导读:本文包含了纵列式直升机论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:直升机,纵列式双旋翼,空中共振,机身弹性模态
纵列式直升机论文文献综述
应旭成[1]（2019）在《纵列式直升机空中共振稳定性分析》一文中研究指出本文对纵列式直升机悬停时空中共振稳定性进行了理论研究。首先建立了纵列式直升机旋翼/机体耦合动力学分析模型,建立旋翼动力学模型时考虑桨叶的刚体挥舞和摆振运动,在挥舞铰和摆振铰上附加线性阻尼和弹性约束刚度,计入前后旋翼之间气动干扰,应用牛顿法推导了桨叶运动方程;建立机体动力学模型时假设机身为弹性梁,考虑机身的弯曲和扭转一阶弹性模态,利用有限元的方法推导了机体运动方程。然后采用小扰动假设和多桨叶坐标变换,建立了旋翼/机体耦合扰动运动方程。最后选择一纵列式直升机为算例,运用特征值分析的方法对纵列式直升机旋翼/机体耦合系统动稳定性进行分析,获得了前后旋翼高度差、机身刚度等参数对悬停空中共振的影响规律。本文的研究表明:旋翼摆振后退型模态与机体弯曲和扭转模态发生耦合,有可能使纵列式直升机在悬停时发生空中共振;前后旋翼高度差增大,悬停空中共振的稳定裕度减小;摆振铰阻尼系数以及机身刚度增加,悬停空中共振的稳定裕度也增大。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2019-03-01）
严强强,盛守照,林群馥[2]（2018）在《无人纵列式直升机鲁棒保性能控制器》一文中研究指出为解决无人纵列式直升机模型建立的不确定性等问题,提出一种鲁棒保性能控制器设计方法。以某个转速配平点作为基准状态设计点,设计鲁棒最优保性能控制器,并通过仿真实验验证。实验结果表明:该方法能确保系统具有良好的稳定鲁棒性和性能鲁棒性,实现姿态响应的整体平滑,姿态跟随快速,控制效果良好。(本文来源于《兵工自动化》期刊2018年12期）
张晨[3]（2018）在《纵列双旋翼无人直升机气动布局设计研究》一文中研究指出纵列式双旋翼直升机与单旋翼直升机相比,前、后旋翼的特殊的布置,相互抵消了反扭矩的作用,前后旋翼的布置同时也造成了双旋翼/机身的复杂的气动干扰问题。本文针对纵列式双旋翼无人直升机,首先进行纵列式机身的气动特性研究,完成其减阻分析;然后进行纵列式双旋翼无人直升机飞行动力学建模并进行配平计算;最后分析悬停与前飞状态下的纵列式双旋翼/机身的气动流场特性,研究前、后旋翼的纵向间距与垂向间距对双旋翼气动性能的影响。本文具体的研究内容如下:本文首先进行了纵列式机身流场气动特性分析,针对机身头部与动力舱两个因素完成对机身的减阻研究。然后根据纵列式直升机的操纵特点,进行纵列式无人直升机的飞行动力学建模,在旋翼的气动力建模时,通过前、后旋翼的入流比之间的关系考虑双旋翼的干扰对旋翼气动力的影响。在机身的气动力建模时,引入第一章计算出的机身的升阻力等参数。建立纵列式直升机平衡状态方程,完成配平计算。最后,在配平状态下运用动量源方法进行纵列式双旋翼/机身流场的数值模拟,分别研究悬停状态以及前飞状态下纵列式双旋翼/机身流场的压力分布以及轴向速度分布,分析双旋翼之间气动干扰和双旋翼与机身的气动干扰。随着前、后旋翼的纵向间距与垂向间距的增加,双旋翼的拉力系数与功率系数也随着增加。因此为了获得更好的气动性能,需要尽量增大前、后旋翼的纵向间距与垂向间距。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2018-12-01）
