小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)全模式飛行操縱控制

聞凱+趙彬宇

摘 要：文章根據(jù)飛行特點(diǎn)和相關(guān)知識(shí)建立了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)飛行的數(shù)學(xué)方程，通過模型確定了小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在直升、傾轉(zhuǎn)和飛行模式下的通道操縱量和飛行姿態(tài)，得出了小型無人機(jī)各種狀態(tài)下的飛行策略。

關(guān)鍵詞：傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)；配平；解耦控制

2.2 傾轉(zhuǎn)模式飛行

在對(duì)小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在傾轉(zhuǎn)模式下進(jìn)行配平時(shí)，傾角In 從0°變化到90°，前飛速度為16～25m/s，為了抵消槳葉有效迎角減小引起的推力足足問題，應(yīng)增大槳葉的安裝角即增加總距的操縱。前飛速度增大升降舵偏角也會(huì)隨著增大，在飛機(jī)進(jìn)入傾轉(zhuǎn)后期時(shí)，縱向周期變距明顯減弱。根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果計(jì)算得機(jī)翼安裝傾角為3°～5°時(shí)，傾轉(zhuǎn)過渡模式可以較為順利的過渡。

2.3 飛機(jī)模式飛行

在對(duì)小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在傾轉(zhuǎn)模式下對(duì)應(yīng)圖3中25～35m/s。隨著前飛速度增大，無人機(jī)的機(jī)身重力與升力互相平衡飛機(jī)平穩(wěn)向前飛行。飛行的動(dòng)力由旋翼提供，由于速度不斷增加所以總距操縱也相應(yīng)增加。

圖3中俯仰角隨隨飛速度增加而逐漸減小情況對(duì)應(yīng)，與實(shí)際飛機(jī)固定翼飛機(jī)的飛行特性相吻合，均具有固定翼飛機(jī)的飛行特性。

2.4 全模式飛行

對(duì)試驗(yàn)所用小型無人機(jī)進(jìn)行各個(gè)飛行模式的試飛試驗(yàn)，同時(shí)對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的轉(zhuǎn)換走廊進(jìn)行研究。小型傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在直升機(jī)模式下垂直起飛，協(xié)調(diào)操縱總距和縱向周期變距是飛機(jī)模型進(jìn)入傾轉(zhuǎn)模式，通過旋翼和水平安定面相互協(xié)調(diào)操縱保持模型的平衡；主要由旋翼和水平安定面相互協(xié)調(diào)操縱，同時(shí)根據(jù)前飛速度對(duì)短艙的傾角進(jìn)行調(diào)整；傾角In=90°時(shí)模型進(jìn)入飛機(jī)模式飛行，此時(shí)模型機(jī)翼提供的升力與其重力相互平衡，前進(jìn)速度由旋翼提供。

3 實(shí)際模型設(shè)計(jì)

最終的實(shí)際模型在經(jīng)歷數(shù)次試驗(yàn)后經(jīng)由Solidworks軟件進(jìn)行建模并轉(zhuǎn)換為平面切割圖紙后終于制作完成。

由于兩軸模式對(duì)重心的要求極高，為了適應(yīng)多種機(jī)型重心不同的情況，可選擇在尾部安置類似直升機(jī)鎖尾的變距結(jié)構(gòu)，配套的動(dòng)力應(yīng)較主動(dòng)力小一級(jí)別，這樣即使重心出現(xiàn)偏差，也可以最大程度上修正平衡。

參考文獻(xiàn)

[1]軍用旋翼飛行器駕駛品質(zhì)要求.美國(guó)陸軍航空設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)性能規(guī)范.ADS-33E-PRF[Z].南京航空航天大學(xué)（譯），2002.