以前,技术最小化控制飞行控制的努力 年代定期系统(FCS)的一架直升机,普遍检查。这些方法包括移动尾使用集体和差动螺旋角变化的左边和右边的向前和向后运动水平的尾巴和尾巴在纵轴(例如,见 1, 2])。其他方法包括重新设计的一些直升机主旋翼参数(例如,半径、弦长和拍打弹簧刚度)飞行前(即。、被动变形)和不断变化的一些直升机主旋翼参数(例如,半径和弦长)在飞行(即。活跃的变形)。例如,在[ 3),被动变形有利于减少控制的努力。在这项研究中,主旋翼叶片半径,叶片弦长、叶片,叶片线性质量密度、叶片扑弹簧刚度和角速率的被动变形参数。使用这种新技术帮助节省33% FCS的控制工作的水平直线飞行40节。除了先前的研究中,在 4),主动变形是有益的因为同样的原因。在这项研究中,主旋翼叶片半径,叶片弦长、叶片扭曲、变形参数和角速度是活跃。使用这种新技术帮助节省84.6% FCS的控制工作的水平直线飞行40节。

几项研究直升机叶片根弦长和叶片锥最近进行的是出于不同的原因。例如,在[ 5),flapwise弯曲振动分析的旋转,锥形悬臂Bernoulli-Euler梁(如直升机桨叶)是用微分变换方法(即进行的。DTM)。叶片锥度对固有频率的影响也进行了研究。发现一个旋转的固有频率,锥形悬臂Bernoulli-Euler梁可以获得高精度利用DTM。在另一项研究通过奥兹德米尔和卡亚( 6),一个旋转的自由振动分析,double-tapered得票率最高梁(如直升机桨叶)flapwise弯曲和扭转振动耦合的研究。此外,在[ 7),研究了锥形比为了优化悬浮性能。相关的设计问题逐渐减少锥比率,锥形开始,叶根和弦。在这个研究中,一些额外的参数,即翼型的叶片扭曲和系数分布函数,也被调查。优化后,所需的马力减少7.4%的品质因数盘旋提高了6.5%(参见[ 8, 9)对不同叶片锥应用程序)。除了前面提到的研究中,叶片锥的控制努力的影响直升机的飞行控制系统也研究了Oktay和萨尔 10]。在这项研究中,研究叶片锥和输出的收益variance-constrained控制器——(OVC)基于直升机FCS优化变量。这些变量进行优化,以减少控制的努力。在应用积极的叶片锥,防治工作增加了。因此,用一个积极的叶片锥被发现适合他们的系统。图 1显示了研究的一些结果。自发现仅仅应用叶片锥是不切实际的从减少控制工作的角度FCS的直升机,在另一个会议研究Oktay和萨尔 11,直升机叶片锥和叶根弦长与收益的同时设计OVC-based直升机FCS为了优化控制的努力。图 2显示的结果中发现,研究( ζ 指根弦长度乘以的系数)。

几种控制方法的直升机FCS最近发达。variance-constrained控制器的使用是一个这样的方法(参见[ 12])。这些类型的控制器具有众多优势对其他现有知名控制器在文献中。首先,variance-constrained控制器增强LQG控制器和包括卡尔曼滤波器的状态估计。其次,他们提供(即二阶信息。、状态协方差矩阵[ 13, 14])的更多信息,这类信息是非常有益的多变量控制系统设计中,因为所有稳定控制器参数化与物理意义的状态协方差矩阵。最后,对于大型和强耦合的多输入,multioutput系统,例如,用于直升机fcs的,这些控制器分配担保的瞬态行为独立变量通过执行这些变量的方差上限。在这项研究中,一个特定variance-constrained控制器,OVC,应用于直升机FCS由于这几个优点。

在这项研究中,直升机叶片锥的综合效应和叶片根弦长控制努力的FCS的直升机与ovc首次评估。此外,比较而言,闭环反应的高峰值,没有叶根和弦的变化和叶片锥度变化并进行评估的文献中尚属首次。这些初步结果已经发表在国际会议(即。,我nternational Research Conference on Science, Management and Engineering [ 11])。

在这项研究中,产生[直升机模型 12]和[进行了总结 3, 4使用)。这些简要总结。它们包括物理原则,导致动态模型组成的一组有限的常微分方程(常微分方程)。发现使用的直升机模型的哲学总结之前包括机身、尾翼、起落装置,完全铰接主旋翼(即。四个叶片),主旋翼下洗,尾桨。因此,该模型是客观复杂共有29个方程:9机身方程,16个叶片拍打和领先-落后方程,3静态主旋翼向下运动方程,和一个额外的飞行路线角代数方程。

