共轴双旋翼直升机悬停方向的控制
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。
直升机悬停原理
小妙招！解密直升机悬停原理
直升机悬停是直升机飞行中最为困难和技术含量最高的一环节，
它可以让直升机在空中稳定地悬停并进行各种飞行动作。
那么，直升
机悬停原理究竟是什么呢？
首先，需要知道的是，直升机悬停需要维持平衡，而保持平衡的
方法是通过对旋翼的扭矩和升力进行控制。
具体来说，直升机通过改
变主旋翼的迎角和旋转速度来调节升力以及对飞行器产生的扭矩。
这
需要通过所谓的“反扭矩装置”——尾旋转器或推进器来平衡主旋翼
反作用力。
同时，直升机还要通过调节旋翼前缘和后缘的锁定装置来控制旋
翼的迎角，这样才能调整旋翼产生的升力和推力的大小，从而保持摆
脱地面重力的平衡状态。
需要注意的是，直升机悬停除了需要对旋翼进行调节以外，还需
要考虑风速对飞行器的影响。
由于直升机悬停时空气动力学效应会改变，因此可以运用直升机的“地垫效应”，即将直升机放在准备起飞
的地面上，并且保持距离地面一定的高度，从而减小了地面效应对直
升机的影响，更方便操作。
综上所述，学习直升机悬停原理可以更好地理解直升机工作过程，同时掌握飞行技巧。
希望大家能够通过这些小妙招，更好地掌握直升
机悬停技术。
共轴双旋翼直升机
（一）、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。
K
所以扰动作用下的稳态误差为
essn(?
)?
1 Kv
?
2Ka
(1? K1KmKt ) K
essn(?
)
?
lims?
s? 0
en(s)N0(s)
式中
N0 (s) ? 2Ka N(s)
因此只要满足 Ka ? 0.5
在满足稳态误差很小的前提下，扰动误差就可以削弱到很小。 分析扰动误差时的结构图如下
，
（三）、校正方法
3.系统稳定性 (输入输出稳定性):
对任何有界输入产生有界输出的系统成为稳定系统。 这种性质保证了系统的绝对稳定性。 对稳定系统而言，在稳定的前提下，还可以讨论系统的 相对稳定性。 民航客机就比战斗机更加稳定。
理解
4.稳定性分析
D(S)= Tms2 ? (1? K1KmKt )s ? K
根据劳斯判据，系统稳定需满足
5.稳态性能分析
G 0(s) ?
K a K 1 K （m K b 1 ? K b 2 ） (T m s ? 1 ? K 1 K m K t ) s
?
K
(T m s ? 1 ? K 1 K m K t ) s
共轴双旋翼直升机原理
共轴双旋翼直升机原理
共轴双旋翼直升机是一种直升机类型，它有两个上下叠放在一起的旋翼系统，旋翼共用同一个旋转轴，上下两个旋翼通过空心的中空轴连接，并且分别安装了配平叶片和变距叶片。这种设计使得直升机的结构更加简单、紧凑，飞行稳定性更好。
共轴双旋翼直升机的工作原理是，通过双旋翼互相作用、共同提供升力和推力来达到垂直起降和悬停的效果。两个旋翼上安装的配平叶片可以自动调整旋翼的倾斜角度，使得直升机保持平衡，并且保证在飞行过程中不会出现危险的倾斜或翻滚。同时，旋翼的叶片也可以根据飞行状态进行变距调节，以适应不同的负荷和飞行速度要求。
共轴双旋翼直升机原理
共轴双旋翼直升机原理
共轴双旋翼直升机是一种特殊的直升机结构，其独特的设计原理使其在飞行性能和操纵特性上具有独特的优势。
本文将介绍共轴双旋翼直升机的原理，包括其结构特点、工作原理和飞行特性。
共轴双旋翼直升机采用了两个相互对称的旋翼，它们位于同一轴线上并且以相反的方向旋转。
这种设计可以有效地减小旋翼间的相互干扰，提高直升机的飞行效率和稳定性。
同时，共轴双旋翼直升机还可以减小机身长度，提高机动性和操纵性能。
在共轴双旋翼直升机中，两个旋翼的叶片通常采用交叉布置，这样可以减小旋翼间的干扰，降低噪音和振动。
此外，共轴双旋翼直升机通常采用复合材料等轻质材料制造，可以减小整机重量，提高飞行性能。
在工作原理上，共轴双旋翼直升机的两个旋翼可以分别提供升力和反扭矩，它们之间通过传动系统相互连接并同步工作。
这种设计使得直升机可以实现更高的升力和更好的操纵性能，适用于复杂的飞行任务。
在飞行特性上，共轴双旋翼直升机具有良好的稳定性和操纵性能。
其双旋翼结构可以有效地抵消旋翼的扭矩，使得直升机在起飞、飞行和着陆过程中更加稳定。
同时，共轴双旋翼直升机的操纵性能也得到了提高，可以实现更快速、更灵活的机动飞行。
总的来说，共轴双旋翼直升机通过其独特的设计原理，在飞行性能和操纵特性上具有独特的优势。
