摘" 要：

雙螺旋槳復(fù)合式高速無人直升機(jī)同時(shí)具備了直升機(jī)和固定翼飛機(jī)的優(yōu)勢(shì)，是目前高速飛行器的研究熱門之一。針對(duì)雙螺旋槳復(fù)合式高速無人直升機(jī)進(jìn)行了飛行力學(xué)相關(guān)分析和操縱策略研究。首先，以干擾因子的方式構(gòu)建旋翼對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)干擾模型，機(jī)身模型采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，然后，建立該直升機(jī)的非線性飛行動(dòng)力學(xué)模型。針對(duì)操縱冗余問題，提出一種操縱策略，以權(quán)重系數(shù)來分配操縱通道，通過添加平均螺距桿縱向通道，由螺旋槳平均螺距控制前飛速度。在此基礎(chǔ)上進(jìn)行配平，實(shí)現(xiàn)了各個(gè)桿操縱量在3個(gè)模式間的光滑過渡，從而驗(yàn)證了操縱策略的合理性。

關(guān)鍵詞：

雙螺旋槳復(fù)合式高速無人直升機(jī); 操縱冗余; 飛行動(dòng)力學(xué)模型; 操縱策略

中圖分類號(hào)：

V 212.4

文獻(xiàn)標(biāo)志碼： A""" DOI：10.12305/j.issn.1001-506X.2024.07.30

Flight dynamics and manipulation strategy of compound high speed helicopter

YANG Yang1，*， HUANG Weining2， YANG Yongwen1， XU Liang1， LI Huasong2

（1. Yangzhou Collaborative Innovation Research Institute of Shenyang Aircraft Design and Research Institute

Co.Ltd， Yangzhou 225000， China; 2. Shenyang Aircraft Design and Research Institute， Shenyang 110000， China）

Abstract：

Double-propeller compound high-speed unmanned helicopter， which is currently one of the hottest research topics in high-speed aircraft， has the advantages of both helicopter and fixed wing aircraft. In this paper， the flight-dynamics related analysis and manipulation strategy research of the double-propeller compound high-speed unmanned helicopter are carried out. The aerodynamic interference model of rotor to wing is constructed by using the interference factor， and the fuselage model is based on the wind tunnel test data. Then， the nonlinear flight dynamics model of double-propeller compound high-speed unmanned helicopter is presented. In view of the problem of control redundancy， a manipulation strategy is proposed， which allocates the control channel with the weight coefficient， and controls the forward flight speed by the longitudinal channel of the mean propeller pitch. On this basis， the smooth transition of each rod between the three modes is realized， which verifies the rationality of the control strategy.

Keywords：

double-propeller compound high-speed unmanned helicopter; control redundancy; flight dynamics model; manipulation strategy

0" 引" 言

常規(guī)直升機(jī)和固定翼飛機(jī)是目前兩種使用最為頻繁的飛行器，各有其優(yōu)點(diǎn)。常規(guī)直升機(jī)擁有垂直起降以及空中懸停的能力，常規(guī)固定翼飛行器則可以實(shí)現(xiàn)高速飛行，它們都在各自的領(lǐng)域發(fā)揮著不可替代的作用。隨著飛行器的不斷發(fā)展，人們也意識(shí)到，一款能夠保持有效懸停及垂直起降能力并能高速飛行的飛行器，一定能夠出色地完成各類任務(wù)。因此，為了達(dá)成這一目標(biāo)，各種各樣的設(shè)計(jì)理念涌現(xiàn)出來，出現(xiàn)了很多具有代表性的飛行器。

首先，第一類設(shè)計(jì)理念是在固定翼飛機(jī)的基礎(chǔ)上進(jìn)行改進(jìn)，使固定翼飛機(jī)獲得垂直起降的能力，其中最具代表性的飛行器有英國(guó)鷂式戰(zhàn)斗機(jī)［1］和美國(guó)F35B戰(zhàn)斗機(jī)［2］。英國(guó)鷂式戰(zhàn)斗機(jī)通過偏轉(zhuǎn)噴管改變推力的方向，從而實(shí)現(xiàn)垂直起降，但是其缺點(diǎn)是垂直起降需要消耗大量的能量并且對(duì)駕駛員的操縱技術(shù)要求較高［3］;其次，第二類設(shè)計(jì)理念是傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)［4］，“魚鷹”V-22［5］傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)是其中的代表作之一，其兩側(cè)的旋翼可以用來實(shí)現(xiàn)垂直起降，完成傾轉(zhuǎn)之后，旋翼變成了前進(jìn)的動(dòng)力，從而擁有高速前飛的能力，但是其傾轉(zhuǎn)過程較為復(fù)雜［67］。