在这项研究中,同步变化的影响在叶片根弦长和叶片锥直升机FCS调查。因此,研究叶片锥的原因是总结下:叶片锥是用于提高气动效率 15, 16)对结构的弯曲应力和防止叶根[ 17]。常数弦叶片是简单的,但是他们比锥形叶片的空气动力学效率较低。叶片锥也提高了直升机旋翼悬停性能和向前飞行性能直到推进率为0.3左右。由于这些优点,在这项研究中,叶片锥是及其影响的控制努力FCS的一架直升机同时检查叶根和弦。图 3显示了一个锥形叶片。此外,在图 4,叶根的变化与叶片弦长锥。

在图 5,叶片锥和叶根的变化和弦。

直升机FCS, variance-constrained控制器,特别是OVC选择。ovc的简要描述和应用可以在找到 13, 14)(参见[ 18OVC)的背景。

对于一个给定的连续线性定常(LTI),可,可检测植物(见[ 13, 14]) (1) x ̇ p = 一个 p x p + B p u p + w p , y = C p x p , z = 米 p x p + v , 和一个正定矩阵输入惩罚, R > 0 ,确定一个完整的订单动态控制器 (2) x ̇ c = 一个 c x c + F z , u p = G x c , 为了应对这一问题 (3) 最小值 一个 c , F , G J = E ∞ u p T R u p = t r R G X c j G T , 暴露于方差限制输出 (4) E ∞ y 我 2 ≤ σ 我 2 , 我 = 1 , … , n y 。

在上面的方程中, y 和 z 分别描述感兴趣的输出和传感器测量; F 和 G 分别是状态估计量和控制器增益矩阵; w p 和 v 是为不相关的高斯白噪声的强度吗 W 和 V 分别; x c 是控制器状态向量; σ 我 2 上限对吗 我th输出方差; n y 是输出的数量;和 E ∞ ≜ lim t → ∞ E ,在那里 E 是期望算子。除了先前的信息, t r 和 T 分别象征着跟踪矩阵和矩阵的转置运算符。的数量 J 通常被称为FCS的控制努力或FCS的成本,并获得使用状态协方差矩阵, X c j 。后的算法( 13, 14收敛和点球矩阵的输出 问 发现,OVC参数 (5) 一个 c = 一个 p + B p G − F 米 p , F = X 米 p T V − 1 , G = − R − 1 B p T K 。

在上面的方程中, X 和 K 是两个代数黎卡提微分方程的解决方案: (6) 0 = X 一个 p T + 一个 p X − X 米 p T V − 1 米 p X + W , 0 = K 一个 p + 一个 p T K − K B p R − 1 B p T K + C p T 问 C p 。

在这项研究中,同步变化的影响在叶片根弦长和叶片锥度控制努力FCS的直升机了。为此,复杂,control-oriented、基于物理的直升机模型(见[ 12更多细节)修剪和线性化在盘旋,40-knot水平直线飞行条件,和80 -结水平直线飞行条件受益。ovc设计与输出方差约束直升机欧拉角(即, 10 − 4 ),而所有四个直升机控制作为输入。噪声强度是 W = 10 − 1 ∗ 我 25 和 V = 10 − 1 ∗ 我 4 。

图 6显示同步变化的影响在叶根弦长和叶片锥度控制努力的FCS盘旋的直升机,40-knot水平直线飞行条件下,分别和80 -结水平直线飞行条件。如图,当一个积极的锥度(例如, Ω = 1 − c T / c R ),直升机的FCS控制努力的增加三个飞行条件。另一方面,增加了叶片根弦长,这是获得使用公式 c R = c R 0 ∗ ξ ,降低了控制的努力。因此,应遵循由设计师,如果由于转子叶片锥使用性能原因或其他原因然后叶片根弦长需要为了不增加控制努力或增加能源消耗。我们的广泛的分析表明,这一结果是有效的对不同飞行条件(例如,悬停和80 -结水平直线飞行条件)。

为了更好地估计同步变化的影响在叶根弦长和叶片锥度控制直升机的FCS的努力,古典的闭环性能直升机,直升飞机叶片锥1日版和根和弦变化,和一架直升机第二版本叶片锥和根和弦的变化进行了比较。随后的讨论,通过获得的闭环系统集成设计古典直升机和OVC的它被称为第一个闭环系统。同样,闭环系统获得通过集成1日版的直升机叶片锥和根弦变异和OVC用于它被称为第二闭环系统。直升机的闭环系统获得通过集成与第二版本叶片锥和根弦变异和OVC用于它被称为第三闭环系统。当第一个版本叶片锥和根和弦变化应用,根弦常数必须等于 ξ = 2 / 2 − Ω 保持叶片面积不变。因为 Ω = 0.2 在这个应用程序中,的价值 ξ 是1.1111。此外,当第二版本叶片锥和根和弦变化应用,为了减少FCS的直升机的控制工作 Ω = 0.2 ,叶根和弦的变化是增加了 ξ = 1.2 ( Ω = 0.2 和 ξ = 1.2 我们的研究是边界值)。所有这三个闭环系统,直升机模型是修剪和线性化40-knot水平直线飞行条件。在如下所示的数据,变量是在度来显示他们的行为在一个更好的方法。同样重要的是要注意,使用线性化模型、变量的实际值偏离他们削减值如下所示的数据。此外,这些数据也显示一些州的闭环响应和控制时,闭环系统(固体黑色线)都是由白噪声扰动兴奋。

