雙螺旋槳推進(jìn)復(fù)合式直升機(jī)操縱分配與最優(yōu)過(guò)渡路線設(shè)計(jì)

王涌欽，余 新，陳仁良，葉尚卿

（1.南京航空航天大學(xué)直升機(jī)旋翼動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016；2.中航金城無(wú)人系統(tǒng)有限公司，南京 210002）

復(fù)合高速直升機(jī)是一種用于實(shí)現(xiàn)直升機(jī)高速飛行的高速構(gòu)型。傳統(tǒng)直升機(jī)的速度受到前行槳葉的氣流壓縮性和后行槳葉失速的限制，但推力復(fù)合和升力復(fù)合的引入推遲了這兩種氣動(dòng)限制［1］。2010 年歐洲直升機(jī)公司對(duì)外展示了X3 型直升機(jī)，其前飛時(shí)使用兩側(cè)的雙推進(jìn)螺旋槳提供推力，升力由機(jī)翼和主旋翼提供，通過(guò)降低主旋翼轉(zhuǎn)速，延緩了旋翼前行側(cè)的氣流壓縮性問(wèn)題，最終突破常規(guī)直升機(jī)最大飛行速度限制。

國(guó)內(nèi)外研究人員針對(duì)復(fù)合式高速直升機(jī)進(jìn)行了建模及操穩(wěn)特性分析，研究了設(shè)計(jì)過(guò)程中飛行器參數(shù)對(duì)性能的影響，而對(duì)于雙螺旋槳推進(jìn)式復(fù)合直升機(jī)則少有過(guò)渡階段的飛行控制及過(guò)渡路線等方面的設(shè)計(jì)或研究。在復(fù)合式直升機(jī)的飛行力學(xué)建模方面，南京航空航天大學(xué)的陳仁良等在2011 年針對(duì)UH?60L/VTDP 復(fù)合式高速直升機(jī)，進(jìn)行了飛行動(dòng)力學(xué)建模及配平分析［2］。文獻(xiàn)［3］通過(guò)采用常規(guī)直升機(jī)的既定飛行力學(xué)模型，將螺旋槳和機(jī)翼的復(fù)合引入設(shè)計(jì)中，建立了X2 和X3 復(fù)合式高速直升機(jī)結(jié)構(gòu)的飛行力學(xué)數(shù)學(xué)模型，并與常規(guī)直升機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了比較，研究了復(fù)合直升機(jī)的配平特性、穩(wěn)定性和操縱性，并在此基礎(chǔ)上討論了復(fù)合直升機(jī)的操縱品質(zhì)問(wèn)題。文獻(xiàn)［4］研究了總體參數(shù)對(duì)于復(fù)合式直升機(jī)性能之間的影響。文獻(xiàn)［5］以復(fù)合式直升機(jī)升力分配量作為優(yōu)化變量，需用功率最低作為優(yōu)化目標(biāo)進(jìn)行優(yōu)化，獲得了最低需用功率下的升力分配規(guī)律。文獻(xiàn)［6］針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)優(yōu)化得到最優(yōu)傾轉(zhuǎn)過(guò)渡過(guò)程，最終得到對(duì)應(yīng)的操縱策略以及飛行軌跡。

以X3 為代表的雙螺旋槳推進(jìn)復(fù)合式高速直升機(jī)與常規(guī)直升機(jī)相比，增加了一對(duì)推進(jìn)螺旋槳、副翼、升降舵和方向舵，意味著增加了4 個(gè)操縱量，造成的操縱冗余問(wèn)題對(duì)復(fù)合式直升機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)以及配平分析提出了難題。本文針對(duì)此問(wèn)題，在復(fù)合式直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型的基礎(chǔ)上，提出復(fù)合式高速直升機(jī)操縱策略，根據(jù)操縱策略設(shè)計(jì)優(yōu)化得到不同操縱機(jī)構(gòu)之間操縱分配系數(shù)以及過(guò)渡過(guò)程中俯仰姿態(tài)角過(guò)渡路線，使得各個(gè)操縱量光滑過(guò)渡以及將姿態(tài)量維持在合理范圍之內(nèi)。