它的结构特点、工作原理和飞行特性使得它成为一种理想的直升机结构，适用于各种复杂的飞行任务。
希望本文的介绍能够帮助读者更好地了解共轴双旋翼直升机的原理和特点。
共轴反转双旋翼原理
共轴反转双旋翼原理
共轴反转双旋翼原理（Coaxial Counter-Rotating Propeller Principle）是一种双旋翼螺旋桨的技术，它可以使飞机在飞行
过程中获得更高的推力和机动性，也提高了飞行安全性。
共轴反转双旋翼原理是指，将两个螺旋桨放置在相同的轴线上，使其中一个螺旋桨逆时针旋转，另一个顺时针旋转。
这样，当飞机飞行时，两个螺旋桨就会产生一股推力，使飞机更加稳定，更加高效。
共轴反转双旋翼原理的另一个优点是，它可以有效地降低发动机的噪音，提高飞行安全性。
因为两个螺旋桨是反向旋转的，所以它们之间的空气流动会产生一种反向作用，使发动机的噪音降低。
此外，共轴反转双旋翼原理还可以改善飞机的机动性。
因为两个螺旋桨具有相反的旋转方向，所以它们之间的空气流动会产生一种对抗力，使飞机的操纵变得更加灵活。
共轴反转双旋翼原理可以提高飞机的效能，同时降低发动机的噪音，提高飞行安全性，改善飞机的机动性。
由于它的优越性能，这一技术已经被广泛应用于军用和民用飞机上。
总之，共轴反转双旋翼原理是一种非常有效的技术，它可以显著提高飞机的性能，提高飞行安全性，改善飞机的机动性，并降低发动机的噪音。
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。
共轴双旋翼直升机悬停方向的控制要点
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。
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。
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。
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。
直升机的操纵原理
第六章 直升机的操纵原理直升机不同于固定翼飞机，一般都没有在飞行中 供操纵的专用活动舵面。
这是由于在小速度飞行 或悬停中，其作用也很小，因为只有当气流速度 很大时舵面或副翼才会产生足够的空气动力。
单 旋翼带尾桨的直升机主要靠旋翼和尾桨进行操纵， 而双旋翼直升机靠两副旋翼来操纵。
由此可见， 旋翼还起着飞机的舱面和副翼的作用。
直升机操纵原理 旋翼不仅提供升力同时也是直升机的主要操 纵面。
总距操纵杆：通过自动倾斜器改变旋翼桨叶 总距，控制直升机的升降运动。
提杆，增大 总距，升力增大，直升机上升；压杆，减小 总距，直升机下降。
周期变距操纵杆：操纵周期变距操纵杆，使 自动倾斜器相应的倾斜，从而使桨叶的桨距 作每周一次的周期改变，造成旋翼拉力矢量 按相应的方向倾斜，达到控制直升机的前、 后（左、右）和俯仰（或横滚）运动。
直升机操纵原理 脚蹬：控制尾桨，实现航向操纵。
尾桨：平衡旋翼反扭矩、航向操纵。
垂尾：增加航向稳定性。
平尾：增加俯仰稳定性。
直升机操纵原理（续）6.1 直升机操纵特点 直升机驾驶员座舱 操纵机构及配置直 升机驾驶员座舱主 要的操纵机构是： 驾驶杆(又称周期 变距杆)、脚蹬、 油门总距杆。
此外 还有油门调节环、 直升机配平调整片 开关及其他手柄.驾驶杆和脚蹬 驾驶杆位于驾驶员座椅前面，通过操纵线系与旋翼 的自动倾斜器连接。
驾驶杆偏离中立位置表示： 向前——直升机低头并向前运动； 向后——直升机抬头并向后退； 向左——直升机向左倾斜并向左侧运动； 向右——直升机向右倾斜并向右侧运动。
脚蹬位于座椅前下部，对于单旋翼带尾桨的直升机来说，驾驶员蹬脚蹬操纵尾桨变距改变尾桨推(拉) 力，对直升机实施航向操纵。
油门总距杆 油门总距杆通常位于驾驶员座椅的左方，由 驾驶员左手操纵，此杆可同时操纵旋翼总距 和发动机油门，实现总距和油门联合操纵。
油门调节环位于油门总距杆的端部，在不动 总距油门杆的情况下，驾驶员左手拧动油门 调节环可以在较小的发动机转速范围内调整 发动机功率。
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。
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。
关于直升机悬停起落要点的教学方法
一
５一
一
、
