报告服务流程 (6)六、智研咨询可行性研究报告优势 (14)一、可行性研究报告定义及分类项目可行性研究报告是投资经济活动（工业项目）决策前的一种科学判断行为。
它是在事件没有发生之前的研究，是对事务未来发展的情况、可能遇到的问题和结果的估计。
可行性研究报告对项目市场、技术、财务、工程、经济和环境等方面进行精确系统、完备无遗的分析，完成包括市场和销售、规模和产品、厂址、原辅料供应、工艺技术、设备选择、人员组织、实施计划、投资与成本、效益及风险等的计算、论证和评价，选定最佳方案，作为决策依据。
项目可行性研究报告为决策者和主管机关审批的上报文件。
国家发展和改革委立项的可行性研究报告可行性研究报告分类——按用途二、可行性研究报告的内容和框架1、项目投资预算、项目总体投资环境对资源开发项目要深入研究确定资源的可利用量，资源的自然品质，资源的赋存条件和开发利用价值。
2、全面深入地进行市场分析、预测全面深入地进行市场分析、预测。
调查和预测拟建项目产品在国内、国际市场的供需情况和销售价格；研究产品的目标市场，分析市场占有率；研究确定市场，主要是产品竞争对手和自身竞争力的优势、劣势，以及产品的营销策略，并研究确定主要市场风险和风险程度。
3、深入进行项目建设方案设计。
包括：项目的建设规模与产品方案、工程选址、工艺技术方案和主要设备方案、主要材料辅助材料、环境影响问题、项目建成投产及生产经营的组织机构与人力资源配置、项目进度计划、所需投资进行详细估算、融资分析、财务分析等等。
4、项目总结项目总结系统归纳，包括国民经济评价、社会评价、项目不确定性分析、风险分析、综合评价等等。
可行性研究报告的内容可行性研究报告的框架三、可行性研究报告的作用及意义可行性研究报告的作用项目可行性研究的意义四、直升飞机旋翼项目可行性研究报告大纲核心提示：直升飞机旋翼项目投资环境分析，直升飞机旋翼项目背景和发展概况，直升飞机旋翼项目建设的必要性，直升飞机旋翼行业竞争格局分析，直升飞机旋翼行业财务指标分析参考，直升飞机旋翼行业市场分析与建设规模，直升飞机旋翼项目建设条件与选址方案，直升飞机旋翼项目不确定性及风险分析，直升飞机旋翼行业发展趋势分析。
悬停状态共轴双旋翼桨叶扭转设计及升力性能分析
悬停状态共轴双旋翼桨叶扭转设计及升力性能分析邵伟平;徐浩军;郝永平【摘要】为提高旋翼型微型、小型飞行器桨叶的升力性能,建立了一套基于悬停状态下的单旋翼、共轴双旋翼桨叶扭转设计方法.该方法通过理论推导和程序计算得到单旋翼的桨叶扭转几何安装角,考虑桨尖涡对桨叶几何安装角的影响,对桨尖的扭转几何安装角进行了修正,实现悬停状态下单旋翼桨叶扭转设计;考虑到桨尖涡以及上下旋翼间的气动干扰,对共轴双旋翼上、下旋翼进行了悬停状态下几何安装角的扭转设计,并对所设计的单旋翼、共轴双旋翼进行模拟仿真测试,仿真结果表明悬停状态下该方法设计的扭转单旋翼、共轴双旋翼与非扭转旋翼相比升力分别提升8.83％、35.87％;同时对水平风阻、翼展、转速对桨叶升力的影响进行了仿真模拟.【期刊名称】《机械设计与制造》【年(卷),期】2017(000)002【总页数】5页(P195-199)【关键词】悬停;桨叶扭转;几何安装角;水平风阻;气动干扰;升力性能【作者】邵伟平;徐浩军;郝永平【作者单位】沈阳理工大学机械工程学院辽宁省先进制造与装备重点实验室,辽宁沈阳110159;沈阳理工大学机械工程学院辽宁省先进制造与装备重点实验室,辽宁沈阳110159;沈阳理工大学机械工程学院辽宁省先进制造与装备重点实验室,辽宁沈阳110159【正文语种】中文【中图分类】TH16;V224.5桨叶是微小型飞行器的关键部件之一，它既是飞行器的升力面，也是主要的操纵面[1]，其设计的优劣对飞行器的飞行性能有着至关重要的影响。
早期，受理论分析方法、加工技术和工艺等因素的制约，旋翼桨叶多采用无扭转的矩形桨叶或者简单线性扭转的桨叶等。
近年来，先后提出了旋翼滑流理论、叶素理论、涡流理论和旋翼CFD方法等[2]，加工和设计方面提出了桨叶专用型及桨尖形状、桨叶平面形状优化等概念[3]、直升机旋翼优化设计方法[4]等，直升机飞行器复合材料旋翼技术在桨叶上的应用使得许多新型气动外形的桨叶加工成为可能，并广泛的应用于各种飞行器设计制造中。
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
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。
小型共轴双旋翼飞行器设计、建模与控制研究