1 動(dòng)力學(xué)模型與操縱策略

1.1 飛行動(dòng)力學(xué)建模

本文基于雙螺旋槳復(fù)合式直升機(jī)驗(yàn)證樣機(jī)進(jìn)行操縱策略設(shè)計(jì)以及操縱機(jī)構(gòu)分配系數(shù)計(jì)算，該樣機(jī)總體參數(shù)如表1 所示。使用推力與升力復(fù)合的設(shè)計(jì)方案，其中升力由主旋翼和一個(gè)與機(jī)身連接盒式機(jī)翼提供，該機(jī)翼形成了閉合三角結(jié)構(gòu)，4 個(gè)機(jī)翼上各裝有1 個(gè)副翼，在兩對(duì)機(jī)翼兩端各裝有1 個(gè)推進(jìn)螺旋槳。在機(jī)身尾部加裝水平尾翼以及垂直尾翼。

表1 樣例直升機(jī)總體參數(shù)Table 1 Overall parameters of the compound helicopter

計(jì)算樣機(jī)主旋翼相對(duì)于重心垂向位置為0.23 m，橫向、縱向位置與重心重合，推進(jìn)槳位于重心上方0.08 m。本文計(jì)算樣機(jī)模型如圖1 所示，建立如圖所示的慣性坐標(biāo)系（oD，xD，yD，zD）和機(jī)體坐標(biāo)系（ob，xb，yb，zb）。

圖1 復(fù)合式直升機(jī)坐標(biāo)系Fig.1 Coordinate systems of compound helicopter

復(fù)合式直升機(jī)機(jī)身氣動(dòng)部件有旋翼、螺旋槳、機(jī)翼、機(jī)身、平尾以及垂尾，分別對(duì)氣動(dòng)部件計(jì)算氣動(dòng)力，得到各個(gè)部件氣動(dòng)力以及力矩。

（1）旋翼氣動(dòng)力

復(fù)合式直升機(jī)主旋翼建模與常規(guī)直升機(jī)無(wú)異，旋翼模型采用葉素理論建模，均勻入流誘導(dǎo)速度迭代求解，槳葉只考慮一階剛性揮舞，根據(jù)葉素理論計(jì)算槳葉微段氣動(dòng)力［7］

式中：θ為槳葉剖面處的變距角，uˉT、uˉP為槳葉剖面正則化的切向和法向氣流速度。除了氣動(dòng)力造成的氣動(dòng)力矩，槳葉微段上的力矩還有離心力矩、槳葉慣性矩、揮舞較彈簧力矩和哥氏力矩。積分得到主旋翼產(chǎn)生的力與力矩。

（2）推進(jìn)螺旋槳?dú)鈩?dòng)力

推進(jìn)槳的建模是將槳葉分為若干微段，關(guān)鍵是計(jì)算槳葉微段處的速度，槳葉軸系下1/4 弦線處的速度為

（3）機(jī)翼、垂尾、平尾氣動(dòng)力

機(jī)翼、垂尾、平尾建模方法類似，以機(jī)翼建模方法為例。在懸停狀態(tài)下，旋翼尾流誘導(dǎo)空氣動(dòng)力負(fù)載到機(jī)翼上，從而降低低速性能［8］，體軸系下機(jī)翼微段的速度為

式中：In為飛行器慣性矩陣。復(fù)合式直升機(jī)操縱桿量包括總距操縱桿量（旋翼總距）、橫向操縱桿量（旋翼橫向周期變距和副翼）、縱向操縱桿量（旋翼縱向周期變距和升降舵）、航向操縱桿量（螺旋槳差分螺距和方向舵）以及平均螺距桿量（螺旋槳平均螺距）。其中各操縱機(jī)構(gòu)的操縱量通過(guò)分配系數(shù)合并為各操縱桿量。進(jìn)行配平計(jì)算時(shí)，機(jī)身的合力為零，機(jī)身合力矩為零［10］，因此建立機(jī)身的運(yùn)動(dòng)方程組為