且 视线 也容 易乱 跑不 固定 ，学 员容 易走弯 路 。 正确 的注 意力 分配 ，是要 教会 学 员如何 利用 座舱 关
影响。
３ ． 重点 内容 的教 学方法
３ ． １悬 停
注 意力 分配 是悬停 教 学 的重点 。 悬 停是 由垂 直起 飞 、空 中悬停和 垂 直着 陆三个 部分 组成 的视线 ， 而不 能简 单 的讲看 前方 十到 十五 米 的地 面 ，这样 远近不
是 正确 分配 和转 移注 意 力为 重 点 内容 。讲 解 时 ，要做 到
２ ． ６做好思想工作。思想工作做好 了可 以达到事半
功 倍 的作用 ，大 家知道 思 想情 绪可 以严 重影 响学员 的学
概念 明确 ，重 点突 出 ，简练 易懂 ，便 于学 员记 忆 ；指 导 学 员徒 步演 练 时 ，应 要求 学 员结 合飞 行 实际 ，把 想到 、 讲 到 、看 到 、做 到结 合起 来 ；座 舱实 习 时 ，教员 要具 体 地指 导 学员 熟练 使用 座舱 设 备 ，还要 经常 地注 意 学员 看 地 面 的视 线 角度 、距 离 以及坐 姿 等是 否符 合要 求 。例 如 悬停 ，不 能 简单地 讲 看什 么十 到十 五 米 ，而要 正确 地 教 给 学 员利 用关 系位 置 透过 座舱 看地 面 的判 断方 法 ，使 学
如果 学 员某一 个动 作没 做好 ，教 员要善 于 引导 学员跳 过
１ ．教 学特 点
１ ． １悬停 、起落 的动 作较 多 ，据 不完 全 统计 ，直 升
机 悬停 、起落 大概 有２ ０ ０ 个动 作在 里面 。且各 个动 作之 间 联 系 紧密 ，程 序性 强 ，前 一个 动作 的好 坏又 直接 影 响后
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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 aa a adi t u t L R i t E dt=++式中aE 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=，eC 是反电势系数。
电磁转矩方程：()()m m a M t C i t =式中，mC 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 dtωω+=-式中，mf 是电动机和负载折合到电动机轴上的粘性摩擦系数；mJ 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 、aE 、()m M t ，便可得到直流电机的微分方程：22()()()()()()()()m m c a ma m a m a m m e m m a aa 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 dtdtdtωωω++++=-- 在工程应用中，由于电枢电路电感aL 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 dtωω+=-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 dtωω+=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 M L=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 Jωωω=⨯+⨯-（），即211233J J Jθθθ∙∙∙=⨯+⨯-（）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 ma 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 sT 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)mm t m m t mmKT Ks K K K sT s K K K s KKs T T Φ==++++++式中112a mb 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 sKK K K T ssK K K +=++=+++=++（）此系统为Ⅰ型系统111()m tss vK 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。