第三類設(shè)計(jì)理念是復(fù)合式直升機(jī)［8］，傳統(tǒng)直升機(jī)的速度受到前行槳葉壓縮性和后行槳葉失速的限制［9］，但是復(fù)合式直升機(jī)的引入推遲了這兩種氣動(dòng)限制，實(shí)現(xiàn)了更高的飛行速度。復(fù)合式直升機(jī)的復(fù)合類型有升力復(fù)合和推力復(fù)合。升力復(fù)合的概念是機(jī)翼在高速飛行中為主旋翼承擔(dān)升力，從而延遲后行槳葉失速的開始。而由螺旋槳等推進(jìn)裝置提供的推力復(fù)合，在高速飛行時(shí)提供額外的軸向推力，從而使主旋翼脫離其推進(jìn)功能。

從表面上看，X3雙螺旋槳復(fù)合高速直升機(jī)進(jìn)行了3處改進(jìn)，一是在旋翼下方機(jī)身兩側(cè)增加了一副機(jī)翼;二是在兩側(cè)機(jī)翼上安裝了一副推力螺旋槳系統(tǒng);三是在尾部用垂尾和平尾系統(tǒng)替換原有的直升機(jī)尾槳和尾翼。實(shí)際上，它反映了復(fù)合式直升機(jī)應(yīng)同時(shí)具備升力復(fù)合和推力復(fù)合的設(shè)計(jì)思想。一方面，隨著飛行速度的增加，機(jī)翼承擔(dān)的升力不斷增大，逐漸卸載旋翼，從而可以降低旋翼轉(zhuǎn)速;另一方面，隨著飛行速度的增加，阻力不斷增大，要求增加旋翼縱向揮舞以滿足前向力的要求，唯一的途徑是加大旋翼的前傾角度，但前傾角的加大將導(dǎo)致直升機(jī)姿態(tài)的大幅度變化，從而降低了機(jī)翼的升阻特性，因此，引入的推力復(fù)合提供了前向力，并使直升機(jī)在高速飛行時(shí)保持了優(yōu)良的俯仰姿態(tài)。

然而，升力和推力裝置的引入使得X3雙螺旋槳復(fù)合高速直升機(jī)產(chǎn)生了升力與推力的匹配問題和冗余操縱的問題。X3雙螺旋槳復(fù)合高速直升機(jī)的操縱機(jī)構(gòu)有8個(gè)，即旋翼的總距和橫縱向周期變距，兩側(cè)螺旋槳的螺距、副翼，以及升降舵和方向舵，與常規(guī)直升機(jī)或固定翼飛機(jī)的4個(gè)操縱量相比，該復(fù)合式直升機(jī)出現(xiàn)了操縱量冗余的現(xiàn)象。如果僅僅靠駕駛員的手動(dòng)操縱來嘗試合理的操縱方式，會(huì)大大增加駕駛員的負(fù)擔(dān)，降低飛行品質(zhì)［10］。操縱冗余問題直接影響X3雙螺旋槳復(fù)合高速直升機(jī)完成任務(wù)的質(zhì)量，因此需要在建立模型的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)一套適合的操縱策略來解決X3雙螺旋槳復(fù)合高速直升機(jī)的操縱冗余問題，實(shí)現(xiàn)其快速、安全、平穩(wěn)的飛行。

因此，本文的研究目的是建立雙螺旋槳復(fù)合式高速無人直升機(jī)的飛行力學(xué)模型，分析該直升機(jī)飛行力學(xué)特性，設(shè)計(jì)出適合該型直升機(jī)的控制策略來解決該復(fù)合式直升機(jī)存在的固有操縱冗余問題。本文的研究意義為通過對(duì)該復(fù)合式直升機(jī)的飛行力學(xué)和操縱策略的研究，得到不同前飛速度下各個(gè)桿操縱量的變化范圍以及變化趨勢(shì)，驗(yàn)證其操縱策略的可行性。