機(jī)身運(yùn)動(dòng)方程為6 個(gè)，待配平量為總距操縱桿量、橫向操縱桿量、縱向操縱桿量、航向操縱桿量、平均螺距操縱桿量、俯仰角以及滾轉(zhuǎn)角共7 個(gè)，需要規(guī)定一個(gè)附加狀態(tài)，減少方程組的維數(shù)。因?yàn)楦┭鲎藨B(tài)角直接影響雙推進(jìn)螺旋槳需產(chǎn)生的推力，兩側(cè)機(jī)翼產(chǎn)生的升力也受迎角的影響，所以選擇在配平過(guò)程中規(guī)定俯仰姿態(tài)角。

最終待配平的量為總距操縱桿量、橫向操縱桿量、縱向操縱桿量、航向操縱桿量、平均螺距操縱桿量以及滾轉(zhuǎn)角。

1.2 復(fù)合式直升機(jī)操縱策略

1.2.1 懸停/低速操縱策略

在懸停/低速模式下，復(fù)合式直升機(jī)與常規(guī)直升機(jī)類似，主要操縱機(jī)構(gòu)有旋翼（總距、縱向周期變距、橫向周期變距）和雙推進(jìn)螺旋槳（平均螺距、差分螺距）。該模式飛行速度為0～10 m/s。復(fù)合式直升機(jī)的飛行速度主要由雙螺旋槳、縱向周期變距產(chǎn)生的推力控制，調(diào)整復(fù)合式直升機(jī)的俯仰姿態(tài)可以改變兩者推力的匹配。

俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航通道是復(fù)合式直升機(jī)3 個(gè)姿態(tài)控制通道，主要依靠直升機(jī)舵面控制；速度、高度通道是飛行速度、高度的控制通道，由推進(jìn)槳平均螺距、俯仰姿態(tài)、總距操縱進(jìn)行控制。采用這種控制策略復(fù)合式直升機(jī)能夠在不同飛行速度改變機(jī)翼迎角，使機(jī)翼能夠保持最優(yōu)工作狀態(tài)。具體的操縱策略如表2 所示。

表2 低速/懸停模式下的操縱策略Table 2 Control strategy in low speed/hover mode

1.2.2 高速前飛操縱策略

在高速前飛時(shí)，機(jī)翼承擔(dān)絕大部分重力，主要操縱機(jī)構(gòu)為雙螺旋槳、機(jī)翼和尾翼，該模式飛行速度區(qū)間為大于45 m/s，可以通過(guò)降低主旋翼轉(zhuǎn)速延遲前行槳葉處激波阻力。具體的操縱策略如表3 所示，姿態(tài)控制依靠固定翼的操縱舵面，通過(guò)俯仰通道和平均螺距控制速度及高度。

表3 高速前飛模式下的操縱策略Table 3 Control strategy in high?speed forward flight mode

1.2.3 過(guò)渡前飛操縱策略

復(fù)合式直升機(jī)在大速度飛行時(shí)體現(xiàn)出固定翼的飛行特點(diǎn)，在設(shè)計(jì)前飛時(shí)的飛行控制策略需適合固定翼的飛行特點(diǎn)與操縱習(xí)慣。復(fù)合式直升機(jī)在過(guò)渡階段主旋翼還參與機(jī)身姿態(tài)、速度及高度控制。過(guò)渡階段速度區(qū)間為10～45 m/s，10 m/s 機(jī)翼開始承擔(dān)10%升力。

