傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器直升機(jī)模式操穩(wěn)特性分析

周攀, 陳仁良, 俞志明

(南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院 直升機(jī)旋翼動力學(xué)國家級重點實驗室, 江蘇 南京 210016)

傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器是直升機(jī)和固定翼飛機(jī)的結(jié)合體，具有垂直起降及高速巡航的能力，該特點使得傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器一直是研究的熱門[1-3]。為了進(jìn)一步提高垂直起降飛行器的載荷能力、巡航速度以及航程，貝爾直升機(jī)公司根據(jù)美國軍方對于下一代重型旋翼機(jī)的要求，提出了一種傾轉(zhuǎn)四旋翼(QTR)的概念方案[4]，該傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)采用了與V-22相同的短艙系統(tǒng)并且設(shè)計負(fù)載與運輸機(jī)C-130J相同。

近年來，國內(nèi)外都已經(jīng)開始了傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器的研究，不過當(dāng)前的技術(shù)研究尚處于探索試驗階段。國外的學(xué)者研究方向主要圍繞著傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器的氣動性能展開[5-6]。國內(nèi)學(xué)者主要在飛行力學(xué)建模，傾轉(zhuǎn)過渡階段的控制方法等方面展開[7-8]，然而針對直升機(jī)模式下操穩(wěn)特性方面的研究還不完全。

在進(jìn)行操穩(wěn)特性分析之前，需確定飛行器的操縱策略。文獻(xiàn)[9]根據(jù)傾轉(zhuǎn)雙旋翼飛行器在3種飛行模式下的操縱特性及配平分析結(jié)果，提出了一套適用于全模式的操縱策略，進(jìn)而設(shè)計出了飛行控制器。文獻(xiàn)[10]以姿態(tài)角變化及駕駛員負(fù)荷作為性能指標(biāo)，利用最優(yōu)控制方法，得到了傾轉(zhuǎn)雙旋翼飛行器在傾轉(zhuǎn)過渡的過程中的最優(yōu)操縱策略，計算結(jié)果與試飛數(shù)據(jù)吻合較好。文獻(xiàn)[11]將縱向周期變距和升降舵偏轉(zhuǎn)角用短艙傾轉(zhuǎn)角來表示，解決了傾轉(zhuǎn)雙旋翼在縱向平面內(nèi)的操縱冗余問題，并運用最優(yōu)化方法對飛行器的不同模式進(jìn)行了配平計算。傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器具有比傾轉(zhuǎn)雙旋翼更加復(fù)雜的操縱冗余問題，尤其是在直升機(jī)模式下，其操縱舵面有12個，如何確定一種操縱策略是傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器操縱冗余問題中必須解決的難題之一。

操穩(wěn)特性是飛行器非常重要的飛行力學(xué)特性。文獻(xiàn)[12]以XV-15為樣機(jī)，針對其操縱機(jī)構(gòu)的特點，深入研究了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在不同飛行模式下的穩(wěn)定性。文獻(xiàn)[13]對XV-15建立了線性化的模型，并利用狀態(tài)空間矩陣、Bode圖和特征值對其穩(wěn)定性和操縱性進(jìn)行了分析，得到的結(jié)果與飛行試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行了比較。文獻(xiàn)[14]對某小型無人傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)開展了全尺寸的吹風(fēng)試驗，研究了該飛行器的操縱特性，得到了總距、副翼及升降舵的操縱功效。文獻(xiàn)[15]建立了帶有吊掛的直升機(jī)模型并根據(jù)小擾動假設(shè)對其模型進(jìn)行線化，分析了系統(tǒng)的穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)矩陣。針對傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器，由于其旋翼布局方式以及旋翼尾流對機(jī)翼的干擾，隨著速度的變化，其操縱性和穩(wěn)定性會發(fā)生明顯改變。對操穩(wěn)特性的深入研究有助于了解傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器的飛行力學(xué)特性，能為后續(xù)控制系統(tǒng)的設(shè)計提供理論依據(jù)。

鑒于此，本文首先對傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器的各部件進(jìn)行了氣動力建模，在考慮旋翼-機(jī)翼之間的干擾情況下，將模型的計算結(jié)果與試驗結(jié)果進(jìn)行了比較。由于飛行器在直升機(jī)模式下操縱面多，針對其操縱冗余問題，根據(jù)總距和周期變距的組合方式，提出了一種適用于直升機(jī)模式下的操縱策略?；谠摬倏v策略，對飛行器不同的速度狀態(tài)進(jìn)行了配平計算，分析了飛行器的配平特性。最后，對飛行器的操穩(wěn)特性進(jìn)行了分析，包括操縱功效、操縱耦合、穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)及特征根這4個方面。