严强强[4]（2018）在《纵列式双旋翼无人直升机飞行控制研究》一文中研究指出纵列式双旋翼无人直升机以其优异的运输性能在军事和民用领域得到广泛运用。由于纵列式双旋翼无人直升机是一个通道耦合强、高度非线性的高阶复杂系统,且旋翼间的气动干扰增加了无人直升机模型的不确定性和复杂性,使得高性能飞行控制系统的设计面临诸多挑战。本文以样例纵列式双旋翼无人直升机为研究对象,提出一种将参考模型和跟随模型相结合的新型自适应姿态控制方法,并以自主设计的双核控制器为基础进行飞行对比实验,验证了新型自适应控制方法的优越性,为今后纵列式双旋翼无人直升机大包线飞行控制奠定了基础。首先,采用分部件建模方法建立纵列式双旋翼无人直升机全量非线性模型并进行配平操作,研究在不同前飞速度下姿态角、操纵量的变化。基于小扰动线性化法获得线性化数学模型,并通过稳定性、耦合性分析无人直升机性能。其次,针对纵列式双旋翼无人直升机纵横向耦合性设计动态解耦控制器,并基于此解耦系统分别进行姿态内回路和位置外回路常规控制器设计。仿真实验表明该控制器能够对纵列式双旋翼无人直升机进行有效控制。再次,针对测量噪声、配平误差、气动参数不确定性等对纵列式双旋翼无人直升机姿态控制的影响,本文提出一种将参考模型和跟随模型相结合的新型自适应控制方法,并进行自适应参数收敛性分析。根据仿真实验结果进而针对参数收敛性问题改进自适应控制结构,解决了测量噪声对自适应参数收敛性的不良影响。仿真实验表明改进型自适应控制器具有良好的姿态跟踪效果。最后,结合DSP和ARM控制器各自特点,设计了一款适用性广、功能丰富的双核控制器,实现数据采集和飞控运算的独立运行。设计了纵列式双旋翼无人直升机飞行控制软件和地面遥控遥测软件,并进行了试飞验证,结果表明新型自适应控制方法比常规控制方法具有更好的控制品质。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2018-03-01）
郑长刚,黄俊[5]（2016）在《新型横列式固定双旋翼直升机制作》一文中研究指出本文在"鱼鹰"倾转旋翼直升机的基础上,将复杂的倾转旋翼更改为固定旋翼,取消变桨距控制,降低旋翼结构复杂性;在固定旋翼下方增加异型滑流舵,达到变桨距姿态控制同样的效果;在直升机俯仰姿态倾斜后,异型滑流舵面成为固定翼,提供飞行升力和姿态控制力矩,实现固定翼和旋翼的有机结合,提升发动机机械效率,改善直升机性能。最后,通过制作原理样机、试飞测试验证了方案的可行性。(本文来源于《电子制作》期刊2016年01期）
陈增强,李毅,袁着祉,孙明玮,刘忠信[6]（2015）在《串级自抗扰控制器在纵列式双旋翼直升机飞行姿态控制中的应用》一文中研究指出本文将自抗扰控制应用于直升机飞行姿态控制中,针对纵列式双旋翼直升机的飞行姿态控制问题,设计串级自抗扰控制器,并进行了参数整定,得到了优良的仿真结果.进而在实际装置上,调试出了令人满意的飞行姿态实时控制结果.对比于线性二次型调节器(linear quadratic regulator,LQR)控制算法,文中所设计的串级自抗扰控制器显然具有更加精准的控制精度,能更加满足快速性的要求,并且更具有鲁棒性、抗干扰性能以及对非线性强耦合系统的解耦能力.(本文来源于《控制理论与应用》期刊2015年09期）
