M22小型无人直升机的设计特点
无人机的气动特性与优化设计
无人机的气动特性与优化设计随着科技的飞速发展，无人机在各个领域的应用日益广泛，从航拍测绘到物流运输，从农业植保到军事侦察，无人机的身影无处不在。
而无人机的性能优劣很大程度上取决于其气动特性和优化设计。
无人机的气动特性主要包括升力、阻力、稳定性和操纵性等方面。
升力是无人机能够在空中飞行的关键因素。
它主要由机翼产生，机翼的形状、面积和迎角都会对升力产生影响。
一般来说，较大的机翼面积和适当的迎角能够产生更大的升力，但同时也会增加阻力。
阻力则包括摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力等。
减少无人机的阻力对于提高飞行效率、增加续航时间至关重要。
稳定性是无人机飞行安全的重要保障。
无人机在飞行过程中，需要具备抵抗外界干扰的能力，保持自身的姿态和飞行轨迹稳定。
纵向稳定性、横向稳定性和方向稳定性是常见的稳定性类型。
例如，重心位置的合理布置对于纵向稳定性有着重要影响。
如果重心过于靠前或靠后，都可能导致无人机在飞行中出现不稳定的情况。
操纵性则关系到无人机对驾驶员指令的响应速度和准确性。
良好的操纵性能够使无人机灵活地完成各种飞行动作和任务。
舵面的设计和布局、控制律的优化等都是影响操纵性的关键因素。
在优化无人机的气动设计时，需要综合考虑上述气动特性，并结合具体的应用场景和任务需求。
首先，机翼的设计是一个关键环节。
不同类型的机翼，如平直翼、后掠翼、三角翼等，具有不同的气动特性。
对于低速飞行的无人机，平直翼可能是一个较好的选择，因为它能够在低速时产生较大的升力。
而对于高速飞行的无人机，后掠翼则可以减少阻力，提高飞行速度。
机身的形状也会对气动性能产生影响。
流线型的机身能够减少空气阻力，提高飞行效率。
同时，机身与机翼的连接处需要进行平滑过渡，以避免产生气流分离，增加阻力。
此外，发动机的进气和排气系统也需要精心设计。
合理的进气道和排气道形状能够提高发动机的工作效率，减少能量损失。
在实际的设计过程中，通常会采用数值模拟和实验研究相结合的方法。
微小型四旋翼无人直升机建模及控制方法研究
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国防科学技术大学研究生院学位论文 ＡＢＳＴＲＡＣＴ
Ｍｉｃｒｏ／ｍｉｎｉ ｑｕａｄｒｏｔｏｒ ｉｓ ａｌｌ ｅｘｃｅｌｌｅｎｔ，ｎｏｖｅｌ ｖｅｒｔｉｃａｌ ｔａｋｅ－ｏｆｆａｎｄ ｌａｎｄｉｎｇ Ｕｎｍａｎｎｅｄ Ａｅｒｉａｌ ＶｅｈｉｅｌｅｆＯＡＶ）ｆｏｒ ｂｏｔｈ ｍｉｌｉｔａｒｙ ａｎｄ ｃｉｖｉｌｉａｎ ｕｓａｇｅｓ．Ｂａｓｅｄ ＯＲ ａ ｓｕｍｍａｒｙ ｏｆ ｔｈｅ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｓｔａｔｕｓ ｑｕｏ，ｔｈｅ ｋｅｙ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ ａｎｄ ｔｈｅ ｆｕｔｕｒｅ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ｍｉｃｒｏ／ｍｉｎｉ ｑｕａｄｒｏｔｏｒ，ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｃｏｎｃｅｎｔｒａｔｅｓ ｏｎ ｉｔｓ ｓｐｅｃｉａｌ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ，ｍａｉｎｌｙ ｒｅｓｅａｒｃｈｅｄ ｔｈｅ ｐｒｏｂｌｅｍｓ Ｏｎ ｍａｔｈｅｍａｔｉｃａｌ ｍｏｄｅｌｉｎｇ，ｎｏｎｌｉｎｅａｒ ｃｏｎ仕ｏｌｌｅｒ ａｎｄ ｓｔａｔｅ ｅｓｔｉｍａｔｉｏｎ．Ｓｏｍｅ ｉｍｐｏｒｔａｎｔ ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ ａｎａｌｙｓｉｓ ａｎｄ
ｓ协ｎ酊ｏｆｔｈｅ ｓｙｓｔｅｍ ｉｓ ａｎａｌｙｚｅｄ．Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｐｒｏｐｏｓｅｄ ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒｓ ａｒｅ ｖａｌｉｄｉｔｙ．
Ｔｈｉｒｄｌｙ，ｔｈｅ Ａｃｔｉｖｅ Ｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅｓ Ｒｅｊｅｃｔｉｏｎ Ｃｏｎ廿ｏｉｌｅｍ（ＡＤＲＣ）ａｒｅ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ｆｏｒ ｔｈｅ ｄｉｒｅｃｔ ｄｒｉｖｅｎ ｓｔａｔｅｓ ｏｆｔｈｅ ｑｕａｄｒｏｔｏｒ ｔｏ ｓｔａｂｉｌｉｚｅ ｔｈｅ ｖｅｈｉｃｌｅ ａｎｄ ｃｏｎｔｒｏｌ ｔｈｅ ｆｌｉｇｈｔ ｈｅｉｇｈｔ；ｔｈｅ ＰＤ－ＡＤＲＣ ｄｏｕｂｌｅ ｄｏｓｅｄ ｌｏｏｐｓ ａｒｅ ｉｎ仃ｏｄｕｃｅｄ ｔｏ ｄｉｍｉｎｉｓｈ ｔｈｅ ｚｅｒｏ ｄ）ｍ珊ｎｉ晦ｔｈｅｎ ｔｈｅ Ｌｙａｐｕｎｏｖ ｓｔａｂｉｌｉｔｙ ｏｆ ｔｈｅ ｄｏｕｂｌｏ ｃｌｏｓｅｄ ｌｏｏｐｓ ｉｓ ａｎａｌｙｚｃｄ’ＳＯ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｑｕａｄｒｏｔｒ ｃａｌｌ ｈｏｖｅｒ．１１圮ｖａｌｉｄｉｔｙ ｏｆ ｔｈｅｓｅ
迷你海军无人机
CM D]当代军事文摘66迷你型无人机是指那些可由手持发射或由携载平台施放，靠遥控、自主方式飞行的超小型和微型智能化无人飞行器。
2004年美国军方曾举行过一次微型无人机的有奖竞赛，其中明确规定：参赛无人机的重量不得超过150克，最大尺寸为20厘米，最大升限300米，应能承受每小时37公里的风力，应能在直径1000米的圆周范围内飞行，持续飞行时间30分钟。
迷你型无人机之所以受到关注和青睐，是因为它具有一般无人机所不具备的特点，如超级小型化、超强隐蔽性等得天独厚的优势；造价低廉，使用费用甚少，使战场后勤供应大为简便；使用方便，不但可由单兵携带和发射，而且可由多种运载工具大范围部署。
“扫描鹰”小型无人机“扫描鹰”是美国波音公司和英斯图财团联合开发的一种舰载小型无人机，其主要任务是海上监视与侦察、目标搜捕、情报搜集、通信中继等各种战术支援。
该机已于2004年8月部署到美国海军陆战队第一远征部队。
2005年7月，美国海军也开始使用“扫描鹰”，“塔拉瓦”号两栖攻击舰首次搭载“扫描鹰”驶入伊拉克外海，用于为远程攻击群提供支持。
该机迄今已完成任务飞行3万小时以上。
“扫描鹰”无人机长1.2米，翼展3.1米，空重12公斤，最大起飞重量18公斤，任务载荷3.2公斤。
其动力装置为单缸双冲程汽油发动机，功率2.5马力，巡航速度90公里／小时，最大飞行速度120公里／小时，续航时间15小时。
“扫描鹰”于2001年1月9日首次试飞，历时45分钟，飞行高度达600米。
在2003年12月～2004年7月举行的“前瞻”－3无人机综合大演示中，“扫描鹰”是参加演习的4种无人机中唯一可在狂风暴雨气候中照常飞行的无人机。
2007年1月，装有JP5重油发动机的“扫描鹰”进行了首次试飞，创下28小时44分钟的最长飞行时间记录。
“扫描鹰”在伊拉克的实战使用及一系列舰上试验表明，其机载光电和红外传感器不但可对多种目标进行跟踪和定位并将高质量图像信息实时传送，而且还能将敏感目标信息传输到战场网络，供友邻舰艇和其他空中控制系统共享使用。
无人直升机的设计方案 无人机的设计与组装(完整版)
无人直升机设计方案前言—个简单的无人直升机被称为非线性控制技术的测试平台。
无人机直升机包括：１、先进的无线电遥控作为一项基本载体;２、一个简单的航空电子系统；３、地面支持系统。
航空电子系统包括一个小型的PC－104电脑系统和微机电系统（微机电系统）导航和惯性测量装置作为主要测量感应组件。
一对全双工收发器是用来给直升机和地面之间提供无线通信。
地面接收器和一个在地面的计算机系统形成一个支撑体系。
无人直升机是用来实现自动飞行的控制系统。
一、引言在过去几年里学术界无人飞行器（UAV）引起了极大的兴趣。
它可以服务于许多应用平台和纯学术研究。
作为一个有机动性和多功能性的学科，无人驾驶飞行器具有潜在军事以及在民用领域的科学意义。
许多世界各地的研究小组选择了无人机直升机作为学科研究方向，探索和测试先进的控制技术。
多样的方法如近似线性，神经网络和学习控制，已用于设计无人直升机的飞行控制规律。
提高自动着陆，悬停和自动飞行的性能。
我们的动机是为了发展一个无人直升机，作为一个试验平台验证我们提出非线性控制系统。
一个典型的无人机飞行器应包括以下基本组成部分：1）有引擎的飞行器以完成一些基本的飞行功能2）一个简单的航空电子系统实现自动飞行的控制系统。
这种系统应包括：a）一个机载计算机系统，以收集数据，以执行飞行控制，以及完成与地面系统的通信;b）必要的传感器来测量和控制信号用于驱动执行机构;c）通信系统，以提供无线通信，其中包含两个全双工收发器，一个是机载另一个是在地面上;d）一个机载电源系统;e）自动飞行控制系统。
3）地面支持系统，包括：a）一个全双工收发器提供飞机无线通信; b）计算机系统，以预先安排飞行路线，并收集飞行数据。
据悉，该无人机飞行上面列出的组件是比较简单的一种。
集成的无人驾驶直升机只是用于学术研究。
军用或商用无人机更为复杂。
在了解无人飞行器的基础上，我们设计并组装一个简单的原型无人直升机。
先进的无线电遥控玩具直升机被选择作为基本飞行器。
100kg载荷多旋翼 参数
100kg载荷多旋翼参数1 前言一套完整的共轴双旋翼无人直升机系统一般有7个系统组成，包括：直升机平台，飞控系统，动力系统，舵机系统，数据链系统，地面站系统，载荷系统。
本文主要是针对共轴双旋翼无人直升机平台的构造及设计进行了简要的阐述。
2 概述“共轴双旋翼无人直升机具有绕同一理论轴线一正一反旋转的上下两副旋翼，由于转向相反，两副旋翼产生的扭矩在航向不变的飞行状态下相互平衡，通过所谓的上下旋翼总距差动产生不平衡扭矩可实现航向操纵，共轴双旋翼在直升机的飞行中，既是升力面又是纵横向和航向的操纵面。
”图1 共轴双旋翼无人直升机3 共轴双旋翼无人直升机总体设计3.1 主要参数分析与选择共轴双旋翼无人直升机平台的主要参数是总体方案的设计变量，它对直升机的性能有着决定性的影响。
因此，在直升机平台总体设计的初始阶段就要严密地进行参数选择，直升机平台总体设计参数关系到平台的飞行性能，飞行品质，气动，结构等参数。
是属于顶层设计。