如图 7,定性(即。,the shape of the response) and quantitative (i.e., the magnitude of the response) behaviors of the Euler angles are fundamentally the same for all the three helicopters. This can be explained by the fact that the expected values ( E ∞ y 我 2 )(即输出的兴趣。,the helicopter Euler angles in this research article) are very close and satisfy the constraints ( E ∞ y 我 2 ≤ σ 我 2 )。

图 7展示了直升机的线性速度的闭环响应(例如, ϕ 一个 :横摇角; θ 一个 :螺旋角;和 ψ 一个 偏航角),纵向线性速度(即, u)国家和集体叶片拍打角(即, β 0 )负责第一闭环系统(固体黑线),第二闭环系统(固体红线),和三闭环系统(蓝线)。

如图,一个输出(例如, u和 β 0 )不显示一个灾难性的行为,这意味着快速而不发生大的变化。三架直升机的定性行为是相似的。这种良好的性能可以解释为OVC的指数稳定效果(见[ 12更多细节)。最后,对不同飞行条件下(例如,悬停和80 -结水平直线飞行条件),结果发现也有效。

图 8显示了一些直升机控制的闭环响应(即。,main rotor collective and longitudinal cyclic blade pitch angles) for all the three helicopters. The most important observation related to variations in the taper and root chord of the main rotor collective blade pitch and longitudinal cyclic controls for all the three helicopters is that the peak values are the smallest for the 1st closed-loop system (i.e., integration of classical helicopter and OVC). Moreover, the peak values of the 2nd closed-loop system are greater than those of the 3rd closed-loop system. These results can be explained by the fact that the control effort of OVCs (see ( 3闭环系统)中存在相关 8.18 ∗ 10 − 4 , 16.89 ∗ 10 − 4 , 16.08 ∗ 10 − 4 ,分别。此外,控制变化平滑和小。此外,控件不显示灾难性的行为。我们的广泛的分析也表明,这些结果是所有其他控件(即有效。主旋翼,横向循环叶片间距控制和尾桨控制)。最后,之前结果也适用于不同飞行条件下(例如,悬停和80 -结水平直线飞行条件)。

本研究调查的影响叶片根弦长和叶片锥(即。,我nboth the chordwise and lengthwise directions simultaneously) on the control effort of the FCS of a helicopter, as well as on the closed-loop responses, is investigated. For this purpose, helicopter models (complex, control-oriented, and physics-based models) including helicopter main physics and essential dynamics were used. Three closed-loop systems (i.e., for a classical helicopter, for a helicopter with blade taper and root chord variation, applied in order to keep the blade area fixed, and for a helicopter with taper and root chord variation at the borders) were examined.

当有必要使用锥形由于性能原因,叶根弦的长度也必须增加为了不增加控制直升机的FCS的努力。这个结果也适用于不同飞行条件下(例如,悬停和80 -结水平直线飞行条件)。例如,为我们修改的直升机(即。,Puma SA 330), the control effort was obtained as 8.18 ∗ 10 − 4 在40-knot水平直线飞行条件。当锥被选在边境和根弦常数被选为了保持叶片面积不变,控制努力得到 16.89 ∗ 10 − 4 。此外,当锥和根弦常数都选择在边界,控制努力得到 16.08 ∗ 10 − 4 。

关于闭环系统也获得了一些重要结果。首先,正如对感兴趣的输出(即方差约束。,helicopter Euler angles) are identical for all closed-loop systems (one obtained for the classical helicopter and two others obtained for different taper and root chord variations), the qualitative (i.e., the shape of the response) and quantitative (i.e., the magnitude of the response) behaviors are principally the same. Moreover, the other outputs (e.g., linear velocity states, blade flapping states) do not show any catastrophic behavior. Second, the peak values of the controls (e.g., main rotor collective and longitudinal cyclic blade pitch angles) are the smallest for the 1st closed-loop system. Furthermore, the peak values of the 2nd closed-loop system are greater than those of the 3rd closed-loop system. The previous two results were obtained because the control effort value is the smallest for the classical helicopter and the largest for the 2nd closed-loop system. Finally, all the results obtained for the closed-loop systems are also valid for different flight conditions (e.g., hover and 80-knot straight-and-level flight condition).