復(fù)合式直升機(jī)過(guò)渡階段的操縱量為8 個(gè)，按照控制通道不同對(duì)其進(jìn)行分類，如表4 所示［11］。此階段，固定翼和直升機(jī)的操縱舵面同時(shí)參與姿態(tài)控制，通過(guò)俯仰角和平均螺距跟蹤速度及高度信號(hào)，同時(shí)，高度還會(huì)有主旋翼總距參與控制。

表4 過(guò)渡前飛模式下的操縱策略Table 4 Control strategy in transition flight mode

2 過(guò)渡路線及分配系數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)

低速時(shí)，前飛來(lái)流會(huì)使負(fù)螺距的推進(jìn)槳進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)，影響飛行安全。過(guò)渡階段中，由于俯仰角影響平均螺距和縱向周期變距之間的匹配，所以俯仰角的選擇對(duì)功率影響較大。同時(shí)，各個(gè)通道舵面的分配系數(shù)影響著周期變距操縱量，對(duì)功率同樣也存在影響，所以分配系數(shù)與俯仰角過(guò)渡路線的設(shè)計(jì)在復(fù)合式直升機(jī)中尤為重要。為解決低速階段及過(guò)渡階段中復(fù)合式直升機(jī)出現(xiàn)的推進(jìn)槳渦環(huán)狀態(tài)及操縱冗余問(wèn)題，本節(jié)以俯仰通道為例，設(shè)計(jì)以速度為參考量的冗余操縱分配系數(shù)，并優(yōu)化得到各個(gè)狀態(tài)下的俯仰角，從而獲得復(fù)合式直升機(jī)的過(guò)渡路線。

2.1 優(yōu)化目標(biāo)與邊界條件

由于俯仰角大小影響的是重力在機(jī)體縱向的分力，改變推進(jìn)槳的槳距、縱向周期變距操縱及總距操縱之間的匹配，進(jìn)而影響當(dāng)前狀態(tài)下的全機(jī)功率［12］，所以本文優(yōu)化俯仰角使得當(dāng)前狀態(tài)下全機(jī)功率最優(yōu)。

在進(jìn)行控制律設(shè)計(jì)時(shí)，希望俯仰通道的縱向操縱桿量能夠隨著飛行速度的增加光滑過(guò)渡，因此優(yōu)化策略以操縱桿量光滑過(guò)渡為前提，優(yōu)化俯仰角使功率最低，并求出此時(shí)操縱功效最大的分配系數(shù)。

定義當(dāng)前狀態(tài)下縱向周期變距與升降舵分配系數(shù)分別為K'cyc=a、K'ele=1-a，優(yōu)化的目標(biāo)函數(shù)是使復(fù)合式直升機(jī)全機(jī)功率最優(yōu)，描述為

上述分析得到，優(yōu)化策略中邊界條件的確定是使操縱桿量能夠隨著飛行速度的增加光滑過(guò)渡，這些邊界條件的值根據(jù)直升機(jī)的配平特性來(lái)選擇，以確保操縱桿量能夠隨著飛行速度增加沿相同方向過(guò)渡，所以確定的邊界條件為

由于復(fù)合式直升機(jī)前飛速度增加，旋翼總距及旋翼反扭距均減小，航向操縱量逐漸減小接近于0，所以航向分配系數(shù)不做優(yōu)化。為保證平均螺距的行程范圍，設(shè)定航向分配系數(shù)為保證操縱功效最大的策略，高速前飛時(shí)保持為0.5。

2.2 優(yōu)化策略

2.2.1 過(guò)渡階段優(yōu)化策略

采用牛頓法優(yōu)化不同速度下功率最優(yōu)的過(guò)渡路線，并以此俯仰角作為分配系數(shù)優(yōu)化計(jì)算時(shí)的規(guī)定量。由于分配系數(shù)的優(yōu)化也會(huì)影響功率最優(yōu)的俯仰角，因此采取兩層循環(huán)優(yōu)化，最終得到滿足邊界條件的使目標(biāo)函數(shù)達(dá)到最優(yōu)的過(guò)渡路線與分配系數(shù)，算法流程如圖2 所示。