对平台关键性指标起着决定性作用，同时也需要结合底层细节设计的数据相互验证，反复迭代。
直升机平台的主要参数包括，直升机总重，桨盘载荷，功率载荷，旋翼实度，和桨尖速度等。
3.1.1桨盘载荷的选择及方法桨盘载荷的定义：旋翼的拉力与旋翼桨盘面积之比。
式中，p 表示桨盘载荷，G表示直升机重量，R表示旋翼半径。
p=G/(πR²)桨盘载荷应在保证直升机平台所要求的有效载荷及性能的前提下，使直升机平台的有效载荷在总重中所占比例最大。
在具体设计时，参考与所设计直升机相近的现有直升机平台的统计数据，根据设计的具体情况来确定，一般可以遵循以下的原则：1.直升机总重量越大，桨盘载荷也应选得越大，一方面，总重较大时，往往选取更大的能获得较高的有效载荷，另一方面，对于总重较大的直升机。
如果p选得不够大，旋翼直径就会过大，在总体布置，使用等方面将引起相应问题。
2.采用涡轮轴发动机时，桨盘载荷可以选得大一些。
这样也可以获得较大的有效载荷。
无人直升机总体设计
经过设计定型或技术鉴定后的无人直升机系统，新产品生产还 可能会有一定的更改，特别是工艺改进，改进后的无人直 升机系统进入小批量生产。首批生成的无人直升机，经检 验、试飞、工艺质量审查、确认其符合批量生产标准，质 量稳定可靠后，生产定型，转入批生产。
1.3 评价无人直升机设计方案的有效 性准则
四、各功能区的特点： 1、机体 2、起落装置 3、动力系统 4、仪表和导航设备 5、航空电子设备 6、直升机地面移动 7、货物运输
1.1.3 特殊要求举例
表2-2 直升机被撞部位统计
撞击部位 旋翼桨叶 旋翼轴
尾桨 尾梁 风挡玻璃 机头 起落架 机翼 其他部位 不详 总计
撞击次数 620 16 148 21 48 53 28 2 15 231 1182
✓尽可能全面地反映对直升机提出的各种要求；
✓可以进行定量分析；
✓简单明了，易于在研制阶段运用。
通常评价准则分为三个层次（三级）：
第一级包括功能有效性准则，生产有效性准则和使用有效性准则。 ➢从完成基本任务的有效程度及其技术完善程度出发进行评价的准则 是功能有效性准则；（生产率、重量效率、任务效能） ➢从结构工艺性和生产条件出发进行评价的准则是生产有效性准则； （劳动量、材料利用系数等） ➢从使用品质观点来评价的准则是使用有效性准则。（技术维护工时 比、每小时技术维护工作量） 第二级是从经济性观点出发，评价一架直升机在使用时的经济性准 则。（全寿命周期费用、效-费比） 第三级是从经济学观点来评价一种机型在完成一定国民经济任务时 的经济性准则，它是最高一级的准则。
LCC= CRDTE+ CMAN+ CPRO+ COPS+ CDISP
为了对无人直升机总体设计方案进行评价和优选，需要有一个 评价准则；一般最通用、最普遍或最广义的有效性准则就是这种 直升机所完成的有效功与为研制和使用该直升机所花费的总费用 之比——效费比。
微型、轻型民用无人驾驶航空器划分标准
微型、轻型民用无人驾驶航空器划分标准以微型、轻型民用无人驾驶航空器划分标准为标题，我们来讨论一下这个话题。
随着科技的不断发展，无人驾驶航空器（Unmanned Aerial Vehicle，简称UAV）已经成为一个热门话题。
在无人驾驶航空器的领域中，根据其尺寸和用途的不同，可以将其划分为微型和轻型两个类别。
我们来介绍微型无人驾驶航空器。
微型无人驾驶航空器一般指尺寸较小、重量较轻的无人机。
它们通常被设计用于在狭小的空间中进行任务，比如室内飞行或密集城市环境。
微型无人驾驶航空器具有灵活性高、机动性好的特点，可以在狭小的空间中自由飞行。
它们常常被用于室内拍摄、物品投递、搜索救援等任务。
微型无人驾驶航空器一般重量较轻，通常不超过2千克，翼展一般不超过1米。
接下来，我们来介绍轻型无人驾驶航空器。
轻型无人驾驶航空器相对于微型无人驾驶航空器来说，尺寸和重量都要稍大一些。
它们通常被设计用于户外飞行，具有更长的续航时间和更远的飞行距离。
轻型无人驾驶航空器常常被用于航拍、搜救、农业监测等领域。
根据不同的用途和载荷需求，轻型无人驾驶航空器的尺寸和重量会有所不同。
一般来说，轻型无人驾驶航空器的重量在2千克到25千克之间，翼展在1米到5米左右。
无论是微型还是轻型的无人驾驶航空器，它们都具有一些共同的特点。
首先是无人驾驶，即无需人工操控，由自动化系统进行导航和控制。
其次是航空器，即具备飞行能力和航空器的基本要素，如机翼、动力系统和导航系统等。
此外，无人驾驶航空器还具备一定的智能化功能，能够通过传感器获取环境信息，并根据其进行决策和执行任务。
在无人驾驶航空器的发展中，微型和轻型无人驾驶航空器扮演着重要的角色。
微型无人驾驶航空器适用于狭小的环境和室内任务，而轻型无人驾驶航空器则适用于较大的室外空间和更长时间的任务。
两者的划分标准主要是基于尺寸和重量的不同，但也会受到任务需求和技术发展的影响。
总结起来，微型和轻型民用无人驾驶航空器是根据其尺寸和用途的不同进行划分的。
微型飞行器
图1：微型飞行器图2：微型直升机命题教师：1.出题用小四号、宋体输入打印， 纸张大小为8K.考 生：1.不得用红色笔，铅笔答题，不得在试题纸外的其他纸张上答题，否则试卷无效。
2.参加同卷考试的学生必须在“备注”栏中填写“同卷”字样。
3.考试作弊者，给予留校察看处分；叫他人代考或代他人考试者，双方均给予开除学籍处理。
并取消授予学士学位资格，该科成绩以零分记。
监测化学、核或生物武器，侦察建筑物内部情况。
可适用于城市、丛林等多种战争环境。
因为其便于携带，操作简单，安全性好的优点，可以在部队中大量装备。
在非军事领域，配置有相应传感器的微型飞行器可以用来搜寻灾难幸存者、有毒气体或化学物质源，消灭农作物害虫等。
1.4主要特点微型飞行器不同于传统概念上的飞机，它是MEMS （微机电系统）集成技术的产物。
微型飞行器的姿态控制系统中的微型地平仪、微型高度计，导航系统中的微型磁场传感器和微型加速度计、微陀螺仪等，飞行控制系统中的微型空速计、微型舵机等，在微型飞行器上应用的微型摄像机、微型通讯系统等，都需要MEMS 技术的支持，以减少体积和重量，改善飞行器的性能。
微型飞行器的动力——微型发动机也需利用MEMS 技术制造，所以说，微型飞行器除机身和机翼外，都需依靠MEMS 技术，甚至机翼也可以用MEMS 技术制造灵巧蒙皮，以控制飞行器的飞行姿态。
2 研究现状从已有的研究情况看，大致可将微型飞行器分为两类：一类是以DARPA 定义为基础相应研制的15厘米左右的微型飞行器；另一类是尺寸更加微小的只有几个厘米或毫米大小的微型飞行器或微型飞行机器人。
根据发展情况，微型飞机主要有三大类别，分别是固定翼微型飞行器，微小扑翼机和微型直升机，以下列举几种：（1） Aero Vironment 公司的“Black Widow ”该微型飞行器采用固定翼飞行模式，外形类似于盘装飞碟。
最大直径15厘米，由微电机驱动前置螺旋桨产生拉力，采用锂电池提供能源，微型飞控系统由计算机、无线接收器和三个微电机驱动的执行器组成。
飞行器比较：无人机与直升机
飞行器比较：无人机与直升机随着科技的飞速发展，飞行器的种类也越来越多，其中最为常见的两种类型无疑是无人机和直升机。
它们在各自的领域有着不同的优点和缺点，无论是商业还是军事，均有着广泛的应用。
本文将从设计结构、适用场景、性能参数等方面对这两种飞行器进行比较，以期让读者更好地了解它们的异同。
一、设计结构无人机和直升机的设计结构在很多方面都有所不同。
首先是机身形态。
无人机一般采用固定翼设计，机身尺寸较小，充分考虑了空气动力学的原理。
无人机一般采用多旋翼配置，由可调的螺旋桨提供升力和推力，并且可以进行稳定性控制。
与之相比，直升机充分利用旋转翼提供升力和推力，并且可以进行旋转运动。
在机身结构上，无人机通常采用轻质材料，如碳纤维、铝合金等，可以提高耐用性和稳定性。
而直升机则需要更加重型的材料，如钢铁、铝合金等，以承受更大的机身负荷。
二、适用场景无人机和直升机在适用场景上也有所不同。
无人机以其高度的灵活性和可任意取向的优点，在对抗恐怖主义、侦察监测、消防救援、环境监测、灾害救援等众多方面具有重要的作用。
无人机可以很好地在狭小的空间内自由飞行，并且提供更加广泛的视野，可以进行三维地图制作、安全监控和信息采集。
而直升机则适用于需要密集人员救援、索救、海岸监测等领域。
直升机可悬停、起降方便，充分利用了其高度和灵活性的优势。
三、性能参数无人机和直升机的性能参数也有所不同。
首先是控制距离。
无人机往往可以在控制距离达到几千米，同时它还能够在无人操控的状态下飞行和进行任何动作，如拍照、夜间航行等，因此它是一种非常有利的空中侦察工具。
而直升机由于旋转翼的原因，其飞行距离相对较短，控制速度相对较慢。
但是，直升机的污染水平更低，操作简单，适应范围更广。
四、安全性在安全性方面，无人机和直升机均有一定的风险。
无人机虽然可以进行远程飞行，但是它们也具有威胁安全的潜在危险，如无人机的散落或者自己掉飞、损坏后导致飞行器降落或坠毁。
直升机则需要更高的维修和安全保障成本，同时在空中维护也难度较高。
小型载人飞行器的设计与制造
小型载人飞行器的设计与制造随着科技的不断发展，人类对于飞行器的需求也越来越高。
在过去，飞行器一般只被用于军事领域，而现在，人们对于民用飞行器的需求也越来越强烈。
随着科技的进步，小型载人飞行器的设计与制造也逐渐成为了一个热门的话题。
小型载人飞行器，也被称为个人飞行器。
它是一种小型的、轻量级的飞行器，通常只能够搭载一到两个人。
其主要功能是用于个人娱乐或者通勤。
这种飞行器的优点在于可以避开交通拥堵，缩短通勤时间；同时，也可以让人们在空中尽情欣赏美景。
小型载人飞行器应该具备哪些特点呢？首先，它应该具备轻量级的特性。
这是因为轻量级的飞行器可以更加省油，同时也更加便于操作。
其次，小型载人飞行器应该具备较强的安全性能。
这是因为在飞行过程中，飞行器的安全性显得尤为重要。
最后，小型载人飞行器应该具备良好的飞行性能。
这是因为良好的飞行性能可以确保飞行器在空中的稳定性，从而确保飞行的安全性。
那么，小型载人飞行器的设计与制造需要考虑哪些因素呢？首先，设计师需要为飞行器选择合适的材料。
材料的选择应该具备轻量化、高强度、防腐蚀等特点，从而可以提高飞行器的性能。
其次，设计师需要通过计算分析，来确保飞行器的结构设计符合飞行器的实际需求。
最后，制造工艺也是设计师需要考虑的一个重要因素。
制造工艺应该简单易用，从而可以降低制造成本，提高飞行器的性能。
小型载人飞行器的制造过程可以分为三个步骤。
首先，设计师需要完成飞行器的设计工作。
这包括结构设计、样机制作、计算分析等。
其次，设计师需要将设计好的蓝图交给制造工厂进行制造。
在制造过程中，制造工厂需要采用合适的材料，运用适当的技术和方法，来确保飞行器的质量。
