高空菱形翼布局无人机气动特性

为了获取无人机执行情报、监视和侦察等特种任务时的长航时优势,菱形翼布局无人机受到了大家的极大关注。高空菱形翼布局无人机通过前后翼搭接,能够有效增加整机展弦比,同时由于飞行高度高,飞行速度低,流动存在层流-分离-转捩等特殊流动现象,流动具有复杂性。本文采用数值模拟方法,对菱形翼布局无人机在低雷诺数下的气动特性进行了研究。结果表明:菱形翼气动布局具有较好的气动特性,存在着前后翼相互干扰的问题。随着前后翼距离靠近,前翼受阻滞、后翼受下洗效应越严重;同时,在大迎角下,后翼受前翼下洗影响流动分离延迟,使整机气动焦点后移,纵向静稳定裕度增大。

拉格朗日方程的菱形翼布局无人机建模

为建立菱形翼布局无人机的动力学模型,提出一种基于拉格朗日方程的动力学建模方法,首先选取四元数用于参数化该无人机的姿态,建立该无人机系统的约束矩阵;其次通过虚功的形式建立无人机的广义力矩阵,建立无人机的动能与势能模型;最后通过矩阵直积的概念得到与无人机系统约束矩阵乘积为零的矩阵,通过该矩阵消掉拉格朗日方程中的拉格朗日乘子,基于拉格朗日方程模块化地建立该无人机的动力学模型。为与拉格朗日方程进行对比,同样采用Kane方程和ADAMS软件建立该无人机的动力学模型。仿真结果表明,拉格朗日方程、Kane方程以及ADAMS软件的仿真结果基本一致,验证了动力学建模方法的合理性。

菱形翼布局无人机自抗扰直接升力着陆控制

针对采用传统的着陆控制方法时,菱形翼布局无人机存在着陆俯仰姿态角为负,对无人机着陆不利的情况,提出一种采用直接升力进行着陆的控制方案,可以实现着陆轨迹与着陆姿态之间的解耦,使得无人机可以以较好的姿态进行着陆。采用自抗扰控制(ADRC)方法分别设计了无人机非线性直接升力控制律以及着陆轨迹跟踪控制律。仿真结果表明:采用ADRC设计的非线性直接升力控制律可以实现直接升力控制的3种模式,并且对气动参数摄动具有较强的鲁棒性;采用直接升力着陆控制方法可以使得无人机以有利的姿态进行着陆,同时在近地面突风作用下,无人机依然可以以较好的姿态进行着陆。

菱形翼布局无人机自适应分数阶滑模姿态控制

为研究存在复合干扰的非常规布局菱形翼长航时侦察无人机姿态控制问题,针对系统存在强耦合、非线性、多输入多输出等特点,结合滑模变结构控制理论、分数阶微积分理论、自适应控制理论、新型基于非线性fal函数的快速趋近律及扩张状态干扰观测器,提出了一种包含干扰观测器的自适应分数阶微积分滑模控制方法.首先,为降低控制器的超调现象,结合分数阶微积分理论,利用分数阶微积分算子信息记忆和遗忘的特性,设计了分数阶微积分滑模面,以柔化控制器的输出,使得控制器超调现象得到良好的控制.其次,为改善传统趋近律收敛时间长,抖震严重等弱点,利用fal函数“小误差大增益,大误差小增益”良好的特性,将非线性fal函数引入到趋近律的设计中,提出了一种可以快速收敛的新型趋近律,平滑无抖震地加快了系统收敛速度.最后,由于建模误差和外部干扰的存在,使用扩张状态干扰观测器观测出等效干扰并在控制器中引入等效的补偿.数值仿真结果表明,所提控制方法具有很强的鲁棒性,达到了理想的控制效果.

菱形翼片隔板絮凝反应器的研发及应用

基于后台阶流理论,设计了菱形翼片隔板絮凝反应器,实现了同时对流体微观涡旋强化及宏观涡旋均布进行有效控制。同时结合数值模拟计算结果和中试处理效果,优化了菱形翼片隔板絮凝反应器的特征尺寸参数,并将其用于钢厂废水回用项目。工程运行结果表明,单套设备处理量为750 m3/h,出水浊度可稳定在1 NTU左右,对COD的去除率达到了48.5%,大大降低了后续处理负荷,由此证明该设备具有较高的絮凝反应效率,出水水质良好,适用于钢厂废水回用工程。

基于反步控制方法的菱形翼无人机起飞滑跑控制

小型菱形翼无人机起飞滑跑面临着简陋跑道条件带来的干扰和自身非线性因素影响的问题,现有控制方法对无人机起飞滑跑的滚转控制重视不足。针对该问题,以某型菱形翼无人机的起飞滑跑试验为切入点,分析了该布局无人机起飞滑跑面临的问题和菱形翼布局的特点,设计了一种基于反步控制方法的菱形翼无人机地面起飞滑跑控制器。所提控制方法充分考虑了起飞条件带来的干扰及无人机本身非线性因素的影响,对无人机起飞滑跑的航向和滚转进行了有效控制。仿真和无人机起飞滑跑结果表明了所提控制方法的有效性。