小型共轴双旋翼飞行器设计、建模与控制探究本文介绍了一种小型共轴双旋翼飞行器的设计、建模和控制探究。
起首，依据双旋翼结构的特点和设计需求，提出了一种适用于小型飞行器的共轴双旋翼方案。
其次，对该方案进行了机械结构设计和三维建模，并提出了一种基于PID控制的飞行控制系统。
最后，通过计算机仿真和实际飞行试验，验证了所提出的设计方案和控制系统的可行性和稳定性。
关键词：共轴双旋翼；飞行器；设计；建模；控制1. 引言小型无人机已经成为浩繁应用领域的热点探究对象，如航拍、农业、物流配送等。
因此，如何设计一种可靠、高效、稳定的小型飞行器已成为探究的重点之一。
双旋翼飞行器由于其结构简易、垂直起降、悬停能力强等优点，逐渐成为探究的热点之一。
然而，传统的双旋翼飞行器存在浩繁问题，如容易出现反转、难以操控等。
因此，本文提出了一种小型共轴双旋翼飞行器设计方案，并进行了系统建模和控制探究。
2. 小型共轴双旋翼飞行器设计方案在设计小型共轴双旋翼飞行器时，需要思量其结构、重量、材料、动力等方面。
本文的设计方案如下：2.1 结构设计共轴双旋翼飞行器的结构比传统的单旋翼、双旋翼要复杂，需要思量机体强度、稳定性、飞行效率等方面。
本文设计的共轴双旋翼飞行器主要由四部分组成：机身、上下旋翼、尾翼和电机。
其中，机身接受纤维增强塑料材料，上下旋翼接受碳纤维材料，尾翼接受铝合金材料，电机接受无刷电机。
整个飞行器的尺寸为长宽高分别为300mm×300mm×150mm，重量约为1kg。
2.2 动力系统设计共轴双旋翼飞行器的动力系统主要包括电机、螺旋桨、电调和电池。
本文所设计的飞行器接受两个1306无刷电机和两个5030螺旋桨，配置2S 1000mAh锂电池，最大升力可达到500g。
电调接受双向电调，可以实现正反转、调速等功能。
3. 共轴双旋翼飞行器建模共轴双旋翼飞行器建模主要包括建立力学模型和运动学模型两个方面。
3.1 力学模型共轴双旋翼飞行器的力学模型可以接受牛顿-欧拉方程进行描述。
共轴双旋翼悬停地面效应气动特性分析
共轴双旋翼悬停地面效应气动特性分析覃燕华;朱清华;邵松【摘要】基于时间步进算法建立了适用于共轴双旋翼气动特性分析的旋翼自由尾迹模型,并采用面元法对水平和倾斜地面效应影响下共轴双旋翼系统气动特性进行了研究.在建模的过程中,采用Weissinger-L一阶升力面模型模拟了桨叶的三维效应,并充分考虑了旋翼/旋翼和旋翼/地面之间的气动干扰.通过与尾迹几何和诱导速度试验数据的对比,验证了计算模型的可行性.在此基础上,对共轴双旋翼在地面效应影响下的旋翼尾迹几何形状、流场诱导速度矢量分布和上下两旋翼桨叶的拉力系数分布进行了计算及分析.结果表明,悬停状态下,共轴双旋翼上下旋翼间存在强烈的气动干扰,且地面的影响使旋翼尾迹涡线径向扩展且向上卷起,对共轴双旋翼下旋翼拉力产生明显的影响.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2015(047)002【总页数】9页(P266-274)【关键词】自由尾迹;共轴双旋翼;地面效应;面元法;气动干扰【作者】覃燕华;朱清华;邵松【作者单位】南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V211.52旋翼的气动特性对直升机的飞行性能及品质起着关键作用。
悬停是直升机最独特的飞行状态，直升机在起降或贴地悬停作业时，地面对旋翼的性能有很明显的影响，试验研究发现[1-5]，悬停状态下旋翼下洗流撞击到地面时，沿径向快速展开，气流几乎与地面平行，地面效应使旋翼的入流减小，导致在相同需用功率下旋翼拉力明显增加或者在产生相同的拉力时需用功率减小。
首先将自由尾迹模型应用于地面效应分析的是DuWaldt[6]，他假设一个轴对称的，周期性的尾迹，地面对流场的影响通过以地面为对称面布置一个与真实旋翼尾迹一样的镜像尾迹，不过计算结果与实验数据对比相差较大。
直升机悬停稳定性控制系统设计
直升机悬停稳定性控制系统设计随着科技日新月异的发展，直升机的应用范围也越来越广泛，而悬停稳定性控制系统是直升机最基本的控制系统之一。
直升机悬停稳定性控制系统的设计是一个复杂的过程，与直升机的制造材料、结构设计、机械性能等因素密切相关。
本文将从直升机悬停的基础原理、稳定性控制系统的组成、控制方法的选择以及实验验证等方面进行论述。
一、直升机悬停的基础原理直升机悬停是相对于地面，通过旋转叶片产生的升力平衡直升机自重的运动状态。
在悬停过程中，直升机必须保持平衡稳定状态，否则飞行员将很难操纵直升机进行飞行任务。