最后，在飞行器制造完成后，设计师还需要对飞行器进行测试。
测试过程中，可以评估飞行器的安全性、稳定性、飞行性能等，从而对飞行器进行修正和改进。
小型载人飞行器的制造是一项极富挑战性的任务。
在这项任务中，设计师需要充分考虑飞行器的实际需求，选用合适的材料、采用适当的技术和方法，从而确保飞行器的性能和质量。
小型无人直升机的系统设计(中英文翻译)
SYSTEM DESIGNING FOR A SMALL-SCALEAUTONOMOUS HELICOPTERThis paper presents the design of a relative low-cost and more compatible autonomous helicopter system using HIROBO 50 scale as an experimental platform. Because of the limit of helicopter payload, we choose the MP2128 Autopilot and a number of sensors to build the system and the weight of instrumentation is about 500 g, much less than the payload capability of model helicopter. Thus it is feasible to design the binocular stereo-camera system to achieve full autonomous flight and the whole weight (include power)of instrumentation is about 1500 g. After getting the model of the helicopter using the subspace model identification (SMI) algorithms, we present the structure of fuzzy PID controller. Keywords: Helicopter; MP2128; MOESP; Fuzzy PID controller.1. IntroductionOver the past decade, small-scale helicopters are increasingly popular platforms for unmanned aerial vehicles (UA Vs). As helicopters have unique flight capability (for example: Low-speed flight, hovering flight, taking off and landing vertically and their agility, etc), it can offer a useful platform for a number of special flight missions such as surveillance, rescue, security monitoring, photography, etc. There are many autonomous helicopters which have been developed for aerial applications differently [Amidi et al., 1998;Conway, 1995]. Roberts et al. presented a small autonomous helicopter which requires noground-to-helicopter communications unless in the event of an emergency [Roberts et al.,2001]. Normally, the onboard instrumentations are designed differently for different missions in a way.In this paper, we presents a relative low-cost and more compatible autonomous helicopter system using HIROBO 50 scale radio-controlled helicopter equipped with a number of more compatible onboard instrumentations. The initial aim of this project is to develop an unmanned helicopter system which can fly autonomously. The further goal of this research is to achieve soft-landing on a moving target autonomously.In order to fulfill the flight mission, Instrumentations onboard of the helicopter are necessary to measure the flying data of helicopter and control its velocity, position and attitude, as well as to communicate with the ground control software system. But the payload of HIROBO 50 scale radio-controlled helicopter is about 2 kg. This makes the system designing onboard more significant.This paper is organized as follows: In Sec. 2, we introduce the model helicopter and MP2128-UA V. In Sec. 3, we present the configuration of sensors. In Sec. 4, the structure of control system of the unmanned helicopter is introduced. In Sec. 5, we describe the communication strategy of system. Finally, in Sec 6, we calculate the whole payload of instrumentation and draw some conclusion.2. Configuration of the SystemYamaha R50 model helicopter is the perfect choice for many research groups because of its adequate payload (about 20 kg) and reliable operation. But it is rather more expensive for our research group. The helicopter we chosen is a relative low-cost, radio-controlled helicopter— HIROBO 50 scale helicopter as flight platform which equipped with autopilot component— MicroPilot Autopilot MP2128-UA V and a number of sensors.2.1. The helicopterHIROBO 50 scale model helicopter, shown in Fig. 1, was chosen as an experimental platform [Chen et al., 2006]. This model helicopter is a commercially available small-size helicopter. As with other small-size helicopter, HIROBO 50 has two blades of the main rotor which generate the needed to lift the helicopter. Because of the small size and relative fast rotor speed, it is fitted with a control rotor to add damping in order to lower the dynamics of the system. The control rotor also reduces the power needed by the actuators to control the helicopter [HIROBO Limned, 2003]. Its parameter is as follows: Helicopter type: HIROBO Shuttle SCEADUE volution 50, rotor diameter: 1350mm, gross weight: 3.23 kg, gear ratio: 8.7:1:4.71Engine type: OS 50 class engine Payload: about 2 kg.Fig. 1. HIROBO 50 scale model helicopter.2.2.ServosNormally, there are five servos which act as inputs to pilot the model helicopter in the small-scale autonomous helicopter:• Elevator (longitudinal cyclic pitch)• Aileron (lateral cyclic pitch)•Collective (main rotor blade