直升機單臺發(fā)動機失效后飛行軌跡優(yōu)化研究與應(yīng)用.pdf

1、發(fā)動機失效是引發(fā)直升機飛行事故的最主要原因之一。據(jù)國外權(quán)威部門統(tǒng)計，每一萬飛行小時中約有一次發(fā)動機失效出現(xiàn)。發(fā)動機失效后如何保證直升機的飛行安全一直是直升機飛行安全性研究的關(guān)鍵。為了保證航空器的飛行安全性，世界各國相繼制定了民用航空器適航管理條例。針對單臺發(fā)動機失效后直升機的安全飛行問題，本文開展了基于最優(yōu)控制理論的飛行軌跡優(yōu)化與操縱策略研究，建立了直升機起飛決斷點和低速高度－速度曲線以及非平靜大氣條件下直升機城區(qū)起降安全性的軌跡優(yōu)化分

2、析方法，為確保直升機飛行安全提供理論依據(jù)。
　　目前二維點質(zhì)量模型和縱向三自由度剛體模型被廣泛用于研究直升機發(fā)動機失效后的飛行軌跡優(yōu)化問題。本文建立了兩種不同復(fù)雜程度旋翼氣動力的六自由度三維剛體飛行動力學(xué)模型以提高直升機單臺發(fā)動機失效后飛行軌跡和操縱的預(yù)測精度。其中模型I采用準定常均勻入流模型和準定常揮舞運動模型、非定常揮舞運動模型，模型II采用單片槳葉揮舞動力學(xué)模型和動態(tài)入流模型。兩種模型都計及渦環(huán)邊界條件和地面效應(yīng)，并采用發(fā)動

3、機輸出功率的一階響應(yīng)動力學(xué)方程，形成了分析直升機單臺發(fā)動機失效后飛行過程的動力學(xué)顯式微分方程，為準確預(yù)測直升機安全飛行軌跡和操縱策略奠定基礎(chǔ)。
　　針對兩種不同的飛行動力學(xué)模型，分別采用直接轉(zhuǎn)換法和直接多重打靶法、直接混合打靶法進行直升機單臺發(fā)動機失效后飛行軌跡優(yōu)化問題的研究。通過選擇合理的性能指標、路徑約束和邊界條件，并考慮操縱延遲效應(yīng)，構(gòu)建飛行軌跡優(yōu)化對應(yīng)的非線性最優(yōu)控制問題。為了獲得良好的計算效率和收斂速度，對最優(yōu)控制問題及

4、其狀態(tài)變量和控制變量進行適當?shù)責o量綱化與縮放處理。在此基礎(chǔ)上，利用非線性規(guī)劃方法計算最優(yōu)控制問題得到最優(yōu)飛行軌跡和操縱。
　　基于上述模型和算法，建立了直升機單臺發(fā)動機失效后的自轉(zhuǎn)著陸最優(yōu)控制問題數(shù)學(xué)模型。以UH-60A直升機為例，計算得到了自轉(zhuǎn)著陸過程的最優(yōu)飛行軌跡及操縱，并將懸停和前飛狀態(tài)下單臺發(fā)動機失效后的最優(yōu)自轉(zhuǎn)著陸過程與飛行試驗數(shù)據(jù)進行對比，驗證了本文分析方法的有效性與正確性。與二維點質(zhì)量模型和縱向三自由度剛體模型相比，

5、研究結(jié)果表明本文模型能夠得到更真實的最優(yōu)飛行軌跡和操縱策略。
　　利用已驗證的自轉(zhuǎn)著陸分析方法，根據(jù)最小化回避區(qū)面積的思想預(yù)測了不同總重的直升機單臺發(fā)動機失效的低速高度－速度曲線，分別給出了高懸停點、拐點和低懸停點處的最優(yōu)自轉(zhuǎn)著陸過程中的空間位置和姿態(tài)、三維速度和角速度、旋翼轉(zhuǎn)速以及操縱輸入的變化歷程，為低空低速飛行中直升機單臺發(fā)動機失效后安全著陸提供了理論分析手段。
　　在自轉(zhuǎn)著陸軌跡優(yōu)化的基礎(chǔ)上，發(fā)展了直升機單臺發(fā)動機失

6、效后的取消起飛和繼續(xù)起飛最優(yōu)控制問題數(shù)學(xué)模型。根據(jù)場地平衡標準和能量最小標準確定了直升機短距起飛決斷點，根據(jù)重量平衡標準和能量最小標準確定了直升機垂直起飛決斷點。通過大量的數(shù)值仿真試驗研究了不同初始飛行條件和直升機參數(shù)對取消起飛和繼續(xù)起飛的最優(yōu)飛行軌跡及操縱策略的影響，為直升機在不同起飛過程中出現(xiàn)單臺發(fā)動機失效的安全飛行提供了處置依據(jù)。
　　基于城區(qū)平均風場數(shù)據(jù)和Dryden大氣紊流模型，發(fā)展了城區(qū)風場中的直升機飛行動力學(xué)模型，建