1" 飛行動(dòng)力學(xué)建模

本文自行研制的雙螺旋槳復(fù)合式高速無人直升機(jī)總體布局如圖1所示。首先，主要升力面有主旋翼和機(jī)身兩側(cè)的機(jī)翼，機(jī)翼采用環(huán)形機(jī)翼設(shè)計(jì)，同時(shí)機(jī)翼采用小弦長(zhǎng)設(shè)計(jì)，降低了飛行器在懸停時(shí)的垂直吹風(fēng)增重，機(jī)翼所構(gòu)成的閉合三角結(jié)構(gòu)增強(qiáng)了結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性，為翼端安裝的推進(jìn)螺旋槳提供結(jié)構(gòu)保證;其次，推進(jìn)裝置為兩側(cè)的變距推進(jìn)螺旋槳，可以用來平衡旋翼反扭矩和提供前向力;各部件具體參數(shù)如表1所示。

1.1" 坐標(biāo)系

體軸系的原點(diǎn)為直升機(jī)重心，固定于直升機(jī)機(jī)身，ObXb和ObZb軸位于直升機(jī)縱向?qū)ΨQ面內(nèi)，ObXb軸平行于機(jī)體縱向構(gòu)造基準(zhǔn)線并指向機(jī)頭，ObZb軸垂直于ObXb軸，以機(jī)身下方為正，ObYb軸由右手法則確定。

槳軸系的原點(diǎn)為旋翼槳轂中心，固定于旋翼中心軸。其中OsXsZs為機(jī)身縱向?qū)ΨQ平面，OsZs軸指向旋翼軸下方，OsXs軸指向機(jī)頭方向，OsYs軸由右手法則確定。

對(duì)于不同的氣動(dòng)部件，風(fēng)軸系的原點(diǎn)為其對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)中心。其中OwXw指向來流速度方向，OwZw軸垂直于OwXw軸向下，由右手法則確定OwYw軸。

1.2" 旋翼模型

在直升機(jī)各個(gè)部件的模型中，主旋翼的建模工作量最大。因此，在旋翼建模的過程中，需要各種假設(shè)來分析旋翼載荷，本文采用的基本假設(shè)［11］如下：

（1） 旋翼槳葉剛性，質(zhì)量分布均勻，負(fù)扭呈線性變化;

（2） 揮舞角和入流角很小;

（3） 忽略反流區(qū)且不考慮壓縮性及失速效應(yīng)的影響;

（4） 采用修正系數(shù)模擬三維效應(yīng)引起的槳尖損失;

（5） 旋翼誘導(dǎo)速度［12］采用均勻入流模型。

旋翼誘導(dǎo)速度和槳葉揮舞運(yùn)動(dòng)對(duì)于旋翼氣動(dòng)力的計(jì)算而言十分關(guān)鍵。旋翼氣動(dòng)力、誘導(dǎo)速度和槳葉揮舞運(yùn)動(dòng)相互影響如圖2所示。

本文采用的誘導(dǎo)速度模型為均勻入流模型［13］，即

υi=CT2μ2+λ21·ΩR（1）

式中：υ1為旋翼誘導(dǎo)速度;CT為旋翼的拉力系數(shù);Ω為旋翼轉(zhuǎn)速;R為半徑;μ為前進(jìn)比。

本文的槳葉揮舞運(yùn)動(dòng)模型采用槳葉的一階剛性揮舞而忽略了高階項(xiàng)，揮舞角β可表達(dá)為

β=a0－a1scos －b1ssin （2）

式中：為方位角。

槳轂風(fēng)軸系到槳轂軸系的轉(zhuǎn)換矩陣Tw→h為

Tw→h=cos βwsin βw0

－sin βwcos βw0

001（3）

式中： βw為側(cè)滑角。

由此可將槳軸軸系下橫縱向周期變距A1s和B1s轉(zhuǎn)換為風(fēng)軸系下橫縱向周期變距A1和B1。

A1

B1=cos βw－（Δ）sin βw

sin βwcos βwA1s

B1s（4）

如圖3所示，在旋翼剖面處，槳葉微段的迎角為α，槳距角為，來流速度為uP和uT。

可以得出該剖面處的迎角為

α=+arctanuPuT（5）

如圖4所示，可得切向和法向氣流速度分別為

μT=μsin +rRcos β

μP=λ1cos β－μsin βcos －β·Ωr－eR…+rRwxΩcos βw+wyΩsin βwsin +－wxΩsin βw+wyΩcos βwcos （6）

