STOVL無人飛行器飛行動力學分析、控制律設計及驗證.pdf

1、本文以推力矢量和傾轉(zhuǎn)旋翼兩種不同構(gòu)型的短距垂直起降(Short Take Off Vertical Landing，STOVL)無人飛行器為研究對象，探索了STOVL無人飛行器的飛行動力學建模/飛行品質(zhì)/飛行性能/控制律設計/地面效應問題，發(fā)展和建立了涉及STOVL無人飛行器空氣動力學/飛行力學/飛行控制等多學科交叉的建模、設計和分析方法。
　　飛行動力學建模是飛行品質(zhì)性能分析以及控制律設計的前提。為了獲取推力矢量和傾轉(zhuǎn)三旋翼ST

2、OVL無人飛行器飛行動力學建模所需要的氣動力數(shù)據(jù)，分別使用推力矢量和傾轉(zhuǎn)三旋翼無人飛行器縮比模型進行風洞實驗，并基于MATLAB/JSBSIM軟件構(gòu)建了一套飛行動力學建模平臺。結(jié)合飛行器的動力系統(tǒng)、舵面動態(tài)特性等數(shù)據(jù)，在此平臺上建立了推力矢量和傾轉(zhuǎn)三旋翼STOVL無人飛行器六自由度非線性飛行動力學模型。
　　針對推力矢量STOVL無人飛行器短距起飛、常規(guī)飛行、減速過渡和垂直降落各個飛行階段特殊的導引和控制問題，分析并計算了推力矢量

3、STOVL無人飛行器在減速過渡和懸停狀態(tài)下的飛行品質(zhì)，以及短距起飛、減速過渡、平飛和機動性能，精確制定了各個飛行階段的自主飛行控制策略；根據(jù)各個飛行階段的控制策略和控制需求，設計推力矢量STOVL無人飛行器相應的外環(huán)導引系統(tǒng)和內(nèi)環(huán)控制系統(tǒng)，其中外環(huán)導引系統(tǒng)根據(jù)不同飛行階段導引策略分別采用總能量控制和隱式動態(tài)逆方法，內(nèi)環(huán)控制系統(tǒng)主要采用改進的特征結(jié)構(gòu)配置方法，然后基于推力矢量STOVL無人飛行器飛行動力學模型，對這些方法進行了線性仿真和六

4、自由度非線性飛行動力學虛擬飛行仿真驗證；將上述導引控制系統(tǒng)設計方法應用在傾轉(zhuǎn)三旋翼STOVL無人飛行器控制系統(tǒng)設計，并進行半物理飛行仿真和試飛驗證。研究結(jié)果表明，總能量控制導引方法可較好的實現(xiàn)常規(guī)飛行階段軌跡和速度的解耦和協(xié)調(diào)控制；基于隱式動態(tài)逆和改進的特征結(jié)構(gòu)配置綜合設計方法，物理意義明確且能直接配置內(nèi)外環(huán)動態(tài)特性，適用于減速過渡和垂直著陸方案的快速評估。
　　基于STOVL飛行器普遍存在的的地面效應問題，以傾轉(zhuǎn)三旋翼STOVL

5、無人飛行器為例，在低速風洞中設計一套綜合實驗方案，研究傾轉(zhuǎn)三旋翼無人飛行器在距離地面一定高度范圍內(nèi)所受的地面效應影響。通過地面效應風洞實驗，獲取了懸停和低速前飛狀態(tài)下飛行器的機體受力狀況和機身下方的流場特性，觀察到明顯的上載荷作用和噴泉流效應，實驗結(jié)果驗證了傾轉(zhuǎn)三旋翼無人飛行器的近地懸停過程中消耗功率較少的問題。該實驗方案為今后類似的STOVL飛行器地面效應研究提供參考。
　　本文針對STOVL無人飛行器所開展的飛行動力學建模、飛