圖2 不同速度下俯仰角及俯仰分配系數(shù)優(yōu)化Fig.2 Optimization of pitch angle and pitch distribution coefficient at different speeds

使用牛頓法進(jìn)行分配系數(shù)的優(yōu)化，需要使用操縱功效最優(yōu)的分配系數(shù)作為分配系數(shù)初值。每個(gè)飛行速度下對(duì)應(yīng)一個(gè)分配系數(shù)使當(dāng)前的操縱功效最大［13］

式中：ΔM/Δδˉ表示單位操縱量引起的俯仰力矩；Δδˉlon_cyc、Δδˉlon_ele分別為單位縱向周期變距操縱及單位升降舵操縱；K'cyc、K'ele分別表示當(dāng)前狀態(tài)下縱向周期變距與升降舵分配系數(shù)，規(guī)定K'cyc+K'ele=1。

某一計(jì)算速度下，規(guī)定俯仰角及分配系數(shù)初值。首先對(duì)分配系數(shù)進(jìn)行迭代循環(huán)，朝向操縱量對(duì)分配系數(shù)光滑連續(xù)的負(fù)梯度方向進(jìn)行牛頓法計(jì)算，得到當(dāng)前俯仰角下的分配系數(shù)，再計(jì)算當(dāng)前俯仰角是否滿足功率最優(yōu)的狀態(tài)，若不滿足，則朝向功率對(duì)俯仰角的負(fù)梯度方向進(jìn)行牛頓法更新，最終迭代求解得到當(dāng)前速度下的俯仰角以及分配系數(shù)。

當(dāng)分配系數(shù)a優(yōu)化到0，操縱桿量隨著飛行速度增加繼續(xù)減小，此時(shí)無(wú)法通過(guò)優(yōu)化分配系數(shù)使操縱桿量滿足邊界條件，則優(yōu)化俯仰角，使得滿足邊界條件的前提下，達(dá)到最優(yōu)功率。

縱向周期變距為Δδlon_cyc=K'cyc·δlon，升降舵操縱量為Δδlon_ele=K'ele·δlon，其中δlon為俯仰通道操縱桿量。

2.2.2 低速階段優(yōu)化策略

飛行速度低、各舵面氣動(dòng)力小使得舵面功效甚微，因此將低速階段旋翼與機(jī)翼舵面之間的分配系數(shù)設(shè)置為1。

0～10 m/s 的速度范圍內(nèi)，若保持俯仰姿態(tài)為0，需要左側(cè)螺旋槳提供負(fù)推力平衡主旋翼反扭距，此時(shí)左側(cè)螺旋槳的前飛速度和誘導(dǎo)速度方向相反，當(dāng)前飛速度達(dá)到渦環(huán)邊界速度時(shí)，左側(cè)螺旋槳會(huì)進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)［14?16］，使螺旋槳存在拉力損失，影響過(guò)渡時(shí)的飛行安全。圖3 給出了推進(jìn)槳為負(fù)螺距，前向來(lái)流為5 m/s 時(shí)開始進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)的推進(jìn)槳周圍氣流速度云圖。

圖3 前飛速度5 m/s，負(fù)螺距螺旋槳渦環(huán)狀態(tài)圖[14]Fig.3 Cloud diagran of votex ring state of nega?tive pitch propeller at forward flying veloci?ty of 5 m/s[14]

考慮到產(chǎn)生負(fù)推力帶來(lái)的氣動(dòng)力問(wèn)題，推進(jìn)槳應(yīng)盡量規(guī)避負(fù)螺距，所以低速階段的槳距角約束條件為