式中：e為槳葉揮舞鉸偏置量;wx和wy為滾轉(zhuǎn)角和俯仰角速度;β·為揮舞角速率;r為微段所在半徑長(zhǎng)度。

如圖5所示，槳葉微段上的氣動(dòng)力dFA可以表示為

dFA=12ρ（ΩR）2a∞c（μ2T+μTμP）dr（7）

推導(dǎo)出槳葉的揮舞運(yùn)動(dòng)［14］方程，可以表達(dá)為

Iββ¨=κ∫R－e0rdFA+2（Iβ+eMβ）（p-Ωcos ′－q-Ωsin ′）－

Kββ－（Iβcos β+eMβ）Ω2sin β（8）

式中：Iβ，Mβ，Kβ分別為槳葉關(guān)于揮舞鉸的慣性矩，質(zhì)量靜矩和揮舞鉸彈簧剛度;a∞為槳葉升力線斜率;c為槳葉微段弦長(zhǎng);κ為旋翼葉尖損失系數(shù)。

得到旋翼在風(fēng)軸系下的槳盤軌跡平面動(dòng)力學(xué)方程：

a¨+Da·+Ka=F（9）

式中：a=［a0a1sb1s］T，a0，a1s，b1s分別為錐度角、后倒角和側(cè)倒角;D為旋翼阻尼矩陣;K為旋翼剛度矩陣;F為旋翼激勵(lì)向量。

因此，如圖6所示，該剖面處的升力和阻力可以分別表示為

dY=12ρ（ΩR）2（μ2T+μ2P）a∞αcdr

dX=12ρ（ΩR）2（μ2T+μ2P）Cxcdr（10）

升力dY與拉力dT之間的夾角為β*。

可得剖面處的葉素拉力、后向力、側(cè)向力以及反扭矩分別為

dTs=dTcos β

dHs=dQsin －dTsin βcos

dSs=－dQcos －dTsin βsin

dNs=rdQcos β（11）

對(duì)上述格式進(jìn)行積分處理，從而得到旋翼拉力、后向力、側(cè)向力以及反扭矩。

旋翼槳轂力可以表示為

Fc=∫R－e0r·mdr（r+e）Ω2r（β－a0）r+e

Lr=κn2π∫2π0－Fcesin d

Mr=κn2π∫2π0－Fcecos d（12）

因此，槳軸系下力和力矩分別為

Fsx，r=－Hr

Fsy，r=Sr

Fsz，r=－Tr

Msx，r=Lr

Msy，r=Mr

Msz，r=Nr（13）

通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換，體軸系下的力和力矩為

Fbx，r

Fby，r

Fbz，r=Ts→bFsx，r

Fsy，r

Fsz，r（14）

Mbx，r

Mby，r

Mbz，r=Ts→bMsx，r

Msy，r

Msz，r+xbr

ybr

zbr·Fbx，r

Fby，r

Fbz，r（15）

1.3" 螺旋槳模型

如圖7所示，從槳轂軸系到槳葉軸系的轉(zhuǎn)換矩陣為

Tpd→pbl=－cos sin 0

－sin －cos 0

001（16）

將槳葉軸系下1/4弦線處的速度寫為矢量形式，即

vpblp=vpblpxipbl+vpblpyjpbl+vpblpzkpbl（17）

得到了槳葉微段的速度之后，可以計(jì)算其有效迎角及當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)，再通過查表的方式得到其升阻系數(shù)，以及相應(yīng)的力和力矩。

