飛行器總體性能評(píng)估的案例
多旋翼+螺旋槳型eVTOL飛行器飛行性能簡(jiǎn)要評(píng)估
多旋翼+螺旋槳型 eVTOL 飛行器實(shí)際上是電動(dòng)版的復(fù)合式直升機(jī)。電動(dòng)多旋翼相當(dāng)于復(fù)合式直升機(jī)的單/雙旋翼，是專門(mén)用于提供升降力的推進(jìn)器，電動(dòng)螺旋槳是專門(mén)用于前向飛行的推進(jìn)器，多旋翼的支撐結(jié)構(gòu)可作為飛行短翼，在前向飛行時(shí)減輕多旋翼的升力負(fù)擔(dān)。
共軸雙槳復(fù)合式直升機(jī)
同多旋翼型 eVTOL飛行器和機(jī)翼+螺旋槳+多旋翼型eVTOL飛行器一樣，在此簡(jiǎn)要評(píng)估一下此種類型 eVTOL 飛行器的飛行性能：
Eve Air Mobility Eve V3 網(wǎng)址：https://evtol.news/embraer/
垂直飛行性能：
多旋翼+螺旋槳型 eVTOL 飛行器，可靈活設(shè)計(jì)電動(dòng)旋翼的直徑尺寸、功率載荷、旋翼數(shù)量，電動(dòng)螺旋槳數(shù)量以及安裝位置、結(jié)構(gòu)布局。
懸停狀態(tài)飛行：電動(dòng)旋翼安裝位置距離飛行器重心遠(yuǎn)，控制力矩大；電動(dòng)旋翼在水平面上多位均勻布局，量化了方位角度，控制響應(yīng)快；電動(dòng)旋翼同型號(hào)的數(shù)量多，便于設(shè)計(jì)交替冗余使用。遇有強(qiáng)風(fēng)干擾，電動(dòng)螺旋槳能夠逆風(fēng)推進(jìn)，提高飛行器的抗風(fēng)性能。
起降狀態(tài)飛行：垂直起飛時(shí)，電動(dòng)螺旋槳能夠快速?gòu)?qiáng)力推進(jìn)飛行器，加快從懸停到前飛狀態(tài)的過(guò)渡時(shí)間，減少懸停能量消耗；降落進(jìn)近時(shí)，電動(dòng)螺旋槳能反向推進(jìn)為飛行器剎車(chē)，避免機(jī)頭上揚(yáng)影響駕駛員著陸操縱視線。
前向飛行性能：
多旋翼+螺旋槳型 eVTOL 飛行器，專門(mén)由電動(dòng)螺旋槳提供前向水平推進(jìn)動(dòng)力，能夠保持多旋翼槳盤(pán)平面處于水平狀態(tài)，使各個(gè)電動(dòng)旋翼能夠均勻提供升力，避免了前后電動(dòng)旋翼功率需求差異過(guò)大的困境。
電動(dòng)旋翼支架結(jié)構(gòu)能夠進(jìn)行翼型設(shè)計(jì)，前向飛行時(shí)產(chǎn)生附加升力，提高飛行器的升阻比。
展開(kāi) 飛行器總體設(shè)計(jì)
飛行器總體設(shè)計(jì).pdf
免費(fèi)飛機(jī)設(shè)計(jì)：MAV微型飛行器研究進(jìn)展與總體設(shè)計(jì)
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OptiSystem與OptiBPM的聯(lián)合使用：MMI耦合器性能評(píng)估
在這里，我們首先在OptiBPM中設(shè)計(jì)了一個(gè)MMI耦合器，然后在OptiSystem中使用它來(lái)構(gòu)建DPSK解調(diào)器。
一、在OptiBPM中設(shè)計(jì)MMI耦合器
在OptiBPM中使用二氧化硅材料設(shè)計(jì)了MMI耦合器。纖芯和包層的折射率分別為1.47和1.4456。對(duì)于這些折射率，波導(dǎo)寬度為3.5 μm導(dǎo)致單模工作。MMI耦合器的布局如下圖所示：
圖1.MMI耦合器系統(tǒng)布局
輸入波導(dǎo)長(zhǎng)度為200um，耦合器尺寸為20 × 960μm。該尺寸是根據(jù)兩個(gè)輸入之間的3dB耦合比計(jì)算的。為了將這個(gè)設(shè)計(jì)導(dǎo)出到OptiSystem，我們需要生成散射數(shù)據(jù)(*.s)文件。這可以通過(guò)散射數(shù)據(jù)腳本輕松完成。通過(guò)點(diǎn)擊“Scattering Data Script”按鈕，軟件生成腳本。在菜單中選擇輸入光源、波長(zhǎng)范圍和掃描步數(shù)。在本例中，波長(zhǎng)范圍為1545 ~ 1555μm(圖2)。單擊OK，軟件生成構(gòu)建散射數(shù)據(jù)文件所需的腳本。
圖2.生成散射數(shù)據(jù)腳本
開(kāi)始模擬，在“Simulation Parameter”窗口中，選擇“Simulate using script”，勾選“Simulation generates scattering data information”框，點(diǎn)擊“Run”。
圖3.運(yùn)行散射數(shù)據(jù)腳本
仿真完成后，在OptiBPM Analyzer上查看結(jié)果。在窗口的“Export”選項(xiàng)卡上，點(diǎn)擊“Scattering data in Cartesian Coordinates”，保存“*.s”文件。
展開(kāi) 
分布式電推進(jìn)飛行器高性能螺旋槳設(shè)計(jì)