1 傾轉(zhuǎn)四旋翼建模

本文的建模對象為自行研制的傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器，其主要氣動部件包括：旋翼系統(tǒng)、機(jī)翼、機(jī)身、垂尾等，布局如圖1所示。前后機(jī)翼的兩端安裝有旋翼，且旋翼能隨著短艙繞傾轉(zhuǎn)軸實現(xiàn)傾轉(zhuǎn)。4副旋翼中，對角旋翼的旋向相同，相鄰旋翼的旋向相反。其中左前方旋翼為右旋旋翼，用數(shù)字1表示，其他旋翼依次用數(shù)字2，3，4表示。機(jī)翼采用襟副翼一體的設(shè)計，兼具飛機(jī)模式下副翼和升降舵的功效。垂尾安裝有方向舵，提供飛機(jī)模式下的航向操縱。其總體參數(shù)如表1所示。

圖1 傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器布局圖

表1 傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器總體參數(shù)

本文計算中采用的坐標(biāo)系如圖2所示,主要包括有地面坐標(biāo)系ODXDYDZD、體軸系OXYZ、風(fēng)軸系OWXWYWZW、旋翼軸固定坐標(biāo)系OSXSYSZS等等。

圖2 傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器建模坐標(biāo)系

1.1 旋翼模型

在進(jìn)行旋翼建模時,4副旋翼只有旋向的區(qū)別,用符號Δ來區(qū)分,其他參數(shù)均相同。旋翼的誘導(dǎo)速度采用如下模型[16]

vi=

(1)

(2)

根據(jù)參考文獻(xiàn)[17],可以得到旋翼在槳轂風(fēng)軸系下的拉力TW、后向力HW、側(cè)向力YW、扭矩Q、滾轉(zhuǎn)槳轂力矩LW和俯仰槳轂力矩MW。通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換,在機(jī)體坐標(biāo)系下作用于飛行器重心處的旋翼力和力矩為

(3)

(4)

1.2 機(jī)翼模型

傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器飛行過程中,旋翼的下洗流直接沖擊機(jī)翼的上表面,會產(chǎn)生較大的向下載荷。研究表明,傾轉(zhuǎn)雙旋翼中旋翼對機(jī)翼所產(chǎn)生的載荷能達(dá)到旋翼拉力的10% ～ 15%[18],該影響在直升機(jī)模式下尤為明顯。由此可見,不能忽略旋翼對機(jī)翼的氣動干擾。旋翼對機(jī)翼的干擾可以分為兩個部分,如圖3所示:①機(jī)翼受到旋翼尾流影響的部分,稱為滑流區(qū),圖中陰影部分;②不受旋翼尾流影響的部分,稱為自由流區(qū)。

圖3 旋翼對機(jī)翼的干擾示意圖

機(jī)翼氣動合力是由兩部分氣動力的疊加而成。為了計算2個部分的氣動力,需要確定前后機(jī)翼滑流區(qū)和自由流區(qū)的面積,其面積可用以下公式進(jìn)行計算[16]

SWFS=SW-SWSS

SSSmax=2ηSSRc

(5)

式中,下標(biāo)WSS表示滑流區(qū),下標(biāo)WFS表示自由流區(qū),μmax為旋翼尾跡偏出機(jī)翼的最大前進(jìn)比,μ為旋翼的前進(jìn)比,ηSS為旋翼滑流的修正因子,R為旋翼的半徑,c是機(jī)翼的平均氣動弦長,SW為機(jī)翼的總面積。

滑流區(qū)機(jī)翼的來流速度可表示為

(6)

式中：vi是旋翼的平均誘導(dǎo)速度；rWWS是滑流區(qū)的氣動中心。自由流區(qū)的來流速度不考慮旋翼誘導(dǎo)速度的影響,根據(jù)來流速度可以計算出滑流區(qū)的動壓qWSS和自由流區(qū)的動壓qWFS。則整個機(jī)翼的力和力矩可以表示為

