垂直起降傾轉(zhuǎn)四旋翼機過渡階段控制問題研究.pdf

1、傾轉(zhuǎn)旋翼機由于其無需跑道而又有較大的運載量和巡航速度優(yōu)點而備受關(guān)注。相較于二旋翼機，傾轉(zhuǎn)四旋翼機的運載量和巡航速度有更大的優(yōu)勢。但由于有四個可傾轉(zhuǎn)旋翼，控制系統(tǒng)設(shè)計時并不是直升機與固定翼飛機控制的簡單疊加，尤其是過渡階段非線性因素影響更為突出。為實現(xiàn)四旋翼機的平穩(wěn)過渡，本文對過渡階段的控制系統(tǒng)進行設(shè)計研究。
　　首先明確四旋翼機過渡階段的飛行原理，分別建立了垂直起降傾轉(zhuǎn)四旋翼飛機直升機模式下和短艙傾轉(zhuǎn)模式的動力學(xué)模型，并建立四旋翼

2、機縱向運動的小擾動模型。確定短艙傾轉(zhuǎn)階段選用定高轉(zhuǎn)換方案，制定俯仰姿態(tài)和拉力操縱方案，并推導(dǎo)出速度與短艙傾角關(guān)系，繪制出走廊曲線。
　　然后通過采集的實驗數(shù)據(jù)確定各執(zhí)行機構(gòu)及其驅(qū)動器開環(huán)傳遞函數(shù)，設(shè)計直升機模式下俯仰通道和速度回路的控制律，并進行校正，實現(xiàn)飛機平穩(wěn)前飛達到初始轉(zhuǎn)換速度。短艙傾轉(zhuǎn)模式下分為兩個階段，首先是短艙傾角較小，升降舵和周期變矩雙操縱面共同控制，隨后短艙角逐漸增大周期變距控制退出僅由升降舵單獨控制。據(jù)此設(shè)計短艙