因此，直升机的悬停稳定性控制系统是直升机控制系统的核心组成部分之一。
二、悬停稳定性控制系统的组成悬停稳定性控制系统一般由传感器、电控制器和作动器等组成。
传感器用于采集直升机在空中的状态信息，如姿态、速度、高度等。
电控制器用于分析传感器采集的信息，计算出控制指令，控制作动器调整直升机姿态等参数实现稳定悬停。
作动器的作用是调整直升机的姿态，包括水平姿态、垂直姿态和朝向姿态等。
三、控制方法的选择控制方法的选择是悬停稳定性控制系统设计的一个重要环节。
通常情况下，直升机悬停稳定性控制系统采用PID控制方法：比例、积分、微分控制。
比例控制是将控制误差与比例系数相乘，产生相应的控制指令；积分控制是将误差的累积误差与积分系数相乘，使系统更加优化；微分控制是将误差的变化率与微分系数相乘，使系统具有更快的响应速度。
此外，直升机悬停稳定性控制系统还可以采用模糊控制、神经网络控制等方法，以提高控制系统的精度和鲁棒性。
四、实验验证在控制系统设计完成后，需要进行实验验证。
实验可分为地面测试和飞行测试两部分。
地面测试旨在检测控制系统是否正常工作，并识别可能存在的问题。
飞行测试是为了验证控制系统的稳定性和性能，评估控制系统是否满足设计要求。
通过实验验证，可以针对实际情况进行调整和改进，提高控制系统的性能。
综上所述，直升机悬停稳定性控制系统是直升机控制系统的核心组成部分之一，其设计需要考虑许多因素。
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具有特殊飞行性能的飞机，它以两个旋转的桨来代替传统的固定翼飞机的尾翼。
这两个桨可以互相偏转，使得飞机在三个方向：升降、前进和侧向都有较高的操纵性能。
共轴双桨直升机控制原理包括以下几个方面：
（1）桨叶旋转控制。
当飞行员通过油门控制器改变桨叶旋转速度时，桨叶旋转速度会改变，从而产生动力，使飞机获得相应的推力，从而实现升降、前进和侧向操作。
（2）桨叶偏转控制。
通过改变桨叶偏转角度，可以改变桨叶的气动特性，从而调整飞机的方向，实现悬停、巡航、降落等动作。
（3）桨叶转角控制。
桨叶转角的改变可以改变桨叶的气动特性，从而调整飞机的姿态，实现悬停、突然加速、突然减速等动作。
（4）桨叶抬起控制。
桨叶抬起控制可以改变飞机飞行方向，使飞机保持悬停姿态或进行降落。
（5）桨叶旋转方向控制。
桨叶旋转方向控制可以改变飞机的飞行方向，使飞机保持悬停姿态或进行降落。
上述控制原理实际上是基于桨叶的气动特性和桨叶的旋转特性。
通过改变桨叶的气动特性和旋转特性，可以改变飞机的飞行性能，实现飞机的悬停、突然加速、突然减速等动作。
共轴双桨直升机的控制原理是一种复杂的系统，它将桨叶的气动特性和旋转特性有机地结合起来，实现飞机的高效操纵。
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。
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直升机悬停稳定控制技术研究
直升机悬停稳定控制技术研究第一章前言随着全球交通运输格局的日益完善，直升机作为一种高效、快捷又安全的空中交通工具，在现代社会中发挥着重要的作用。
然而，直升机的悬停稳定性一直以来都是直升机行业技术难点之一。
为了提高直升机的悬停稳定性和飞行安全性，本文将介绍直升机悬停稳定控制技术的研究进展和应用现状。
第二章直升机悬停稳定性分析直升机在悬停过程中，受到气流扰动和机体特性影响等多种因素的干扰，容易发生失控和翻转等意外事故。
为了提高直升机的悬停稳定性，需要对直升机悬停时所受外力进行分析和计算。
直升机悬停时，主旋翼产生的上升气流会形成下向风，使地面周围的空气被吸入，形成二次循环气流。
此时，瞬态响应和气动和机体不稳定等特性容易对直升机稳定性造成影响。
第三章直升机悬停稳定控制技术研究进展针对直升机悬停稳定性不足问题，工程师们开展了大量的研究和实验。
其中，悬停稳定控制技术是提高直升机飞行稳定性的最新成果之一。
该技术通过合理的控制方式和控制策略，通过传感器、计算机技术等手段对直升机悬停行为进行分析和控制，进而提高其悬停稳定性和飞行安全性。
第四章直升机悬停稳定控制技术的应用现状目前，悬停稳定控制技术已经在直升机行业得到广泛应用。
以国外为例，美国波音公司因其开发的一种基于控制分析的系统而获得了国际空间站使用许可。
该系统可以通过传感器、计算机技术等手段对直升机悬停行为进行实时监测和控制，进而提高直升机悬停的稳定性和安全性。