如圖8所示，槳葉微段的切向速度和垂向速度分別為

vtan=vpblpy

vn=vpblpz+vi（18）

propeller micro-segment

入流角為

=tan－1vnvtan（19）

有效迎角為

α=θprop－tan－1vnvtan+θtwistriRprop（20）

式中：θprop為左右螺旋槳的槳距角，由平均螺距θmean和差分螺距θdiff組成，可以表示為

θprop_right=θmean+θdiff

θprop_left=θmean－θdiff（21）

槳葉軸系下1/4弦線的力的矢量形式為

fpblp=fpblpxipbl+fpblpyjpbl+fpblpzkpbl（22）

體軸系下螺旋槳產(chǎn)生的合力為

Fbprop=Nb2π∫2π0∫RpropRcut（Tb→pd）T（Tpd→pbl）Tfpblp δrδ（23）

體軸系下螺旋槳對(duì)槳轂中心產(chǎn)生的力矩為

Mbph=Nb2π∫2π0∫RpropRcut（Tb→pd）T（Tpd→pbl）T（rpblp×fpblp） δrδ（24）

體軸系下螺旋槳對(duì)重心產(chǎn)生的力矩為

Mbprop=Mbph+（rbph×Fbprop）（25）

1.4" 機(jī)翼模型

在采用的機(jī)翼上，添加了副翼，兩者在建模時(shí)都采用葉素理論，兩者建模過程相似，所以本文以機(jī)翼模型為例。平尾/升降舵和垂尾/方向舵同理。

機(jī)翼相對(duì)位置如圖9所示，在計(jì)算每個(gè)機(jī)翼微段上產(chǎn)生的力和力矩時(shí)，由圖9可知機(jī)翼微段1/4弦線處相對(duì)重心的位置為

rbw=xbwib+ybwjb+zbwkb（26）

體軸系下機(jī)翼微段的速度為

vbw=vbc.g.+（wb×rbw）+0

0

－kv0（27）

機(jī)翼軸系下的速度為

vwiw=Tb→wivbw=vwiwxiw+vwiwyjw+vwiwzkw（28）

如圖10所示，可得單位長(zhǎng)度的機(jī)翼剖面升力和阻力以及俯仰力矩：

l=12ρv2resc（y）Cl（αwing，M）

d=12ρv2resc（y）（Cd（αwing，M）+CDi）

m=12ρv2resc（y）2Cm（αwing，M）（29）

式中：機(jī)翼弦長(zhǎng)c沿機(jī)翼展長(zhǎng)變化;vres為該剖面處速度矢量的大小。CDi為機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力［15］，該誘導(dǎo)阻力分量為

CDi=C-Lπε′·AR（30）

式中：C-L為整個(gè)機(jī)翼的平均升力系數(shù);AR是機(jī)翼的展弦比;ε′為奧斯瓦德因子，表達(dá)式為

ε′=1.78（1-0.045AR0.68）-0.64（31）

因此，機(jī)翼軸系下該剖面處機(jī)翼力和力矩的表達(dá)式分別為

fwiw=fwiwxiw+fwiwyjw+fwiwzkw

mwiw=rbw×fwiw+［0m0］（32）

由此可知，體軸系下機(jī)翼的合力和合力矩分別為

Fbw=∫b20（Tb→wi）Tfwiwdy

Mbw=∫b20（Tb→wi）Tmwiwdy（33）

1.5" 機(jī)身模型

機(jī)身的空氣動(dòng)力計(jì)算十分復(fù)雜，直接采用在風(fēng)洞中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)［14］。假設(shè)不考慮旋翼尾流對(duì)機(jī)身模型的干擾［16］，機(jī)身氣動(dòng)中心在體軸系下的速度為