式中：Aver 及Diff 分別為配平狀態(tài)下的平均螺距與差分螺距。

2.2.3 高速階段優(yōu)化策略

高速階段機(jī)翼承擔(dān)90%的升力，舵面有足夠操縱功效進(jìn)行姿態(tài)操作，所以高速階段旋翼與機(jī)翼舵面之間的分配系數(shù)為固定值。

高速階段中機(jī)翼升力增加，主旋翼甚至出現(xiàn)負(fù)螺距狀態(tài)，注意到旋翼吹風(fēng)揮舞與旋翼錐度角有關(guān)，旋翼會(huì)由后倒變?yōu)榍暗?，這將影響旋翼前向力的改變，考慮到錐度角改變帶來(lái)的氣動(dòng)力問(wèn)題，應(yīng)盡量保證總距為正，故高速階段的總距角約束條件為

3 優(yōu)化結(jié)果與討論

3.1 分配系數(shù)與俯仰過(guò)渡路線結(jié)果

依據(jù)設(shè)計(jì)的控制策略，使用優(yōu)化算法對(duì)樣例直升機(jī)進(jìn)行計(jì)算，得到了操縱量連續(xù)、功率最優(yōu)的分配系數(shù)和復(fù)合式直升機(jī)過(guò)渡路線。

俯仰、滾轉(zhuǎn)通道的分配系數(shù)以及俯仰姿態(tài)角優(yōu)化結(jié)果如圖4 所示。航向通道分配系數(shù)采用功效最大策略。俯仰角過(guò)渡路線隨著飛行速度增加呈現(xiàn)出減小趨近于水平的規(guī)律。低速階段俯仰角較大時(shí)，通過(guò)增加平均螺距增加來(lái)平衡旋翼后倒產(chǎn)生的后向力，從而保證正螺距并規(guī)避低速前飛時(shí)推進(jìn)槳的渦環(huán)狀態(tài)；飛行速度增加，機(jī)翼逐漸承擔(dān)大部分升力，俯仰角為正值且逐漸向水平靠近，既保證了機(jī)翼的升力迎角，又維持旋翼后倒角在一定范圍內(nèi)。同時(shí)，低速階段時(shí)，旋翼周期變距占據(jù)主要作用，隨著速度增加，旋翼周期變距分配系數(shù)逐漸減小，固定翼舵面分配系數(shù)逐漸增加。

圖4 優(yōu)化結(jié)果Fig.4 Optimization results

3.2 數(shù)值計(jì)算

配平計(jì)算中，根據(jù)過(guò)渡路線固定俯仰角，使待配平量減小為6 個(gè)，完成配平計(jì)算。圖5 給出了隨著速度增加，旋翼與機(jī)翼承擔(dān)的升力變化圖。低速時(shí)，旋翼承擔(dān)主要升力，隨著速度增加，機(jī)翼升力增加，為旋翼卸載升力。

圖5 旋翼和機(jī)翼升力隨速度變化曲線圖Fig.5 Rotor and wing lift curves vs velocity

求解得到各個(gè)通道的操縱量與復(fù)合式直升機(jī)功率如圖6 所示。優(yōu)化得到的分配系數(shù)以及俯仰姿態(tài)角能夠使各姿態(tài)通道操縱量隨著飛行速度光滑過(guò)渡，并實(shí)現(xiàn)功率最優(yōu)。圖6（a）顯示，縱向操縱量隨著速度增加逐漸由縱向周期變距為主過(guò)渡為升降舵為主，同時(shí)其能夠在加速過(guò)程中光滑過(guò)渡。圖6（b）中的橫向操縱量同樣實(shí)現(xiàn)了光滑過(guò)渡以及兩種操縱機(jī)構(gòu)的合理分配。圖6（c）顯示，隨著前飛速度增加，左右兩側(cè)推進(jìn)槳槳距增加，其中推進(jìn)槳入流速度較大，雖然大速度飛行時(shí)槳距較大，但有效迎角維持在一個(gè)合理范圍內(nèi)，50 m/s 時(shí)維持在10°的有效迎角，未到達(dá)失速狀態(tài)。在低速段保證槳距為正，推進(jìn)螺旋槳在加速過(guò)程中不會(huì)遇到渦環(huán)狀態(tài)。從圖6（d）中可以看出，復(fù)合式直升機(jī)功率呈現(xiàn)出馬鞍線狀的變化規(guī)律，這是因?yàn)殡S著速度增加，旋翼功率下降，推進(jìn)槳功率逐漸增加。