第五章结语直升机悬停稳定控制技术是提高直升机飞行稳定性的关键性技术之一，已经在直升机行业得到广泛应用。
通过合理的控制方式和控制策略，通过传感器、计算机技术等手段对直升机悬停行为进行分析和控制，进而提高其悬停稳定性和飞行安全性。
未来，随着科技的不断进步和应用场景的不断拓展，悬停稳定控制技术将在直升机行业中发挥越来越重要的作用。
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。
直升机悬停稳定性控制技术研究
直升机悬停稳定性控制技术研究第一章概述直升机作为一种垂直起降的航空器，具有独特的飞行特性和灵活性，广泛应用于军事、民用、救援等领域。
其中，悬停飞行是直升机最基本的飞行状态之一，而悬停稳定性控制技术则是保证直升机在悬停状态下保持平衡的关键。
第二章直升机悬停飞行的原理直升机在悬停飞行时，需要通过操纵旋翼和尾桨以达到平衡状态。
其主要原理包括：1. 旋翼和尾桨的配合：旋翼提供升力和飞行控制，而尾桨则用于抵消旋翼引起的反扭矩，保持直升机的平衡。
2. 自动稳定系统：直升机搭载着自动稳定系统，通过传感器感知姿态信息，自动调整旋翼和尾桨的参数，实现悬停飞行的稳定性控制。
第三章直升机悬停稳定性控制技术直升机悬停稳定性控制技术主要包括以下几个方面的内容：1. 悬停控制算法：通过分析直升机的飞行动力学模型和控制需求，设计合理的悬停控制算法。
常用的算法包括PID控制、模糊控制、自适应控制等。
2. 传感器技术：直升机悬停稳定性控制离不开准确的姿态信息。
传感器技术的发展为直升机的悬停稳定性控制提供了可靠的数据支持，包括加速度计、陀螺仪、气压计等。
3. 航空电子技术：直升机悬停稳定性控制中，航空电子技术的应用不可忽视。
航电系统可以实时监测直升机状态，并通过自动稳定系统进行反馈调整，提高悬停飞行的稳定性。
第四章直升机悬停稳定性控制技术的研究现状目前，直升机悬停稳定性控制技术已经取得了一定的研究进展。
在悬停控制算法方面，PID控制算法经过长期实践验证具有较好的性能，但无法满足更复杂的控制需求。
模糊控制和自适应控制算法在一定程度上提高了悬停控制的性能。
传感器技术在精度和可靠性上也有所提高，为悬停稳定性控制提供了更准确的姿态数据。
航空电子技术的推广应用使得直升机悬停稳定性控制更加智能化。
第五章直升机悬停稳定性控制技术的发展方向未来，直升机悬停稳定性控制技术的发展方向包括：1. 引入人工智能算法：人工智能算法在其他领域已经取得了巨大成功，如深度学习、强化学习等。
共轴双旋翼直升机悬停方向的控制实验研究报告精品文档11页
共轴双旋翼直升机悬停方向的控制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。
共轴式直升机悬停纵向稳定性和操纵性分析
第19卷 第4期 2001年12月飞 行 力 学F L IG HT DY NA M I CSV o l.19 No.4D ec.2001 收稿日期:2001-07-02;修订日期:2001-10-23作者简介:徐 军(1962-),男,江苏南通人,清华大学博士后,博士,从事飞行器动力学及控制研究;陈大融(1946-),男,上海人,清华大学教授,博士生导师,从事非牛顿力学及精密机械研究;陈皓生(1975-),男,安徽合肥人,清华大学博士研究生,从事现代设计理论与制造研究。
文章编号:1002-0853(2001)04-0036-05共轴式直升机悬停纵向稳定性和操纵性分析徐 军,陈大融,陈皓生(清华大学精密仪器与机械学系,北京100084) 摘 要:基于准静态假设,研究了共轴式直升机悬停纵向稳定性和操纵性,给出了稳定性条件和动稳定性与静稳定性的关系及改善稳定性的方法;最后分析了气动导数和悬停高度对稳定性和操纵性的影响。
研究表明:共轴式直升机悬停纵向扰动运动主要表现为不稳定的周期性运动,而静稳定性和静操纵特性是成正比的。
研究结果对进一步研究共轴式直升机的纵向操稳性能具有一定的参考价值。
关 键 词:共轴式直升机;稳定性和操纵性;准静态假设 中图分类号:V 212.4 文献标识码:A引言 共轴式直升机是一种采用上下共轴旋翼构型的直升机。
由于没有尾桨克服由主旋翼引起的反扭矩,因此与单旋翼带尾桨直升机比较,共轴式直升机具有几何尺寸小,可以在较小场地条件下使用的特点。
在直升机动力学的研究中,准静态假设是一种有效的研究方法,在直升机的分析和设计中该方法能表现出一定的精度,尽管在某些条件下还需要改进[1,2]。