pitch)• Rudder (tail rotor blade pitch)• Engine throttle.Accordingly, the outputs which fulfil to control the helicopter’s behavior are pitch control, roll control, up/down control, yaw control and engine revolutions per minute control. In HIROBO 50 scale helicopter, the throttle servo and collective servo are mixed and there are four inputs actually. The servos receive signals from Micro Pilot Autopilot which is mounted in the model helicopter when it flies autonomously, or from R/C when manually.2.3. MP-2128 UAV-FBThe autopilot system, shown in Fig. 2, is produced by MicroPilot Corporation. It is consisted of MP-2128g [MicroPilot Corporation, 2006], ultrasonic sensor, wireless video camera system, and 2.4 GHz standard range data-link. The MP-2128g is the main component of all. It is designed for fully autonomous operation and can provide flight speed, flight altitude, and GPS navigation. There are PIC(pilot in command mode) and CIC (computer in command mode) which can be switched by Channel 5. There are 12 feedback loops that can be selected by control system to fly UA V. All feedback loops gains of PID and flight parameters are adjustable in flight. Significantly, the MP 2128g core is only 28g and this is the sound reason for us to choose it.There are two methods that can be used to adjust settings of the fields on MisroPilot Autopilot: The HORIZONmp ground control software [MicroPilot Corporation, 2006] and HyperTerminal included with all version of Windows via the standard RS232 serial link. When equipped with the HORIZONmp ground control software running in portable computer shown in Fig.3, the autopilot system provides flight mission creation, flight parameter adjustment, flight monitoring as well as an extensive internal data logging that can be used to analyze flights.Fig. 2. MicroPilot autopilot system.Fig. 3 The HORIZONmp running in portable computer.3.Configuration of Sensors3.1. MP2128g boardIn order to measure the helicopter’s attitude,position and velocity, certain sensors are needed. GPS, gyros, airspeed pressure transducer and altitude pressure transducer are intergraded on the MP2128g board as shown in Fig. 4 [MicroPilot Corporation, 2006].The Gyro provides roll rate and yaw rate of the helicopter. MP 2128 board includes an integrated GPS receiver using the Trimble TSIP protocol. The GPS provides position, velocities of the helicopter.Since the altitude pressure transducer cannot detect the relative height, an AGL sensor is required for autonomous runway takeoff and landing. The AGL is an ultrasonic altimeter that provides altitude information up to 16 feet above the ground. The AGL board is connected to the P2 connector on MicroPilot Autopilot.For helicopter has the capability of hover, Compass is needed to provide the azimuth position. The compass module is a three-dimensional compass that can compensate for pitch and roll. Use the compass module in applications where GPS headings are inaccurate or unreliable, such as [MicroPilot Corporation, 2006].• In a hovering aircraft which cannot use the GPS for direction when hovering• In slow moving aircraft, like a blimp, in which GPS headings are unreliable• For dead reckoning if the GPS is lost• When operating the autopilot in strong winds.The electronic compass has a double sided connector which connects to the expansion connector(P3) on the autopilot board with an expansion cable.Fig. 4 MP2128g board.3.2. Vision systemThe helicopter will be equipped with binocular stereo-camera system later based on PC 104 and PC 104-Plus cards shown in Fig. 5 and consists of:• a PC104-Plus Profive-CPU-P5 motherboard with an Intel Pentium M1.6G processor • a PC104-Plus Profive Ethernet board• a PC104-Plus Profive VGA card• a Tri-M PC-104 power supply• a set of radio transmitter/receiver communicates with MP2128 UA V• Binary-cameras to orient the moving target.The vision processing software runs under the on-board real-time operating system, RT-Linux, and uses a custom streaming video driver for the frame-grabber. The flow chart ofstereo-image processing was shown in Fig. 6.The vision system provides the surface information of the landing position. Furthermore, it can identify the moving target and track it. The vision system was described in [Zhu et al., 2006] in detail.Fig. 5 The stereo vision based on PC 104-plus.Fig. 6 Flow chart of stereo-image processing.3.3. Force sensorsSince the attitude of moving target is uncertain, the force sensors are needed for helicopter soft-landing. Here, we want to choose the conductive