與常規(guī)飛行器相比較，分布式電推進(jìn)飛行器全機(jī)性能主要由分布式動(dòng)力系統(tǒng)與機(jī)翼之間的耦合特性所決定，因此其氣動(dòng)設(shè)計(jì)問(wèn)題已由傳統(tǒng)機(jī)翼的干凈外形設(shè)計(jì)問(wèn)題轉(zhuǎn)變?yōu)榉植际絼?dòng)力與機(jī)翼強(qiáng)耦合下的最優(yōu)特性設(shè)計(jì)問(wèn)題，這對(duì)分布式電推進(jìn)飛行器的動(dòng)力系統(tǒng)和機(jī)翼等均提出了不同的要求。如美國(guó)X-57全電飛機(jī)所采用的分布式螺旋槳就與傳統(tǒng)螺旋槳不同，它是作為一種特殊的增升裝置，以改善飛機(jī)滑跑起降狀態(tài)下的升力特性為目標(biāo)進(jìn)行設(shè)計(jì)，被稱為“高升力螺旋槳”。因此，需要進(jìn)一步結(jié)合分布式電推進(jìn)飛行器發(fā)展，探討新型高性能動(dòng)力單元和分布式動(dòng)力系統(tǒng)的設(shè)計(jì)思想和設(shè)計(jì)方法，為下一步開(kāi)展創(chuàng)新性研究提供建議和指引。
圖1 X-57分布式電推進(jìn)飛行器
2
主要內(nèi)容
以類X-57分布式電推進(jìn)飛行器為研究對(duì)象，脫離了傳統(tǒng)螺旋槳僅僅追求高推進(jìn)效率的思路，提出并發(fā)展了以單位能量下獲得螺旋槳/機(jī)翼綜合氣動(dòng)效率最優(yōu)為目標(biāo)的高性能螺旋槳優(yōu)化設(shè)計(jì)思路和方法。
文章首先對(duì)模擬螺旋槳旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的數(shù)值方法進(jìn)行介紹和算例驗(yàn)證，包括多重參考坐標(biāo)系方法、面源法和葉素動(dòng)量理論方法3種，保證螺旋槳數(shù)值模擬和數(shù)值設(shè)計(jì)的準(zhǔn)確性和可靠性。其次，對(duì)所發(fā)展的如下圖所示高性能螺旋槳優(yōu)化設(shè)計(jì)方法框架和設(shè)計(jì)步驟進(jìn)行介紹和分析，設(shè)計(jì)過(guò)程主要包括螺旋槳槳葉氣動(dòng)載荷分布獲取，螺旋槳槳葉氣動(dòng)載荷分布優(yōu)化設(shè)計(jì)，以及任意環(huán)量分布下的高性能螺旋槳槳葉快速反設(shè)計(jì)。
展開(kāi) 風(fēng)干擾下傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器直升機(jī)模態(tài)預(yù)設(shè)性能跟蹤控制
引用格式
夏然龍，邵書(shū)義，吳慶憲.風(fēng)干擾下傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器直升機(jī)模態(tài)預(yù)設(shè)性能跟蹤控制［J］.無(wú)人系統(tǒng)技術(shù)，2023，6（2）：71-80.
風(fēng)干擾下傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器直升機(jī)模態(tài)預(yù)設(shè)性能跟蹤控制
夏然龍邵書(shū)義 吳慶憲
（南京航空航天大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院，南京 211106）
摘 要
傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)具有在復(fù)雜環(huán)境下執(zhí)行任務(wù)的能力，逐漸成為新構(gòu)型飛行器領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)。針對(duì)風(fēng)干擾下傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)直升機(jī)模態(tài)的建模與跟蹤控制問(wèn)題，提出一種基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)干擾觀測(cè)器與預(yù)設(shè)性能方法的跟蹤控制方法。首先，對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)進(jìn)行分體建模，并將地面風(fēng)對(duì)機(jī)體的影響設(shè)定成有界外部干擾的形式，建立了風(fēng)干擾下的直升機(jī)模態(tài)動(dòng)力學(xué)模型。其次，為了提高直升機(jī)模態(tài)跟蹤控制的魯棒性，采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)逼近系統(tǒng)中的未知函數(shù)，并利用干擾觀測(cè)器估計(jì)機(jī)體所受擾動(dòng)。再次，基于上述設(shè)計(jì)，提出一種基于預(yù)設(shè)性能函數(shù)的抗干擾跟蹤控制器，并通過(guò)Lyapunov方法證明跟蹤誤差是有界的。最后，仿真結(jié)果表明，所提方法的位置、角度跟蹤誤差在2 s內(nèi)就能快速收斂，并且始終位于預(yù)設(shè)的性能界內(nèi)。進(jìn)一步表明所提算法能夠有效實(shí)現(xiàn)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的穩(wěn)定跟蹤控制，并具有良好的環(huán)境適應(yīng)能力與魯棒性。
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