袁红[7]（2015）在《新型横列式直升机旋翼/机翼耦合系统动特性及动响应分析》一文中研究指出本文针对一种新构型的横列式直升机,阐述了其优越性及独特的操纵方式,与常规单旋翼带尾桨式直升机相比,该型直升机采用了万向铰桨毂,旋翼无周期变距,操纵更为简单。与此同时,横列式直升机的旋翼、翼墩和机翼之间的耦合效应较一般直升机更复杂,对其动力学建模和动特性的分析一直是横列式直升机动力学设计的难点。针对该构型直升机,本文基于哈密顿原理,采用多体动力学方法描述各动力学部件空间运动关系,建立了半展横列式直升机旋翼/机翼耦合动力学分析模型,并在建模的过程中充分考虑了横列式直升机弹性旋翼和弹性机翼之间的惯性及结构耦合。基于该耦合动力学模型,分别计算了桨叶、旋翼系统和机翼子系统的动特性,计算结果与参考文献中的分析结果和试验数据吻合良好,验证了本文所建立模型的正确性。在此基础上,对旋翼/机翼耦合系统动特性进行研究,分析了结构参数对于耦合系统的固有特性影响。最后,为进一步研究旋翼和机翼之间耦合动特性,建立了旋翼/机翼气弹耦合动力学模型,给出了耦合系统动响应的求解方法,分别对悬停和前飞两种状态下非线性耦合系统的动响应进行了计算,并对旋翼/机翼耦合特性进行了分析,得到一些有意义的结论,这些研究结论对于新型横列式直升机进一步动特性的研究具有一定的参考意义。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2015-03-01）
姜文骏[8]（2015）在《新型横列式直升机无周期变距旋翼气弹响应及稳定性分析》一文中研究指出为了克服常规直升机的性能局限,新构型直升机的探索迫在眉睫。旋翼动力学问题是研究新构型直升机必须面对的重要内容。本文研究对象是一种新型横列式直升机,其采用创新的横列式布局,旋翼采用无周期变距刚性桨叶,桨叶根部固连在桨毂上。桨毂底部由万向铰支撑并与旋转轴进行连接。由于没有挥舞铰和摆振铰,旋翼桨盘主要依靠万向铰底部的操纵拉杆产生倾斜,而不需要周期变距。本文基于弹性桨叶的假设,使用汉密尔顿变分原理建立了新型横列式直升机弹性桨叶的有限元结构分析模型,引入了万向铰自由度,反映其独特的结构特征。使用准定常气动模型和均匀入流模型建立了旋翼气动力分析模型。并且通过与现有直升机桨叶数据进行固有频率与振型的计算对比,验证了模型的可靠性。在此基础上,通过模态分析法与数值积分法计算模型桨叶及新型横列式直升机旋翼在不同的初始条件与系统参数下的气弹响应历程。结果表明,在悬停状态下,直升机旋翼各自由度响应趋于定值;在前飞状态下,直升机旋翼各自由度响应呈现周期性。通过状态空间特征值分析法,研究新型横列式直升机旋翼的频率与阻尼特性,分析了系统一些重要参数,如万向铰刚度、旋翼总距、预锥角、前飞速度、结构刚度与拉力系数对系统稳定性的影响。国内对于横列式直升机气动弹性响应与稳定性分析的研究还十分不足,本文对于新型横列式直升机无周期变距旋翼的结构动力学模型、气动模型与稳定性分析方法的探索具有一定的参考意义。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2015-03-01）
张若忱[9]（2014）在《新型横列式直升机空中稳定性分析》一文中研究指出直升机的空中稳定性问题,即“空中共振”,是直升机动力学的基本问题之一,会危及飞行安全,在设计过程中必须加以解决。本文研究了一种新型横列式直升机在飞行时的旋翼/机翼/机身耦合稳定性。新型横列式直升机具有新的旋翼桨毂构型和新的旋翼操纵方式,桨叶没有挥舞铰和摆振铰,只有轴向铰,加入操纵时,万向铰旋翼的桨毂与桨叶作为一个整体一起倾斜,因此和传统单旋翼直升机以及倾转旋翼机相比,其桨毂构型和操纵方式更为简单。本文针对新型横列式直升机,将其分为机身、弹性机翼、旋翼叁个部分,以哈密顿原理为基础,利用多体方法描述各个动力学部件的空间位置与运动关系,建立了半展横列式直升机的旋翼/机翼/机身耦合动力学模型,并与国外类似模型的计算结果进行了比较。