摘要
倾转翼飞机采用旋翼与全部或部分机翼一同倾转，旋翼为非变矩桨，是一种结构独特的新型飞行器。旋翼与全部或部分机翼一同倾转，直升机状态时可避免旋翼下洗流引起的升力损失，进而降低飞机总重，加大飞行航程。倾转翼飞机既能像直升机一样垂直起降及空中悬停，又能像固定翼飞机一样巡航飞行。它具有三个飞行模式：直升机模式、过渡段模式和固定翼模式。由于过渡段倾转翼迎角、飞行速度、尾翼舵效等构成时变系统，因此过渡段的定高飞行控制是关键和难点。本文主要研究倾转翼飞机过渡段纵向控制问题。 首先，按照分体法将倾转翼飞机分为固定翼、倾转翼、旋翼、平尾四部分分别建立空气动力学模型，然后在simulink中，结合飞机纵向运动学方程，构建了倾转翼飞机纵向非线性仿真模型，为设计倾转翼飞机纵向飞行控制系统提供了条件。 接着，对仿真模型作配平分析，设计了合理的转换通道。线性化模型，分析模型矩阵A的特征根，探讨了纵向模型的稳定性。分析结果表明倾转翼飞机过渡段在定高约束下是稳定的。 然后，采用经典的PID控制理论针对线性化模型设计了倾转旋翼机的俯仰姿态、高度及速度控制系统，仿真结果表明控制方案是可行的。 用任意极点配置法设计了过渡段的控制系统。仿真结果表明所设计的控制系统具有良好的动态性能和抗干扰性能，满足控制指标和定高飞行的要求。 最后采用新的控制方案，设计了过渡段非线性模型的控制系统。仿真结果表明所设计的控制系统满足定高飞行的要求，验证了控制方案的可行性。
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