由于旋翼空气动力的复杂性,寻求全面和简化的研究方法是困难的,目前对线性微分方程的处理是成熟而有效的,因此准静态假设仍是直升机动力学研究的基本条件。
由于共轴式直升机构型特殊,关于它的研究结果,在国内外的文献中并不多见,所以,对共轴式直升机动力学缺乏较权威和有意义的分析及结论。
新型直升飞机可行性报告
双层旋翼直升飞机倾斜控制器新型直升飞机可行性报告一、新型直升飞机项目摘要-------------------------------------3 1：项目的来源-------------------------------------------------3 2：直升飞机的发展简述----------------------------------------4二、现有直升飞机的技术介绍-----------------------------------6三、新型直升飞机技术介绍 ---------------------------------40四、项目的基础条件：-----------------------------------------56 1：前期工作情况----------------------------------------------56 2：发明人简介------------------------------------------------57 3：创办单位介绍----------------------------------------------58 4：现有基础和工作基础-----------------------------------595：国家相关的政策--------------------------------------------59 6：协作单位介绍----------------------------------------------60 五、项目攻关总体目标，---------------------------------------621：实施年限，-------------------------------------------------61 2：具体的考核指标（含主要经济指标）及年度计划安排-----61六、项目的主要研究内容---------------------------------------63 1：课题设置方案及承担单位选择方式---------------------------63 七、项目的主要特点和创新点：----------------------------631：关键内容，--------------------------------------------632：项目实施的、工艺路线； ------------------------------633：可能取得的专利（尤其是发明专利和取得国外专利）及知识产权分析----------------------------------------------------------64 八、项目的关联行动：-------------------------------------- --64 1：项目的组织管理措施，其它必要的支撑和配套条件（如基地、示范点、或工程依托等）落实情况-----------------------------64九、项目总投资预算，资金筹措及来源渠道1：自筹资金：-------------------------------------------------64 2：外筹资金：-------------------------------------------------64 十、项目预期成果的经济、社会、环境效益分析，与国内外同类产品或的竞争力分析，成果应用和产业化前景分析1：军用新型直升飞机-----------------------------------------65 2：民用新型直升飞机-----------------------------------------65 十一、项目的风险分析，含、市场的风险分析--------------76十二、新型直升飞机试验 ------------------------------------78十三、其它需要说明的事项 ---------------------------------81 十四、经济效益 -----------------------------------------82十五、联系方式 ------------------------------------------82一、新型直升飞机项目摘要1、1：项目的来源在2000年的时候，发明人彭凯有一次坐客车从黔西到贵阳，车开到鸭池河，突然间客车冲出公路，闯上路边的岩石，由于客车突然停车，车上有多人受伤，我当时坐在前排，前面堆有民工的行李，由于惯性，我扑倒在行李上，没有受伤，从那时起我就想发明一种新型的直升飞机。