vbf，x

vbf，y

vbf，z=vb，x

vb，y

vb，z+wb×rbf（34）

式中：rbf為機(jī)身氣動(dòng)中心在體軸系下的位置。

從而可以得出機(jī)身的迎角和側(cè)滑角分別為

αf=arctanvbf，zvbf，x

βf=arctanvbf，yvbf，x2+vbf，z2（35）

因此，在體軸系下，機(jī)身的氣動(dòng)力和力矩可以分別表示為

Fbx，f

Fby，f

Fbz，f=－qfACdf（V，αf，βf）

qfACsf（V，αf，βf）

－qfAClf（V，αf，βf）

Mbx，f

Mby，f

Mbz，f=qfAlCmlf（V，αf，βf）

qfAlCmmf（V，αf，βf）

qfAlCmnf（V，αf，βf）－rbf×Fbx，f

Fby，f

Fbz，f（36）

1.6" 機(jī)體運(yùn)動(dòng)方程

根據(jù)以上計(jì)算的各部件氣動(dòng)力模型，得到復(fù)合式高速無人直升機(jī)在體軸系下的合力和合力矩分別為

Fbx

Fby

Fbz=Fbx，r

Fby，r

Fbz，r+Fbx，p

Fby，p

Fbz，p+Fbx，w

Fby，w

Fbz，w+Fbx，f

Fby，f

Fbz，f+Fbx，h

Fby，h

Fbz，h+Fbx，v

Fby，v

Fbz，v（37）

Mbx

Mby

Mbz=Mbx，r

Mby，r

Mbz，r+Mbx，p

Mby，p

Mbz，p+Mbx，w

Mby，w

Mbz，w+Mbx，f

Mby，f

Mbz，f+Mbx，h

Mby，h

Mbz，h+Mbx，v

Mby，v

Mbz，v（38）

2nbsp; 操縱策略及配平分析

好的操縱策略可以減輕駕駛員操縱負(fù)荷［17］，提高飛行器性能［18］。

2.1" 操縱策略

該直升機(jī)分為懸停/低速、過渡前飛和高速前飛3種模式。操縱策略如表2和表3所示。

在過渡狀態(tài)下，本文采用了權(quán)重系數(shù)來解決操縱冗余的問題。與傾轉(zhuǎn)旋翼類似［1921］，由于復(fù)合概念的引入，橫向桿的信號(hào)值被分配到旋翼的橫向周期變距和副翼上，縱向桿的信號(hào)值被分配到旋翼縱向周期變距和升降舵上，航向桿的信號(hào)值被分配到螺旋槳差分螺距和方向舵上。采用的權(quán)重系數(shù)分配如圖11～圖13所示。

2.2" 配平分析

為了平衡懸停狀態(tài)下的復(fù)合式高速無人直升機(jī)，在俯仰姿態(tài)為零的情況下，左側(cè)螺旋槳需要大量的負(fù)推力。隨著前進(jìn)速度的增加，左側(cè)螺旋槳繼續(xù)產(chǎn)生大量負(fù)推力，以保持機(jī)身水平，左側(cè)螺旋槳的前進(jìn)速度和誘導(dǎo)速度向相反方向移動(dòng)，當(dāng)它們的大小相似時(shí)，就不會(huì)有明確的滑流，最終在一定的飛行速度下達(dá)到渦環(huán)狀態(tài)，從而導(dǎo)致動(dòng)量理論的解不再有效［11，13］。因此，通過適當(dāng)增大俯仰角，可以避免左側(cè)螺旋槳在低速飛行中產(chǎn)生大量的負(fù)推力。本文規(guī)定的俯仰角隨前飛速度變化曲線如圖14所示。

在進(jìn)行數(shù)值計(jì)算時(shí)，本文對(duì)操縱量先采用歸一化［22］處理，再乘以各自的靈敏系數(shù)，這樣使得配平得出的操縱量為各個(gè)桿操縱量的值，各個(gè)操縱桿的行程及桿操縱量如表4所示。

2.2.1" 總距桿操縱量配平值

如圖15所示，隨著速度增加，旋翼總距逐漸減小。這是因?yàn)闄C(jī)翼隨著速度增加，逐漸卸載旋翼，旋翼總距會(huì)越來越小。如圖16所示，在懸停/低速模式下，旋翼承擔(dān)了主要的升力;進(jìn)入過渡模式后，機(jī)翼承擔(dān)了約25％的升力;而進(jìn)入高速模式后，機(jī)翼已經(jīng)承擔(dān)了大約60％的升力。

