共軸雙旋翼直升機(jī)懸停方向的控制

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1、自動(dòng)控制原理實(shí)驗(yàn)研究報(bào)告（2010-2011學(xué)年第一學(xué)期）共軸雙旋翼直升機(jī)懸停方向的控制姓名：張?chǎng)H鵬班號(hào)：02020802學(xué)號(hào)：2008300596摘要本文主要目的是設(shè)計(jì)共軸雙旋翼直升機(jī)懸停方向的控制系統(tǒng)。文中主要介紹了此控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方案，在時(shí)域和頻域中詳細(xì)地分析了系統(tǒng)的穩(wěn)定性、穩(wěn)態(tài)性能和動(dòng)態(tài)性能。并且，為達(dá)到設(shè)計(jì)指標(biāo)，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行了串聯(lián)校正，使系統(tǒng)能夠較好地達(dá)到了指標(biāo)要求。在控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)過(guò)程中，利用了Scilab和Matlab軟件進(jìn)行仿真分析，動(dòng)態(tài)直觀地反映了系統(tǒng)的性能。關(guān)鍵字共軸雙旋翼直升機(jī)串聯(lián)校正穩(wěn)定性穩(wěn)態(tài)性能動(dòng)態(tài)性能引言研究背景20世紀(jì)40年代初，

2、航空愛(ài)好者開(kāi)始對(duì)共軸雙旋翼直升機(jī)產(chǎn)生濃厚的興趣。然而，由于當(dāng)時(shí)人們對(duì)共軸雙旋翼氣動(dòng)特性認(rèn)識(shí)的缺乏以及在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面遇到的困難，許多設(shè)計(jì)者最終放棄了努力，而在很長(zhǎng)一段時(shí)間對(duì)共軸式直升機(jī)的探討只停留在實(shí)驗(yàn)階段。1932年，單旋翼帶尾槳直升機(jī)研制成功，成為世界上第一架可實(shí)用的直升機(jī)。從此，單旋翼帶尾槳直升機(jī)以其簡(jiǎn)單、實(shí)用的操縱系統(tǒng)和相對(duì)成熟的單旋翼空氣動(dòng)力學(xué)理論成為半個(gè)多世紀(jì)來(lái)世界直升機(jī)發(fā)展的主流。然而，人們對(duì)共軸雙旋翼直升機(jī)的研究和研制一直沒(méi)有停止。俄羅斯1945年研制成功了卡-8共軸式直升機(jī)，至今發(fā)展了一系列共軸雙旋翼直升機(jī)，在型號(hào)研制、理論實(shí)驗(yàn)研究方面均走在

3、世界前列。美國(guó)也于50年代研制了QH-50共軸式遙控直升機(jī)作為軍用反潛的飛行平臺(tái)，并先后交付美國(guó)海軍700多架。從20世紀(jì)60年代開(kāi)始，由于軍事上的需要，一些國(guó)家開(kāi)始研制無(wú)人駕駛共軸雙旋翼形式直升機(jī)。在實(shí)驗(yàn)方面，從20世紀(jì)50年代起，美國(guó)、日本、俄羅斯等相繼對(duì)共軸雙旋翼的氣動(dòng)特性、旋翼間的氣動(dòng)干擾進(jìn)行了大量風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究。經(jīng)過(guò)半個(gè)多世紀(jì)的發(fā)展，共軸雙旋翼的旋翼理論得到不斷的發(fā)展和完善，這種構(gòu)形的直升機(jī)以它固有的優(yōu)勢(shì)越來(lái)越受到業(yè)內(nèi)人士的重視。研究對(duì)象特點(diǎn)分析共軸雙旋翼直升機(jī)有兩副完全相同的旋翼，一上一下安裝在同一根旋翼軸上，兩旋翼間有一定間距。兩副旋翼的旋轉(zhuǎn)方向

4、相反，它們的反扭矩可以互相抵消。這樣，就用不著再裝尾槳了。直升機(jī)的航向操縱靠上下兩旋翼總距的差動(dòng)變化來(lái)完成。共軸雙旋翼直升機(jī)主要優(yōu)點(diǎn)是結(jié)構(gòu)緊湊，外形尺寸小。這種直升機(jī)無(wú)尾槳，機(jī)身長(zhǎng)度20自動(dòng)控制原理實(shí)驗(yàn)研究報(bào)告（2010-2011學(xué)年第一學(xué)期）大大縮短。有兩副旋翼產(chǎn)生升力，每副旋翼的直徑也可以縮短。機(jī)體部件可以緊湊地安排在直升機(jī)重心處，所以飛行穩(wěn)定性好，也便于操縱。與單旋翼帶尾槳直升機(jī)相比，其操縱效率明顯有所提高。此外。共軸式直升機(jī)氣動(dòng)力對(duì)稱，其懸停效率也比較高。根據(jù)直升機(jī)的飛行原理可知，直升機(jī)的飛行控制是通過(guò)周期變距改變旋翼的槳盤錐體從而改變旋翼的總升力矢

