本文選題：飛翼式無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī) + 飛行控制系統(tǒng)��； 參考：《華中科技大學(xué)》2015年碩士論文

【摘要】：目前先進(jìn)的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)很多采用了飛翼布局,飛翼式無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)具有航程遠(yuǎn)、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度高以及隱身性能好等突出優(yōu)勢(shì),但同時(shí)也具有穩(wěn)定性差、操縱效率低下的缺點(diǎn)。本文以某型小展弦比飛翼式無(wú)人機(jī)為研究對(duì)象,分析其性能并以兩種控制方法設(shè)計(jì)控制系統(tǒng),仿真驗(yàn)證設(shè)計(jì)的可靠性并比較兩種方法的優(yōu)劣勢(shì)。首先對(duì)算例無(wú)人機(jī)進(jìn)行總體說(shuō)明,在基本假設(shè)下建立非線性方程,并進(jìn)行線性化及解耦。根據(jù)線性化后的方程,基于CFD仿真計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)得到的氣動(dòng)數(shù)據(jù),分析該型無(wú)人機(jī)的穩(wěn)定性、操縱性和主要?dú)鈩?dòng)性能,進(jìn)行模態(tài)分析,之后進(jìn)一步討論了航向操縱裝置嵌入面布置在小展弦比無(wú)人機(jī)的影響。然后簡(jiǎn)要介紹了經(jīng)典控制方法和魯棒伺服LQR最優(yōu)控制理論,用兩種方法分別設(shè)計(jì)控制律,進(jìn)而設(shè)計(jì)了整套飛行控制系統(tǒng)。在MATLAB/SIMULINK中搭建了本無(wú)人機(jī)的飛機(jī)模型,針對(duì)傳感器噪聲、環(huán)境等因素的影響盡可能進(jìn)行模擬,仿真自主飛行過(guò)程并用三維動(dòng)畫模擬無(wú)人機(jī)的實(shí)時(shí)情況。通過(guò)航線上典型位置的階躍響應(yīng)曲線,對(duì)比分析兩種控制方法,接著用蒙特卡羅方法進(jìn)行拉偏仿真,驗(yàn)證了控制系統(tǒng)的可行性和魯棒性。最后對(duì)全文進(jìn)行總結(jié)工作,并展望可以進(jìn)一步改進(jìn)的不足之處以及能夠深入研究的方向。
[Abstract]:At present, many of the advanced unmanned combat aircraft have adopted the wing layout. The flying wing unmanned combat aircraft has many outstanding advantages, such as long range, high structural strength and good stealth performance, but it also has the shortcomings of poor stability and low maneuvering efficiency. In this paper, a small aspect ratio flying wing UAV is studied, its performance is analyzed and the control system is designed by two control methods. The reliability of the design is verified by simulation and the advantages and disadvantages of the two methods are compared. The nonlinear equations are established under the basic assumptions, and the linearization and decoupling are carried out. According to the linearized equation, the stability, maneuverability and main aerodynamic performance of the UAV are analyzed based on the aerodynamic data obtained from CFD simulation and wind tunnel test, and the modal analysis is carried out. After that, the influence of the embedded surface of the heading control device on the small aspect ratio UAV is discussed. Then the classical control method and the robust servo LQR optimal control theory are briefly introduced. The control law is designed by two methods and the whole flight control system is designed. The aircraft model of the UAV is built in MATLAB / Simulink, which can simulate the sensor noise and environment factors as much as possible, simulate the autonomous flight process and simulate the real-time situation of UAV with 3D animation. Through the step response curve of typical position on the route, the two control methods are compared and analyzed, and then the simulation of pull deviation is carried out by Monte Carlo method, which verifies the feasibility and robustness of the control system. Finally, the paper summarizes the work, and looks forward to further improvement of the shortcomings and can be further research direction.
【學(xué)位授予單位】：華中科技大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號(hào)】：V279;V249.1

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2023992