LW=qWSSSWSSCL,WSS+qWFSSWFSCL,WFS

DW=qWSSSWSSCD,WSS+qWFSSWFSCD,WFS

MW=qWSSSWSScCM,WSS+qWFSSWFScCM,WFS

(7)

式中：LW為機(jī)翼升力；DW為機(jī)翼阻力；MW為機(jī)翼俯仰力矩；CL,CD,CM為對應(yīng)的升力系數(shù),阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)。根據(jù)機(jī)翼的氣動中心,可以計算得到機(jī)體坐標(biāo)系中機(jī)翼產(chǎn)生的力(XW,YW,ZW)T和力矩(LW,MW,NW)T。

1.3 機(jī)身和垂尾模型

機(jī)身氣動力計算比較復(fù)雜,本文的機(jī)身氣動數(shù)據(jù)由CFD計算得到。根據(jù)機(jī)身的迎角和側(cè)滑角,可得到氣動力系數(shù)為CLF,CDF,CYF和力矩系數(shù)為CRF,CMF,CNF。于是在機(jī)體坐標(biāo)系下機(jī)身產(chǎn)生的氣動力和力矩可表示為

(8)

(9)

(10)

(11)

式中：αVT為垂尾的迎角；βVT為側(cè)滑角；iVT為垂尾的安裝角；SVT為垂尾的面積。

1.4 模型驗證

為了確定本文所建立模型的準(zhǔn)確性,分別對單旋翼的拉力以及旋翼對機(jī)翼的干擾進(jìn)行試驗驗證,試驗裝置如圖4以及圖5所示。

圖4 單旋翼拉力試驗 圖5 旋翼對機(jī)翼的氣動干擾試驗

進(jìn)行單旋翼拉力試驗時,轉(zhuǎn)速恒定2 100 r/min,分別在不同的總距輸入下,得到需用功率隨旋翼拉力的變化。進(jìn)行旋翼對機(jī)翼的干擾試驗時,總距維持在12°不變,在不同轉(zhuǎn)速下測得機(jī)翼的下載荷相對于旋翼拉力的百分比。試驗結(jié)果如圖6及圖7所示,其中實線表示計算值,虛線表示試驗值。

圖6 單旋翼需用功率隨拉力的變化

圖7 機(jī)翼下載荷百分比隨旋翼拉力的變化

從圖中可以看出,模型計算的結(jié)果與試驗值吻合比較好,說明本文建立的飛行動力學(xué)模型較為準(zhǔn)確。在懸停狀態(tài)下,機(jī)翼的下載荷占旋翼拉力的12%～13%左右。

2 直升機(jī)模式操縱策略與配平計算

根據(jù)飛行器質(zhì)心的運動學(xué)和動力學(xué)方程,配平時可以確定6個未知變量,包括4個操縱輸入變量和2個姿態(tài)角變量。傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器的操縱輸入眾多,直升機(jī)模式下,4副旋翼的操縱控制變量多達(dá)12個,每副旋翼都可以進(jìn)行總距、縱向周期變距和橫向周期變距操縱。顯然,待求解的未知量個數(shù)多于方程的個數(shù)。本文提出了一種傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器直升機(jī)模式下的操縱策略,解決了傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器直升機(jī)模式下的操縱冗余問題。

2.1 直升機(jī)模式操縱策略

直升機(jī)模式下,傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器的運動既可以用總距的聯(lián)動與差動控制,也可以用總距聯(lián)動與周期變距控制。本文所使用的操縱策略為總距聯(lián)動和差動以及周期變距差動的組合方式,即通過四副旋翼的總距聯(lián)動δver來實現(xiàn)垂向操縱,通過左右旋翼總距的差動δlat來實現(xiàn)橫向操縱,通過前后旋翼總距差動δlon來實現(xiàn)縱向操縱,通過前后旋翼橫向周期變距差動δyaw來實現(xiàn)航向操縱,則操縱輸入的控制變量δ可以表示為

δ=[δver,δlat,δlon,δyaw]T

(12)