菱形翼布局太阳能无人机螺旋桨滑流影响研究

为了探究螺旋桨滑流对低雷诺数菱形翼布局太阳能无人机气动特性的影响,采用动量源方法(MSM)与k-k_L-ω转捩模型求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程对不同转速状态下菱形翼布局太阳能无人机的气动特性进行了准确模拟。并通过对比机翼表面流场结构与压力分布,分析了不同迎角下螺旋桨转速变化对菱形翼布局前后翼气动干扰的机理。研究表明:随着螺旋桨转速增大,小迎角下增升减阻效果明显,最大升阻比在3 000 r/min时提升了18.4%。在小迎角时,前翼气流受到抽吸作用,升力增加,后翼受螺旋桨旋转气流影响,前缘出现大范围吸力区,压差阻力减小。在大迎角时,前翼影响不变,后翼前缘下表面吸力区范围及强度均减弱,前缘负升力区消失,增升效果改善,压差阻力增加。由于在不同迎角时,升力增量的主要贡献部件不同,导致无人机纵向静稳定裕度随着转速的提升而增大。菱形翼布局太阳能无人机通过合理设置螺旋桨位置与转速,可有效利用螺旋桨滑流提升气动性能。

基于天线安装的菱形翼无人机翼型优化设计

以菱形翼布局高空长航时(HALE)传感器无人机研究为背景,分析了翼型内部安装平面相控阵雷达天线的基本原理。通过推导雷达探测性能的估算方程,建立了在翼型中安装平面相控阵雷达天线的数学模型。采用数值模拟的方法,对典型雷诺数下的RAE2822翼型的气动特性进行了研究并与试验数据进行了对比,验证了使用有限体积法k-ωSST(Shear Stress Transport)湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes方程在这一状态下的可靠性和适用性;同时对不同厚度的NACA 64A系列翼型的流场结构和流动机理进行了分析,在此基础上提出了一种满足平面相控阵雷达天线安装情况下翼型的优化设计思想。优化结果验证了这一设计思想的可行性。

螺旋桨滑流对菱形翼布局无人机气动的影响

采用基于混合网格技术及k-k_(L-ω)转捩模型求解雷诺平均Navior-Stokes(RANS)方程的多重参考系(MRF)方法对带桨状态的低雷诺数菱形翼布局无人机(UAV)的气动特性进行了准定常数值模拟,通过对无人机带桨状态和干净构型的气动力系数及流场结构特性进行对比分析,研究了螺旋桨在不同安装位置时其滑流对菱形翼布局无人机气动特性的影响。研究结果表明,螺旋桨滑流并不总能提高无人机的升力特性;螺旋桨安装在机头及前翼时后翼受到螺旋桨滑流形成的组合涡系的影响,其气动性能有较大的变化;螺旋桨滑流对机翼的增升作用还受到机翼掠角和螺旋桨旋转方向的影响;受布局特性影响,当安装位置远离焦点时,螺旋桨滑流对无人机的俯仰力矩特性影响较大。

菱形翼布局无人机多舵面控制特性研究

采用控制分配技术对菱形翼布局无人机进行控制律设计,可以充分发挥其多舵面的优势,且在故障情况下进行控制重构而不改变飞行控制律。采用PID方法设计以虚拟舵面为输入的基本控制律,然后分别采用不动点迭代法、序列二次规划法(SQP)设计线性、非线性控制分配律,对比两种控制分配方法对控制系统的影响。经过仿真验证表明,由于阻力舵非线性舵效的影响,线性分配方法对指令的跟踪存在一定的误差,但是通过调整航向增稳系统的控制增益可以使控制系统具备足够的鲁棒性以克服跟踪误差的影响;非线性控制方法可以准确跟踪控制指令,但是其比线性分配方法计算耗时长。

菱形连翼布局俯仰力矩非线性特性数值分析

采用数值模拟和理论分析相结合的方法,对高空长航时(HALE)菱形连翼布局无人机(UAV)的俯仰力矩非线性特性进行了研究。研究结果显示菱形连翼布局飞机具有2个明显的俯仰力矩非线性区域并存在上仰现象。通过采用湍动能来表示后翼受前翼尾流直接扫掠而导致的流场结构改变的强度和影响范围来解释其中一个俯仰力矩非线性区域出现的原因。通过分析前后翼流场分离的特性来解释出现另一个俯仰力矩非线性区域和力矩上仰的原因。研究了总体布局参数变化对菱形连翼布局无人机俯仰力矩特性的影响,结果显示通过调整总体布局参数可以有效地缓解俯仰力矩特性曲线非线性对飞行性能带来的影响。

SDBI武器系统关键技术浅析

介绍和分析了小直径炸弹I（SDB）武器系统的主要关键技术，包括紧凑灵巧的结构、高效的气动布局、抗干扰卫星导航技术、广域差分GPS定位技术、智能引信技术、多模态制导律等。