圖6 配平結(jié)果Fig.6 Trim results

3.3 結(jié)果討論

本文求得的冗余操縱系數(shù)分配能夠使得各個(gè)通道操縱量連續(xù)光滑地過(guò)渡，俯仰角過(guò)渡路線維持在較小的變化范圍內(nèi)。將復(fù)合式直升機(jī)俯仰角固定，分配系數(shù)設(shè)置為1，圖7、8 分別給出了與未進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)的過(guò)渡路線和常規(guī)直升機(jī)旋翼變距前飛的操縱方式對(duì)比得到的功率與操縱量曲線。

圖7 設(shè)計(jì)與未設(shè)計(jì)路線的功率對(duì)比Fig.7 Power comparison between designed and undesigned routes

如圖8 所示，經(jīng)過(guò)過(guò)渡路線設(shè)計(jì)后的復(fù)合式直升機(jī)在各個(gè)平飛配平狀態(tài)下的全機(jī)功率優(yōu)于姿態(tài)水平前飛。本文提出的設(shè)計(jì)方法得到的分配系數(shù)能夠使縱向操縱桿量光滑連續(xù)過(guò)渡，更符合直升機(jī)操縱習(xí)慣。推進(jìn)槳槳距始終為正，保證了低速過(guò)程中螺旋槳處于安全的工作狀態(tài)，不進(jìn)入渦環(huán)狀態(tài)。

圖8 冗余操縱與未加分配的縱向操縱量Fig.8 Redundant manipulations and unallocated longitudi?nal manipulations

4 結(jié)論

本文基于復(fù)合式直升機(jī)飛行力學(xué)建模分析進(jìn)行了不同操縱機(jī)構(gòu)之間分配系數(shù)設(shè)計(jì)，得到功率最優(yōu)的過(guò)渡路線。設(shè)計(jì)方法目標(biāo)使全機(jī)功率最優(yōu)，優(yōu)化分配系數(shù)使得操縱桿量隨著飛行速度光滑變化，利用牛頓法尋優(yōu)求解得到最優(yōu)過(guò)渡分配系數(shù)以及過(guò)渡路線。得出以下主要結(jié)論：

（1）影響復(fù)合式直升機(jī)水平前飛時(shí)功率的主要因素有俯仰角以及此時(shí)的俯仰通道分配系數(shù)。進(jìn)行最優(yōu)過(guò)渡路線設(shè)計(jì)以及分配系數(shù)選取時(shí)，需將兩者綜合考慮。

（2）基于優(yōu)化得到的俯仰角過(guò)渡路線及3 個(gè)姿態(tài)通道的分配系數(shù)進(jìn)行配平計(jì)算，計(jì)算得到0～50 m/s 的配平計(jì)算數(shù)據(jù)，各通道操縱量光滑過(guò)渡，達(dá)到預(yù)期設(shè)計(jì)目標(biāo)。

（3）以功率最優(yōu)作為目標(biāo)函數(shù)，速度增加操縱量連續(xù)的邊界條件符合駕駛員操縱習(xí)慣，進(jìn)行迭代尋優(yōu)能同時(shí)兼顧系統(tǒng)性能與操縱習(xí)慣。

（4）低速階段采用的路線設(shè)計(jì)，確保了加速過(guò)程中推進(jìn)螺旋槳槳距為正，避免遇到渦環(huán)狀態(tài)。