rubber as force sensor. When the conductive rubber is pressured, its resistance will change. The relation between conductive rubber resistance and pressure is shown in Fig. 7 [Jin et al.,1997]. According to the circuit like Fig. 8 [Tian et al., 2004], we can get the relation between pressure and output voltage as Eq. (1):u = f(Rp) = g(P). (1)The A/DC board mounted on the helicopter then sample the signal and transmit it to force value. There are four conductive rubber force sensors which be mounted on the modelhelicopter(shown in Fig. 9)Fig. 7 The relation between conductive rubber resistance and pressure.Fig. 8 Measurement of the conductive rubber resistance.Fig. 9 The landing gear set with force sensorsIn Fig. 9, the landing gear supplied with model helicopter is made of aluminium tube.It can be certain of relative relation between the attitude of the model helicopter and the landing area according to the four force sensors for the landing area is not always the same level of horizontal surface as in Table 1.Table 1. The situation of force sensorsIn Table 1, “1” means this force sensor has an output value, and “0” has no output value. The control strategy in these nine situations are different each other. We can change some of the four inputs to adjust the attitude and velocities of helicopter in order to achieve soft-landing properly. For example, in situation 1, the model helicopter’s attitude is pitching backward and rolling left side, so inputs of lateral control and pitch control must adjust tomaintain the helicopter’s behavior.4. Control SystemBecause most multivariable control methods are model-based, and the dynamic model for a particular small-scale helicopter which is simple enough to be practical for controller, is not readily available, the identification of the small-scale helicopter‘s dynamic model is a necessary part of any model-based control design.4.1. Small-scale helicopter identification using MOESPAs it is described in [Hashimoto et al., 2000],a problem of importance for the flight control of autonomous helicopter is its inherent qualities: The dynamics of the helicopter are essentially unstable, there are nonlinear variations in dynamics with air speed. Moreover, the helicopter has six degrees of freedom in its motions which is multi-input multi-output system and its flight modes are cross-coupled. Usually, the helicopter can be modeled as a linear system around trim points and there are several examples of the application of system identification techniques to the modeling of small-scale helicopter [Tischler et al., 1996; Morris et al., 1994].Subspace Model identification (SMI) algorithms are a group of methods that identify a MIMO state-space system using numerically robust computation tools such as QR factorization and SVD (singular value decomposition).Subspace methods rely on the ideas of stochastic realization and have been developed by many researchers [Chiuso, 2001; Akaike, 1974;Van Overschee, 1996]. In contrast to the classical approaches of maximum likelihood or PEM methods, the subspace method avoids the use of canonical forms. The MOESP (multivariable output error state space) identification method has already been applied to some modeling the identification of a test satellite [Adachi, 1999] and BO 105 helicopter [Verhaegen, 1995].We had applied the MOESP method in the model identification simulation of a small-scale helicopter dynamics using MATLAB to find a model of the helicopter in hover using the collective pitch and rudder inputs as Eq. (2):In order to test this algorithm’s validity, we use the sequence consisting of the Gaussian, white noise signal with 4000 data points as the inputs of the system model obtained by MOESP and PEM. We compare the outputs error using this method with that of the PEM in Eq. (3) and find that the result of using MOESP method is more accurate than that of the PEM method. Moreover, it does not need any priori information about the identifying model:er11 = 1.5062e −022, er21 = 1.7125e −023, er31 = 9.4457e −018;er12 = 153.1331, er22 = 2.4398e + 004, er32 = 3.9928e + 007.Here, the Index k is the length of data points,y i1 y'i1(i = 1, 2, 3) are the outputs error of the real system to the result of using MOESP and,Y i2−y'i2(i = 1, 2, 3) are the outputs error of the real system to the result of using PEM..4.2. Fuzzy PID controllerThere are many different types of controller for an unmanned helicopter [Kadmiry et al., 2001;Jensen et al., 2005; Shim et al., 1998; Phillips et al., 1996]. To control the