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. Aerodynamics of helicopter[M]. Beijing: Aviation Teaching Material Editor, 1985.[2] DUWALT F A. Wakes of lifting propellers (rotors) in ground effect, CAL No.BB-16665-S-3[R]. [S.L.]: Cornell Aeronautical Laboratory, 1966.[3] 孙茂,CURTISS H C.近地低速飞行时旋翼尾涡系的畸变及其诱导速度[J].空气动力学学报,1989,7(1):35-42.SUN Mao, CURTISS H C. Rotor vortex wake distortion and its induced velocity in ground effect at low speed[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 1989, 7(1):35-42.[4] CURTISS HC, SUN M, PUTMAN W F, et al. Rotor aerodynamics in ground effect at lowadvance ratios[J]. Journal of the American Helicopter Society, 1984, 29(1):48-55.DOI:10.4050 /JAHS.29.48.[5] LEE C S, HE C J.A free wake/ground vortex model for rotors at low speed in-ground-effect flight[C]//Proceedings of the 51st Annual Forum of the American Helicopter Society Forum. [S.L.]: [s.l.], 1995.[6] 陈仁良,辛冀,李攀.一种新的尾迹-地面干扰修正方法[J].南京航空航天大学学报,2012,44(5):694-699.DOI:10.16356/j.1005-2615.2012.05.017.CHEN Renliang, XIN Ji, LI Pan. 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共轴双旋翼直升机
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? ? -（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：
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共轴双旋翼直升机悬停方向的控制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 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 mm 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 mm 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 mm 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 a K 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 m m t K K K K K G s T s K K K s KT s K K K sK K K K T s s K K K +=++=+++=++（） 此系统为Ⅰ型系统111()m t ss 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。