將這4個操縱量分配到每一副旋翼上,從而可以得到每一副旋翼總距、縱向周期變距和橫向周期變距的大小,分配關(guān)系如表2所示。

表2 每副旋翼的操縱量大小與操縱輸入控制變量的關(guān)系

經(jīng)過上述操縱量的分配,可以將4副旋翼的12個操縱量轉(zhuǎn)化為4個,從而在進(jìn)行配平計算時,可以得到唯一解。

2.2 配平計算

進(jìn)行配平計算時,飛行器的飛行高度為50 m,重心位置O位于機(jī)體構(gòu)造基準(zhǔn)線上并在兩傾轉(zhuǎn)軸縱向位置的中點。根據(jù)參考文獻(xiàn)[19]對傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器過渡走廊的研究,在固定翼模式下飛行器飛行的最小速度為28 m/s,因此,本文在進(jìn)行相關(guān)計算時,直升機(jī)模式下的最大速度為30 m/s。配平結(jié)果如圖9所示。其中,φ表示滾轉(zhuǎn)角,θ表示俯仰角。

圖8 直升機(jī)模式配平結(jié)果隨速度的變化

圖9 直升機(jī)模式下旋翼拉力和機(jī)翼升力隨速度的變化

圖8a)反映了配平狀態(tài)下操縱輸入隨速度的變化,可以看出,隨著飛行器飛行速度的增加,總距聯(lián)動的配平值先減小后增大。這是由于飛行器前飛時,旋翼的入流比先減小后增大。在相同的總距下,入流比減小,拉力值增大,從而產(chǎn)生相同拉力時,總距有所減小,該變化趨勢與常規(guī)直升機(jī)前飛時相同。其他3個通道的操縱輸入接近于零,這是由于重心選取在兩傾轉(zhuǎn)軸的中間造成的,4副旋翼產(chǎn)生的俯仰力矩和滾轉(zhuǎn)力矩基本上相互抵消,并且不會產(chǎn)生偏航力矩。圖8b)是滾轉(zhuǎn)角和俯仰角配平值隨速度的變化,其中滾轉(zhuǎn)角的變化基本為零,俯仰角的值隨著速度的增大不斷減小。這是因為飛行器前飛速度越大,阻力越大,此時,飛行器需不斷低頭使旋翼產(chǎn)生更大的縱向分力以克服阻力。在傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器飛行的過程中,機(jī)翼處于旋翼的下洗流中,直升機(jī)模式下旋翼的拉力和機(jī)翼的升力隨速度的變化關(guān)系如圖9所示。從圖中可以看出,在懸停狀態(tài)時,機(jī)翼升力為負(fù)值,方向向下,這是由于旋翼尾流對機(jī)翼的干擾造成的,并且懸停狀態(tài)下干擾最為強(qiáng)烈。隨著速度的增加,該干擾的影響逐漸減小,因為旋翼尾流在機(jī)翼上的干擾面積在減小。

機(jī)翼的升力隨速度的變化趨勢為先增大后減小,由于來流的增大,旋翼下洗流減小,引起機(jī)翼的迎角增大,且動壓增加,從而升力增大。當(dāng)?shù)揭欢ㄋ俣葧r,機(jī)身低頭嚴(yán)重,導(dǎo)致機(jī)翼迎角減小,升力減小。

3 操縱性與穩(wěn)定性

操縱性和穩(wěn)定性是傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器非常重要的飛行力學(xué)特性。飛行器的操縱性即為操縱響應(yīng),指飛行器對操縱輸入后的反應(yīng)。評價飛行器操縱性指標(biāo)有操縱功效,操縱耦合等。如何使飛行器在完成相應(yīng)的飛行動作時,駕駛員的操縱簡單省力是研究操縱性的目的。穩(wěn)定性是指飛行器抵抗外界干擾并保持其原有狀態(tài)的能力。穩(wěn)定性可以用飛行器的穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)和特征根加以分析。

3.1 操縱功效與操縱耦合

操縱功效解釋為單位操縱輸入時,所引起重心處力或力矩的改變量。對于垂向通道操縱,為垂向力改變量,而其他通道為對應(yīng)力矩的改變量。過小的操縱功效會使飛行器不易改變飛行狀態(tài),甚至導(dǎo)致飛行器在該通道的操縱失效。由于傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器各部件氣動力的復(fù)雜性,某一通道的操縱輸入會引起其他通道力或力矩的變化,即操縱耦合。

圖10～13反映的是不同通道單位操縱輸入下,操縱功效和操縱耦合隨速度的變化。其中ΔX表示縱向力變化量,ΔY為橫向力變化量,ΔZ為垂向力變化量,ΔL表示滾轉(zhuǎn)力矩變化量,ΔM表示俯仰力矩變化量,ΔN表示偏航力矩變化量。實線代表力的改變量,虛線代表力矩的改變量。