helicopterdifferent advanced control methods could be used which have their own advantages and disadvantages and the most significant for this project will be discussed and a conclusion will be made. The robust controller [Clausen et al., 2001] is considered a good controller if there are uncertainties on the parameters and disturbances in a MIMO system to be dealt with apart from the complexity computation of matrix. Optimal control is mostly used to optimize a given controller, often MIMO, to give the control profile a power optimal, time optimal, jerk optimal, or a combined optimal profile, and can be extended to a robust optimal controller [Jensen et al., 2005].A classical fuzzy logic controller is a knowledge-based system and is easy to construct because it has no need of a model of the system. Often it is used in control of nonlinear systems and systems where the parameters are hard to determine. But they are hard to tune, and the accuracy of outputs usually cannot be guaranteed if the number of rules are small. On the other hand, the number of rules increases exponentially with the number of inputs and it makes this classic fuzzy logic controller becoming impractical.Neural network controller has its primary advantage with highly nonlinear systems. It can “learn” a system’s transfer function from training data and function. It is not to be suitable for unmanned helicopter control, since it has no explicit expression for the inputs and outputs and the necessary parameters for training will not be at hand.Fig. 10 Vertical climb manoeuvrers using (A) nonlinear,(B) fuzzy and (C) robust control for the (1) nominalmodel and for uncertainties in (2) system weight.Fig. 11 The block diagram of Fuzzy PID controller for small-scale unmanned helicopter.Shim and Koo et al. had test that the performance of the controllers designed by using linear robust multi-variable control, fuzzy logic control with evolutionary tuning, and nonlinear tracking control in regard to disturbance rejection, uncertainties in system parameter and tracking accuracy [Shim et al., 1998], and obtained the conclusion shown in Fig. 10 that the robust and fuzzy controllers are capable of handling uncertainties and disturbances and the nonlinear control covers a substantially wider range of flight envelopes, but requires accurate knowledge about the system for vertical climb. Taking into account of the capability of payload of the unmanned helicopter and the complexity of computation, we develop our control system using Fuzzy PID controller shown in Fig. 11. According to the paper [Phillips et al.,1996], the fuzzy logic controller is composed of four sections: the longitudinal cyclic control, later cyclic control, rudder control, and collective control. In order to decrease the steady state errors between the real outputs and the desired outputs, we design the PID controller after fuzzy logic controller. This control system takes advantage of the merits of these two controllers.5. CommunicationThe communication system is shown in Fig. 12[MicroPilot Corporation, 2006]. The pilot can control the helicopter by RC transmitter/receiver manually and can also switch it to fly autonomously by pushing a select channel. The portable computer running the HORIZONmp on the ground communicate with the MP2128-UA V, which mounted on the helicopter by RF model which frequency is 2.4GHz, data rate is 9600 bps. The outdoor/RFline-of-sight rang of radio model is up to 16 km,indoor/urban range is up to 180m and receiver sensitivity at 9600bps is −105 dBm.Fig. 12 Communication system of small-scale autonomous helicopter.There is aCOM connector which can be used to copy flight data of the helicopter such as position, velocities,attitude, altitude and landing force from MP2128-UA V to portable computer for analyzing and resolving problems.6. ConclusionDue to our desire to design a small-scale helicopter which can achieve soft-landing on a moving target, we present the configuration of the unmanned helicopter system which has a large number of sensors located on it in order to measure the attitude, velocity and position of the helicopter and other certain information.For the small-scale autonomous helicopter has limited payload, we choose the MP2128-UA V,HORIZONmp ground control software and some sensors to design autopilot system. The whole weight (include power) of instrumentation is about 1500 g (the whole weight of MP2128-UA V, compass, AGL, and force sensors is within 500 g, stereo vision system based on PC 104-plus is about 1000 g), less than the payload capability of HIROBO 50 scale model helicopter. Now,we are using the XTENDER Software Development Kit [MicroPilot Corporation, 2006] to develop our own flight mission to run with MicroPilot autopilot code and ground control software.小型无人直升机的系统设计本文介绍了设计一个相对低成本和一个更兼容的无人直升机系统，该系统以HIROBO50作为实验平台。