以该模型为基础,用特征值分析的方法研究了新型横列式直升机在悬停状态下系统的稳定性。之后,研究了各个参数变化对于系统稳定性的影响,包括机翼的垂向弯曲刚度、弦向弯曲刚度、轴向扭转刚度、桨毂万向铰刚度、桨叶扭转刚度以及前飞速度等,得到了一些规律性的结论,对于将来新型横列式直升机的研究和设计过程起到了一定的参考作用。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2014-12-01）
赵鑫[10]（2014）在《新型横列式直升机无周期变距旋翼振动载荷分析》一文中研究指出本文研究对象是一种新型横列式直升机,引入刚性旋翼使得桨毂省去了挥舞铰和摆振铰,简化了桨毂结构。没有周期变距,省去了复杂的周期变距操纵。采用新型万向铰桨毂结构,相比常规单旋翼直升机操纵方式更加简单。本文基于Hodges中等变形梁理论,采用Hamilton原理建立旋翼结构模型。根据准定常气动力模型计算桨叶气动载荷,采用均匀入流模型计算旋翼诱导速度。采用空间有限元方法,通过若干个15自由度梁单元对桨叶进行离散。为了体现万向铰运动与桨叶自身运动的耦合效应,将万向铰运动的2个自由度和梁单元的15个自由度通过动能项的变分加以整合,构成特殊的17自由度的混合单元。根据Hamilton原理建立桨叶运动方程,对方程进行求解获得响应,并以此为基础,得到桨叶剖面振动载荷,所有桨叶桨根载荷合成得到桨毂载荷。通过算例验证了本文所建旋翼动力学模型的准确性,并针对新型横列式直升机,进行了悬停及前飞状态下无周期变距旋翼振动载荷的计算与分析,得到一些有益的结果。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2014-12-01）
纵列式直升机论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
为解决无人纵列式直升机模型建立的不确定性等问题,提出一种鲁棒保性能控制器设计方法。以某个转速配平点作为基准状态设计点,设计鲁棒最优保性能控制器,并通过仿真实验验证。实验结果表明:该方法能确保系统具有良好的稳定鲁棒性和性能鲁棒性,实现姿态响应的整体平滑,姿态跟随快速,控制效果良好。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
纵列式直升机论文参考文献
[1].应旭成.纵列式直升机空中共振稳定性分析[D].南京航空航天大学.2019
[2].严强强,盛守照,林群馥.无人纵列式直升机鲁棒保性能控制器[J].兵工自动化.2018
[3].张晨.纵列双旋翼无人直升机气动布局设计研究[D].南京航空航天大学.2018
[4].严强强.纵列式双旋翼无人直升机飞行控制研究[D].南京航空航天大学.2018
[5].郑长刚,黄俊.新型横列式固定双旋翼直升机制作[J].电子制作.2016
[6].陈增强,李毅,袁着祉,孙明玮,刘忠信.串级自抗扰控制器在纵列式双旋翼直升机飞行姿态控制中的应用[J].控制理论与应用.2015
[7].袁红.新型横列式直升机旋翼/机翼耦合系统动特性及动响应分析[D].南京航空航天大学.2015
[8].姜文骏.新型横列式直升机无周期变距旋翼气弹响应及稳定性分析[D].南京航空航天大学.2015
[9].张若忱.新型横列式直升机空中稳定性分析[D].南京航空航天大学.2014
[10].赵鑫.新型横列式直升机无周期变距旋翼振动载荷分析[D].南京航空航天大学.2014