圖10 垂向輸入下的操縱功效與操縱耦合 圖11 橫向輸入下的操縱功效與操縱耦合

從圖10a)中可以看出,垂向操縱功效的大小在小速度時基本不變,隨著速度進(jìn)一步增加而逐漸增大,這是由于旋翼拉力的變化跟旋翼入流比和前進(jìn)比都有關(guān)系,如(13)式所示

CTW∝(-λ,μ2θ0)

(13)

式中，θ0表示總距。當(dāng)旋翼總距增大時,入流比也會增大,在小速度時,(13)式中第二項增加的量沒有第一項減小的量多,導(dǎo)致拉力有所減小。隨著速度增加,第二項增加的量占主導(dǎo)作用,從而操縱功效不斷增大。圖10b)為垂向操縱引起的操縱耦合,可以看出,隨著速度的增加,縱向力和俯仰力矩的大小不斷增大。這是由于飛行器前飛時,旋翼會后倒,此時垂向操縱引起的拉力增量在X軸上產(chǎn)生負(fù)的分量,并且速度越大,旋翼后倒越大,該分量值大小也越大。圖11a)和圖12a)反映的橫向輸入下的操縱功效和縱向輸入下的操縱功效變化,其規(guī)律與垂向類似,主要是因為橫向輸入及縱向輸入都是旋翼總距的差動,且重心處于前后旋翼及左右旋翼的對稱位置,則俯仰力矩的變化和滾轉(zhuǎn)力矩的變化與垂向力的變化一致。圖11b)為橫向輸入下引起的操縱耦合,可以看出偏航力矩的大小隨速度的增大而增大,這也是由于飛行器前飛時,旋翼后倒,左旋翼(編號1和4)在橫向操縱下拉力增大,產(chǎn)生后向力;而右旋翼(編號2和3)拉力減小,產(chǎn)生前向力。因此,4副旋翼會形成負(fù)的偏航力矩,且該力矩的大小隨前進(jìn)比的增大而增大。圖12b)是縱向輸入下引起的操縱耦合,由于左右旋翼產(chǎn)生的偏航力矩相互抵消,所以耦合基本可以忽略。圖13a)為航向的操縱功效,其大小隨速度的增大先減小后增大,該變化趨勢與旋翼總距變化基本一致。因為在進(jìn)行相同的橫向周期變距時,總距較小時所產(chǎn)生的側(cè)向力較小,從而,偏航操縱功效也會小。從圖13b)可以看出,航向操縱下引起的操縱耦合很小。

圖12 縱向輸入下的操縱功效與操縱耦合 圖13 航向輸入下的操縱功效與操縱耦合

綜上所述,傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器在直升機(jī)模式時,針對本文的策略操縱,垂向、橫向和縱向的操縱功效都很大,且只有垂向和橫向有一定的操縱耦合。航向的操縱功效相對于其他通道比較小,可以考慮在速度增大時加入方向舵的操縱以提高航向操縱功效。

3.2 穩(wěn)定性

飛行器的穩(wěn)定性可以用穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)和特征根進(jìn)行分析。其主要穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)包括有速度穩(wěn)定性Mu、航向穩(wěn)定性Nv、上反效應(yīng)Lv、迎角穩(wěn)定性Mw、垂直阻尼Zw、滾轉(zhuǎn)阻尼Lp、俯仰阻尼Mq及偏航阻尼Nr。其求解方法是使用中心差分法,比如

(14)

式中：uo表示基準(zhǔn)狀態(tài)下的初始值；Δu表示速度的增量。

特征根的確定需要求解飛行器在某一配平狀態(tài)下的線化方程,線化的方法是利用小擾動理論。非線性方程線化為一階微分方程的形式如(15)式所示

(15)

式中：x=[Δu,Δv,Δw,Δp,Δq,Δr,Δφ,Δθ,Δψ]T為狀態(tài)變量增量；A為穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)矩陣；B為操縱導(dǎo)數(shù)矩陣。根據(jù)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)矩陣A,可以求得飛行器在該飛行狀態(tài)下的特征根。