小型和微型无人机的气动特点和设计_朱自强
第27卷 第3期航 空 学 报Vo l .27No .3 2006年 5月ACT A A ERON A U T ICA ET A ST RO N A U T ICA SIN ICA M ay 2006收稿日期:0000-00-00;修订日期:2006-02-16基金项目:国家自然科学基金(10472013)和航空科学基金(04A51044)资助项目 文章编号:1000-6893(2006)03-0353-12小型和微型无人机的气动特点和设计朱自强,王晓璐,吴宗成,陈泽民(北京航空航空大学流体力学教育部重点实验室,北京 100083)Aerodynamic Characteristics of Small /Micro Unmanned Aerial Vehicles and Their Shape DesignZH U Zi -qiang ,WANG Xiao -lu ,WU Zong -cheng ,CH EN Ze -min(M inistry o f Educatio n K ey Labo ra to ry of F luid M echanics ,Beijing U niver sity o f Ae ronauticsand A stro nautics ,Beijing 100083,China )摘 要:讨论了当前包括固定翼、扑翼和微型旋翼的小型无人驾驶飞行器(SU A V )和微型无人驾驶飞行器(M A V )的进展和未来发展可能涉及的技术问题。
讨论了低雷诺数空气动力特性,包括分离气泡和展弦比的影响。
介绍了用于拍动翼的非定常空气动力特性和高升力机理。
讨论了目前存在的2种设计方法———多学科/多目标优化设计和探索式/进化式的设计方法,以及在设计中柔性翼和主动智能控制的重要性。
关键词:小型/微型无人驾驶飞行器;空气动力学;外形设计中图分类号:V 211.3 文献标识码:AA bstract :T he current development o f small /micro unmanned aerial vehicles r epresented by the platfo rms o f fixed wing ,flapping wing and ro to r w ing ,etc ,is discussed.T he re lated techniques for their fur the r dev elo p -ment are mentio ned too.T he aero dy namic characteristics of lo w Rey no lds numbe r ,the influence o f separa tion bubble and aspect ra tio a re discussed.T he unsteady ae rodynamics and the unsteady high -lift mechanism s ap -plied in flapping w ing s are int roduced.T w o available de sig n me tho ds ,multidisciplinary /multiobjectiv e o ptimi -zatio n me thod and heuristic /evo lutio na ry method ,and the impor tance in design of f lexible wing and active in -telligent contro l ar e discussed.Key words :small /micro unmanned aerial vehicle ;aero dy namics ;shape desig n 目前20多个国家正在研制和生产100多种型号的军用和民用无人机(UAV ),类似于第一次世界大战后有人驾驶飞机的发展情况。
世界最受欢迎的轻型直升机：罗宾逊R22II
世界最受欢迎的轻型直升机：罗宾逊R22II编者按：这款直升机应该是最轻型的直升机之一。
是不是最受欢迎的，还需要商榷。
罗宾逊直升机一直以其高性能、优良的可靠性及性价比闻名于世。
罗宾逊直升机公司旗下主要以设计生产R22和R44直升机为主。
优越的性能和安全性，以及实惠的价格让单发双座R22在近二十年的时间里一度成为世界上最受欢迎的轻型直升机。
至今已超过3600台R22直升机交付于世界各地的60多个国家。
美国罗宾逊直升机公司所研制的R22保持了在相同重量等级内的包括速度、高度和距离的每一项性能记录。
并且最新型的罗宾逊R22贝塔II仍然拥有在飞机行业内最实惠的价格和最低的操作成本。
值得信赖的发动机莱康明O-360发动机将R22的起飞所需功率降低至131马力同时也将其巡航功率降低至124马力，这样的设计使得它的发动机寿命更长也提高了其安全性。
降落地点安装位置较高的尾桨及凸出的排气管都为直升机在机场外降落提供了更高的安全系数。
简便的地面操作由于直升机自重较轻，一个人就可以手动进行地面操作。
同事装有便利的拖车适配器可适用于罗宾逊电动拖车。
低噪音消音装置以及较低的尾桨桨尖速度使R22直升机被称为安静的直升机。
隔音泡沫材料的采用则可以使机舱内部达到低噪音的效果。
声音启动舱内通讯系统在带舱门飞行时，高质量的声音启动舱内通讯系统免除了使用舱内通讯开关的需要。
在不带舱门进行飞行操作时，可以使座舱内陆板和手动舱内通讯开关。
覆盖全球范围的售后服务维护检查除了更换滑油，在100小时定检间隔期之间不需要其他的定期检查。
大修周期经长年的测试和证实，R22直升机的发动机和机身的大修周期为2200小时或12年，所有时控件寿命至少为2200小时。
旋翼桨叶两片桨叶的设计使得R22只需要相当于安置多片旋翼直升机所使用的机库的三分之一大小的空间。
可视度由于座舱前部基本上是由两块弯曲的挡风玻璃构成，多以视野宽广。
同事较大的舷窗升级为座椅两侧也提供了很好的可视度。
新型微型飞行器的设计与研发
新型微型飞行器的设计与研发随着科技的不断进步，新型微型飞行器越来越受到人们的关注和重视。
它不仅可以用于民用领域，如侦察、拍摄、搜救等，还可以应用于军事领域，如间谍活动、无人侦察等，因此，逐步研发设计出一款高效稳定的微型飞行器显得尤为重要。
本文将从机身设计、航空动力、控制系统等方面探讨新型微型飞行器的设计与研发。
一、机身设计微型飞行器的机身设计十分关键，它需要具有良好的稳定性、抗风能力和高强度。
目前，较为流行的机身形式有气球、飞翼、圆管、对称型等，而飞翼式机身则被广泛用于微型飞行器中，因为它不仅减小了前后机身的阻力，提高了飞行效率，还可以减轻机身的重量和空气阻力。
因此，在机身设计中，需要考虑到机身的尺寸、形状和材质等因素，以达到更好的飞行效果。
二、航空动力航空动力是微型飞行器研发中的又一个重要环节。
目前主要采用的动力源有电力、化学能和太阳能等。
其中，电动飞行器是最为常见和普遍的一种类型，它不仅安全性高，而且使用方便，有利于实现精密控制。
化学能飞行器则多用于长距离飞行，但它的安全性不如电动飞行器。
太阳能飞行器则需要通过光能来提供能量，但其受到天气、夜晚等因素的影响比较大。
因此，在实际研发中，需要采取合适的动力源来满足微型飞行器的需求。
三、控制系统控制系统是微型飞行器的一个核心部分，它可以帮助飞行器进行平稳的飞行和精密控制。
目前，微型飞行器的控制系统主要分为手动控制和自动控制两种。
手动控制需要人工操作，适用于一些简单的任务，但其受人为因素的影响比较大。
自动控制则可以更精准地控制飞行器，但需要加入更多的硬件设备和模块。
因此，在实际应用中需要根据具体情况选择不同的控制方式。
四、智能化微型飞行器的未来发展趋势是智能化。
未来，微型飞行器将会搭载各种智能模块，如人工智能、计算机视觉等技术，可以自主飞行，自动执行任务。
智能化可以帮助微型飞行器更加精准的完成任务，可以应用于更广泛的领域。
但智能化需要大量的技术和研发工作，需要更加注重相关技术的研究和开发。
超乎想象家庭M-22旋翼飞机
还 是 非常安全 的。
乍一 看 ， 旋 翼 机 和 直 升 机 简直 一 模 ～ 样 ： 它们 头顶 都 有一 副 大 直 径
的旋 翼 ， 在 飞 行 中依 靠旋 翼 的旋 转 产 生 升 力 。 旋 翼 机 实 际 上 是 一 种 介 于
直 升机和 飞 机 之 间的飞 行器 ， 它除去旋翼外 ， 还 带有一 副螺旋桨 以提供
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爱车人 的咖啡机
来 自B r u n o p a s s o 公 司 的 P D一 1 系 列 就 是 我 们 的 重 点 推 荐 产 品 。 来 自 日本 的设 计 上 Ta d a h i t o I s h i b a s h i 为 B r u n o pa s s o 精心 设 计 了这 款 机 器 ， 其 灵 感 则 是 来 源 于 那 些 经 典 的跑 车造 型 。 更 直 观 的 说 ， PD一 1 仿 佛 就 是 ～ 款跑 车 的仪 表 板 ， 各 类 显 示 窗和 按 钮 清晰 的排 列 在 面 板 处 ， 人 们 只 需 要 简单 的操作 ， 便 可 得 到一 杯 香浓 的 热 咖啡 。 新机器 可 同 时提供红 、 棕 、 银 三 色 ， 售价 在$8 5 0 。 怎 么 样 ， 相 当美观 DE ? ■
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M21型无人驾驶飞机
M21型无人驾驶飞机
佚名
【期刊名称】《《军民两用技术与产品》》
【年(卷),期】2003(000)001
【总页数】1页(P12)
【正文语种】中文
【中图分类】V279
【相关文献】
1.M21型无人驾驶飞机 [J],