5、量來(lái)實(shí)現(xiàn)的，由于旋翼的氣動(dòng)輸入（即周期變距）與旋翼的最大響應(yīng)（即揮舞），其方位角相差90°，當(dāng)旋翼在靜止氣流中旋轉(zhuǎn)時(shí)，以縱向周期變距為例，直升機(jī)有兩種典型的航向操縱結(jié)構(gòu)形式，即半差動(dòng)和全差動(dòng)形式。（1）半差動(dòng)航向操縱系統(tǒng)。目前國(guó)內(nèi)研制的共軸式直升機(jī)采用的是半差動(dòng)航向操縱形式，總距、航向舵機(jī)固聯(lián)在主減速器殼體上，縱橫向舵機(jī)固聯(lián)在總距套筒上，隨其上下運(yùn)動(dòng)。（2）全差動(dòng)航向操縱方案。共軸式直升機(jī)全差動(dòng)航向操縱方案是指在航向操縱時(shí)大小相等方向相反地改變上下旋翼的總距從而使得直升機(jī)的合扭矩不平衡，機(jī)體產(chǎn)生航向操縱的力矩。由于在操縱時(shí)上下旋翼的總距總是一增一減，因此航向

6、操縱與總升力變化的耦合小，即用于由于差動(dòng)操縱引起的升力變化所需的總距補(bǔ)償較小。工作過(guò)程（1）控制系統(tǒng)建?？刂葡到y(tǒng)的數(shù)學(xué)模型是描述系統(tǒng)內(nèi)部物理量（或變量）之間的數(shù)學(xué)表達(dá)式。在分析和設(shè)計(jì)本控制系統(tǒng)時(shí)，使用了分析法建立數(shù)學(xué)模型。首先對(duì)研究的系統(tǒng)各部分運(yùn)動(dòng)機(jī)理進(jìn)行分析，根據(jù)所依據(jù)的物理規(guī)律列寫相應(yīng)的運(yùn)動(dòng)方程。在時(shí)域中建立了微分方程，復(fù)數(shù)域中建立了傳遞函數(shù)和結(jié)構(gòu)圖，在頻域中建立了頻率特性等。（2）控制系統(tǒng)時(shí)域分析在確定了系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型后，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行動(dòng)態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)性能的分析。首先在時(shí)域中對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行分析，同時(shí)運(yùn)用Scilab軟件進(jìn)行仿真，直觀地反映了系統(tǒng)的性能。（3）控制

7、系統(tǒng)頻域分析控制系統(tǒng)中的信號(hào)可以表示為不同頻率的正弦信號(hào)的合成?？刂葡到y(tǒng)的頻率特性反映正弦信號(hào)作用下系統(tǒng)響應(yīng)性能。由于頻率特性物理意義明確，并且頻域分析可以兼顧動(dòng)態(tài)響應(yīng)和噪聲抑制兩方面的要求。因此，在進(jìn)行時(shí)域分析之后，又進(jìn)行了控制系統(tǒng)的頻域分析，同時(shí)運(yùn)用Matlab進(jìn)行仿真。（4）控制系統(tǒng)校正根據(jù)被控對(duì)象及給定的技術(shù)指標(biāo)要求設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)，需要進(jìn)行大量的分析計(jì)算。設(shè)計(jì)中需要考慮的問(wèn)題是多方面的。既要保證所設(shè)計(jì)的系統(tǒng)具有良好的性能，滿足技術(shù)指標(biāo)的要求；又要照顧到經(jīng)濟(jì)實(shí)用性。因此，在控制系統(tǒng)雛形設(shè)計(jì)好后，還要進(jìn)20自動(dòng)控制原理實(shí)驗(yàn)研究報(bào)告（2010-2011學(xué)年第

8、一學(xué)期）行系統(tǒng)的校正。針對(duì)前面設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)達(dá)不到動(dòng)