圖14反映的是不同速度下的主要穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)變化情況。從圖14a)中可以看出,速度穩(wěn)定性Mu在小速度下值為正,是穩(wěn)定的,主要是速度增加使旋翼后倒,從而產(chǎn)生抬頭力矩使飛行器抬頭減小速度的增加。但由于傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器的后機(jī)翼面積大于前機(jī)翼,在速度增加到一定時,后機(jī)翼與前機(jī)翼產(chǎn)生的低頭力矩大于旋翼后倒產(chǎn)生的抬頭力矩,導(dǎo)致飛行器對速度是不穩(wěn)定的。航向穩(wěn)定性Nv隨著速度的增加不斷增大,說明航向穩(wěn)定性不斷增強(qiáng),這主要是由于垂尾的作用。上反效應(yīng)Lv的大小隨速度的增大而略有增大,因為前進(jìn)比越大,在相同側(cè)向來流下,旋翼側(cè)倒更厲害。迎角穩(wěn)定性Mw的值也隨速度的增大而增大,這也是由于后機(jī)翼面積大于前機(jī)翼面積造成的。迎角增大時,后機(jī)翼會產(chǎn)生更多的升力使飛行器低頭,從而減小來流迎角。圖15b)反映了各阻尼的大小隨速度的增加而增大。當(dāng)飛行器速度增加時,即前進(jìn)比增大,則相同角速度改變時,會引起更大的力矩阻礙其變化。

圖14 主要穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)隨速度的變化 圖15 特征根隨速度的變化

特征根的分布也是分析飛行器穩(wěn)定性的重要方法。根據(jù)(15)式中的穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)矩陣A,可以確定9個特征根,每一個特征根對應(yīng)著一種飛行器運動的模態(tài)。通過對其特征向量的分析可以確定不同特征根所屬的運動平面。圖15a)為縱向特征根隨速度的變化,其中數(shù)字1代表縱向穩(wěn)定模態(tài),該模態(tài)隨速度的增加穩(wěn)定性增強(qiáng),主要是因為旋翼和機(jī)翼的氣動剛度和氣動阻尼不斷的增大。2代表懸停振蕩模態(tài)或前飛浮沉模態(tài)。該模態(tài)隨速度的增加有變穩(wěn)定的趨勢,且其頻率不斷減小,主要是由于飛行器對迎角的穩(wěn)定性隨速度的增大而不斷增加。圖15b)為橫航向特征根隨速度的變化。數(shù)字1對應(yīng)的為滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài),該模態(tài)的穩(wěn)定性也與旋翼的剛度和氣動阻尼有關(guān)。數(shù)字2對應(yīng)的是懸停振蕩模態(tài)和前飛時的荷蘭滾模態(tài),其懸停振蕩模態(tài)與縱向懸停振蕩模態(tài)類似,不過橫航向還有垂尾的作用,由于垂尾在懸停時作用不大,該懸停振蕩模態(tài)也是不穩(wěn)定的。隨著速度的增加,振蕩模態(tài)演變成荷蘭滾模態(tài),但由于航向穩(wěn)定性在前飛時變強(qiáng),使得該模態(tài)的阻尼和頻率隨速度的增加而增大。數(shù)字3對應(yīng)的是螺旋模態(tài),該模態(tài)由上反效應(yīng)和航向穩(wěn)定性共同決定。在懸停時是穩(wěn)定的,主要是上反效應(yīng)的作用。隨著速度的增加,航向穩(wěn)定性不斷增強(qiáng),兩者匹配關(guān)系發(fā)生變化,從而穩(wěn)定性變壞。

4 結(jié) 論

1) 建立了傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器的各部件的氣動力模型,將旋翼的拉力以及懸停下旋翼對機(jī)翼的干擾的模型計算結(jié)果與試驗進(jìn)行了比較,結(jié)果吻合較好。

2) 針對傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器直升機(jī)模式的操縱冗余問題,提出了一種操縱策略,并對飛行器進(jìn)行了配平計算,其中總距的配平值隨速度的增大先增大后減小,俯仰角的值隨速度的增加不斷減小。

3) 對傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器的操穩(wěn)特性進(jìn)行了分析。操縱性方面:航向操縱功效相較于其他通道較小;垂向輸入會引起的縱向力和俯仰力矩的耦合,橫向輸入會引起偏航力矩的耦合,且耦合值大小隨速度的增加不斷增大。穩(wěn)定性方面:速度穩(wěn)定性隨速度的增加而變得不穩(wěn)定;除螺旋模態(tài)外,其他模態(tài)隨速度的增加穩(wěn)定性增強(qiáng)。