2.小胶质细胞M1型/M2型与创伤后癫痫的关系研究进展 [J], 黄璐雯
3.M1型和M2型巨噬细胞及相关组织因子在结核性胸膜炎患者治疗前后的变化及意义 [J], 朱锦琪;陈剑波;杨红忠;高欣
4.CMM2-21型液压锚杆钻车应用与实践 [J], 王瑜;李海江;王冰
5.重组Klotho蛋白对骨髓来源M1型巨噬细胞向M2型巨噬细胞转变的影响 [J], 陈明;许志华;曾晓聪
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342第二十届（2004）全国直升机年会论文M22小型无人直升机的设计特点陈 铭 胡继忠（北京航空航天大学 航空科学与工程学院）摘要：本文论述了共轴式直升机M22总体设计中的几个问题，包括总体参数选择、气动布局、双旋翼之间的气动干扰问题。
经过试验和改进,使该机的气动性能、稳定性和操纵性达到要求。
关键词：共轴式直升机；总体设计；试验；总体参数一、直升机型式和总体参数选择随着我国国民经济的发展，越来越多的部门需要一种载荷在10～20公斤，可垂直起降，成本低，可在空中悬停及进行中低速飞行的飞行平台。
这种飞行平台的主要用途有：空中摄影；空中巡查输电线路；对地测绘；对地监视；实时图像传输等。
另外，这种飞行平台也应具有体积小，便于运输，便于使用维护的特点。
M22直升机的设计考虑了上述需要。
对该机要求有：垂直上升和中速飞行性能好，动升限在2000～3000米；最大飞行速度120公里/小时，直升机重量轻、尺寸小、可用一辆轻型车运输。
根据这些要求，在直升机型式选择上，采用了共轴式双旋翼方案。
这种型式直升机的特点是：悬停和中速飞行效率高；结构紧凑、尺寸小；由于没有尾桨，不存在来自尾桨的故障。
1.1桨盘载荷选取在总体参数选择中，首先要考虑的是桨盘载荷的问题。
考虑该直升机主要作业在悬停和经济巡航速度范围内，因此，桨盘载荷对这一速度范围的需用功率影响较大[1]，减小桨盘载荷可以大大减小旋翼需用功率，提高直升机的气动效率。
对于共轴双旋翼直升机，由于存在上下旋翼的气动干扰，上下旋翼的诱导速度均大于单旋翼情况，而诱导干扰大小与桨盘载荷有关，因此，减小桨盘载荷对于共轴双旋翼直升机图1 2000年M22参加珠海国际343更具有重要意义。
与单旋翼带尾桨直升机不同的是，单旋翼直升机增加旋翼直径导致直升机尾梁长度增加，对于机身的尺寸和重量影响较大。
共轴双旋翼直升机的机身可以在旋翼桨盘的投影面积之内，增加旋翼直径可不影响机身的几何尺寸。
因此，共轴式直升机的尺寸和重量与旋翼直径的关系相对较弱。
对于小型直升机，桨盘载荷的取值范围与大直升机有较大的不同，如表1所示， 本文认为其主要原因是小型直升机由于总重较轻，旋翼直径在一定范围内的变化对于全机重量影响不大。
表1为500公斤以下的无人直升机桨盘载荷统计。
表1单旋翼直升机 共轴式直升机 型号 Camcopter Vigilante 496 Yamaha R-50 Yamaha RMAX CL-227CL-327Ka-37 Ka-137桨盘载荷(㎏/㎡) 9.21 12.7 9.05 11.5 18.4 13.96.9 6.34由表1统计得出，在总重小于500公斤的无人直升机中，其桨盘载荷的最大值为13.7。
均小于一般直升机桨盘载荷的下限15㎏/㎡[1]。
由表1还可看出，常规布局的共轴式直升机Ka-37和Ka-137的桨盘载荷均比单旋翼直升机要小。
通过飞行性能计算和重量估算，M22小型无人直升机的桨盘载荷确定为7.95㎏/㎡。
1.2桨尖速度选取对于装有活塞式发动机的直升机，桨尖速度的取值范围是160m/s ～190m/s [1]。
根据统计，小型直升机的桨尖速度一般取直升机桨尖速度的下限值即160m/s 左右。
桨尖速度的下限主要是考虑自转下滑时保留足够的动能，同时考虑在大速度下的前进比不致过大，以免出现气流分离和激波[1]。
对于小型直升机，由于旋翼直径较小（3m 左右），即使桨尖速度取的较小，旋翼转速仍大大高于中型和大型直升机。
例如，直九直升机的桨尖速度为218m/s ，旋翼转速为349RPM ，如果取小型直升机的直径为3m ，桨尖速度取为140m/s ，其旋翼转速为图2 加装机械稳定装置的M22891RPM。
可见，桨尖速度远小于直九直升机，而旋翼转速却远大于直九。
因此，对于小型直升机基本不存在由于桨尖速度小导致旋翼动能储备问题。
由于小型直升机一般飞行速度较低，不超过150㎏/h，飞行速度对于桨尖速度的要求也相对较小。
对于中型和大型直升机，为了减小传动系统主减的重量，应尽量提高桨尖速度，以减小传动比，减小齿轮的直径。
但对于小型直升机，由于旋翼转速相对较高，传动比已相对较小，因此，提高桨尖速度对于减速器重量减小的意义不大。
而由于转速提高带来的离心力增大使旋翼及操纵系统的旋转部件尺寸有所增加，因为离心力与转速的平方成正比。
综合上述考虑M22小型无人直升机的桨尖速度定为140m/s。
1.3直升机总重及发动机选取M22小型直升机的有效载荷定位在10公斤，燃油6公斤，即保证带10公斤载荷可飞行1小时以上。
对采用活塞式发动机的直升机，一般重量效率在0.3[1]。
根据经验将直升机总重定在50公斤。
M22直升机选用2台日产小松发动机，该发动机为活塞式发动机，输出功率6.5马力，该发动机一般用于大型固定翼航空模型和飞艇。
这样，采用2台发动机后的最大输出功率为13马力。
采用2台发动机是考虑了当一台发动机出现故障后，另一台发动机可维持直升机安全降落，从而提高直升机的可靠性。
目前，可选购的用于小型直升机的专用发动机较少。
采用小松发动机还需要增设冷却系统和启动装置。
二、气动布局共轴式直升机的旋翼，既是升力面又是操纵面和推进器。
由于不需尾桨，这种直升机可以不用尾翼，直接由旋翼产生操纵力，使直升机进行升降、前后、左右运动，以及绕三个轴的转动。
M22小型直升机采用了轴对称机身，不设尾翼。
充分发挥了共轴式直升机的特点，同时，最大限度的减小了机身体积。
由于采用轴对称机身，机体重心均集中在旋翼轴位置，油箱也布置在机体重心处，机身的下部为载荷安装提供了较大的空间，无论是燃油重量和载荷的重量变化，均不影响机体在水平面的重心位置。
为载荷安装带来了方便。
通过飞行试验发现，由于不设尾翼，不存在由平尾提供的纵向稳定力矩，既按迎角的静稳定性、按速度的静稳定性及纵向阻尼力矩[2]。
也不存在由垂尾产生的航向静稳定力矩和航向阻尼力矩。
这给电动舵机增加了负荷。
但是，只要舵机力矩足够，仍可使直升机达到稳定的飞行姿态。
为增加M22直升机的稳定性，在上旋翼处设计了机械稳定杆机构，用以增加上旋翼344345的角速度阻尼，延迟上旋翼锥体对机体扰动的跟随时间。
对于直升机的操纵是通过下旋翼的周期变距实现。
这种方法在实际飞行中得到较好的效果。
上旋翼由于距离机体重心较远，由稳定杆提供的角速度阻尼较大，恢复力矩较大，稳定作用明显。
下旋翼通过周期变距对机体的操纵也可达到与单旋翼基本相同的操纵效果。
这样，纵向和横向的操纵性和稳定性均满足使用要求。
纵向和横向在不加陀螺的情况下，操纵手可通过遥控操纵稳定的飞行。
M22直升机的纵向和横向稳定性由上旋翼的稳定杆提供，可达到较好的稳定性。
但由于不设尾翼，没有航向静稳定力矩和航向阻尼力矩，而且，M22机身为轴对称形状，重心集中在旋翼轴处，机体绕垂直轴的转动惯量较小。
因此，航向的稳定必须由陀螺与伺服舵机构成的增稳系统来解决。
M22的航向控制采用半差动形式，即通过改变下旋翼的总距来改变下旋翼的扭矩，实现航向的稳定和操纵。
由飞行试验发现，采用速率陀螺与伺服舵机组成的航向增稳系统可以基本解决M22的航向稳定性问题，但由于航向的稳定是由伺服舵机的高速率的正反方向操纵来实现的，即通过不断的增加或减小下旋翼的总距来实现航向的稳定。
因此，航向舵机的负荷较大，单旋翼直升机的尾桨操纵舵机与倾斜器的操纵舵机相比负荷较小，而M22的航向操纵舵机的负荷要比操纵倾斜器的舵机大。
这也与以往北航研制的带尾翼的共轴式直升机不同，由此说明了尾翼在航向稳定方面的作用还是较明显的。
三、气动干扰问题共轴式直升机具有两组反向转动的旋翼，它们之间的气动干扰问题是单旋翼直升机所没有的。
上、下旋翼各自工作在不同的来流条件下。
流过上旋翼的气流被加速后打到下旋翼上，在下旋翼的入流中有了附加的垂直向下的分量，这相当于减小了下旋翼的有效迎角，从而减小了升力。
这势必导致上下旋翼的扭矩产生差异。
在飞行中，为了保持航向平衡，上、下旋翼的扭矩应当相等，显然，它们的桨叶安装角将是不同的。
因此，正确选取上下旋翼的桨叶安装角是研制工作必须解决的问题。
经过气动力计算和试验发现，在悬停情况下，当航向稳定时，一般下旋翼桨叶角比上旋翼约大1°。
但M22的航向稳定还与上下旋翼的总距、旋翼转速有关，当旋翼转速增加或减小时，航向均有变化。
这种现象表明，上下旋翼的气动干扰以及诱导速度是与多种因素有关。
图3 诱导干扰因子与旋翼间距的关系但只要舵机力矩和速度足够，是可以解决M22直升机的航向稳定问题的。
在双旋翼气动干扰中，不但上旋翼的诱导速度影响下旋翼，而且下旋翼的诱导速度也影响上旋翼。
这种影响总的结果用互相诱导系数æh来表示，见图3[3]。
从图中看出，等效单旋翼（直经相同、实度为上、下旋翼实度之和）的诱导系数为1，而共轴式旋翼的诱导系数æh<1，而且随上下旋翼距离（h）增加而减小，这意味着由旋翼相互诱导造成的损失减小。
诱导系数和旋翼的诱导功率有直接关系，诱导功率随诱导系数减小而减小。
这表明共轴式直升机的诱导功率小于等效单旋翼直升机的诱导功率。
在悬停飞行中，诱导功率占总功率消耗的主要部分。
可见，共轴直升机比等效单旋翼直升机悬停效率高。
即在功率相同的条件下，共轴式直升机比等效单旋翼直升机能提升更大的重量。
从理论上说，上下旋翼间距越大，共轴式旋翼效率越高。
但实际上，旋翼间的距离增大，会给传动系统、操纵系统的结构和重量带来问题。
因此，必须合理选择上下旋翼之间的距离，既满足结构和重量的设计要求，又尽量利用气动干扰的有利方面。
经反复计算和比较，M22直升机上下旋翼间的距离取为0.1D。
几何参数：米重量：346海平面最大爬升率 3 米/秒实用升限 3000 米最大续航时间 1.5 小时最大航程 90 公里五、结束语M22小型无人直升机经过多次试验，其机械系统稳定正常。
气动性能和重量达到设计要求。
经过加装机械稳定装置后使直升机的操稳特性明显改善，在没有姿态和角速度传感器和相应的飞控计算机下可以进行纵横向遥控操纵。
今后的目标是根据共轴式直升机的特点研制出一套适用于小型无人直升机的机械－电子组合增稳系统，再向更高一级的飞行控制发展。
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