2.2.2" 橫向桿操縱量配平值

如圖17所示，橫向桿的桿操縱量隨著速度增加而增加。因?yàn)槁菪龢诋a(chǎn)生前向力的同時(shí)產(chǎn)生了反扭矩［9］，并隨著速度增大而增大，如圖18所示，需要通過右壓橫向桿來平衡滾轉(zhuǎn)力矩。

如圖19所示，在懸停/低速模式下，旋翼為主要升力面和操縱面，此時(shí)需要通過旋翼橫向周期變距來平衡螺旋槳的反扭矩，所以旋翼橫向周期變距不斷增大;隨著速度增大，副翼逐漸為旋翼橫向周期變距承擔(dān)平衡滾轉(zhuǎn)力矩的作用，旋翼橫向周期變距逐漸減小，副翼偏角逐漸增大。

2.2.3" 縱向桿操縱量

如圖20所示，縱向桿的桿操縱量隨著速度增加而增加，不斷向前壓桿。由于設(shè)定俯仰角的變化為隨著速度不斷降低，在進(jìn)入高速模式后，俯仰角逐漸變?yōu)榱悖匆运阶藨B(tài)前飛，所以需要不斷向前壓縱向桿，使直升機(jī)不斷降低俯仰角，進(jìn)而改變俯仰角。

如圖21所示，為了使俯仰角逐漸減小，在懸停/低速模式下，旋翼縱向周期變距不斷增大以減小抬頭力矩;而進(jìn)入過渡和高速飛行模式后，升降舵逐漸取代了旋翼縱向周期變距，升降舵偏角逐漸增大，以提供更大的低頭力矩。

2.2.4" 航向桿操縱量

如圖22所示，航向桿桿操縱量隨著速度不斷減小。航向桿主要是用來平衡偏航力矩，主要產(chǎn)生偏航力矩的部件有旋翼、螺旋槳和方向舵。而引起航向桿變化的原因是隨著速度增大，旋翼反扭矩逐漸減小，如圖23所示。

如圖24所示，在懸停/低速模式下，主要通過差分螺距來平衡偏航力矩，所以差分螺距的變化趨勢(shì)為逐漸降低;而方向舵由于權(quán)重系數(shù)逐漸上調(diào)，作用逐漸明顯，略有上升。

2.2.5" 平均螺距桿操縱量

為了保持飛行過程中復(fù)合式高速無人直升機(jī)的俯仰姿態(tài)，本文采用前推螺旋槳平均螺距桿來增加前飛速度，因此如圖25所示，螺旋槳平均螺距桿操縱量隨著速度增加而增加。

3" 結(jié)" 論

本節(jié)基于自主研制的復(fù)合式高速無人直升機(jī)的飛行力學(xué)特性，建立其飛行力學(xué)模型，并開展了操縱策略的研究，為其設(shè)計(jì)了3個(gè)飛行模式，在操縱策略的設(shè)計(jì)中，增加了1個(gè)平均螺距桿縱向通道，使得該復(fù)合式直升機(jī)縱向前飛速率的控制量由旋翼縱向周期變距改為螺旋槳平均螺距，在實(shí)現(xiàn)加速前飛的過程中，不需要該直升機(jī)犧牲俯仰姿態(tài)角，從而提高了機(jī)翼的升力作用。然后，針對(duì)操縱冗余問題采用的權(quán)重系數(shù)，充分利用了每個(gè)操縱機(jī)構(gòu)，并且在基于操縱策略的配平工作中，通過額外規(guī)定俯仰姿態(tài)角解決了操縱量過多的問題，并實(shí)現(xiàn)了各個(gè)操縱桿操縱量隨著速度的光滑過渡。

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作者簡(jiǎn)介

楊" 洋（1996—）， 男，工程師，碩士，主要研究方向?yàn)轱w行力學(xué)、飛行控制。

黃維寧（1992—），男，工程師，碩士，主要研究方向?yàn)轱w行力學(xué)、飛行控制。

楊永文（1982—），男，高級(jí)工程師，碩士，主要研究方向?yàn)轱w機(jī)總體、飛行控制。

徐" 亮（1989—），男，工程師，博士，主要研究方向?yàn)轱w行力學(xué)、飛行控制。

李華松（1996—），男，工程師，碩士，主要研究方向?yàn)轱w行力學(xué)、飛行控制。