【摘要】：平流層由于特殊的環(huán)境特點(diǎn)以及潛在的軍事價(jià)值,受到越來越多國(guó)家的重視。同時(shí),無動(dòng)力著陸可以減少飛行器的燃油攜帶,甚至可以不安裝發(fā)動(dòng)機(jī),減少燃料損耗。因此,本文針對(duì)平流層無人飛行器的無動(dòng)力著陸技術(shù)進(jìn)行了研究,當(dāng)飛行器巡航狀態(tài)結(jié)束,飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)停機(jī)后,飛行器從平流層開始進(jìn)行著陸的研究方案。主要研究?jī)?nèi)容如下:首先對(duì)飛行器的著陸軌跡進(jìn)行粗略規(guī)劃,以飛行器的三自由度縱向模型為基準(zhǔn),將飛行器的著陸軌跡分為再入段、能量管理段、進(jìn)場(chǎng)著陸段、接地拉平段和地面滑行段。根據(jù)飛行器的受力平衡反向推算飛行器的攻角,根據(jù)縱向穩(wěn)定性和力矩平衡反向推算飛行器的升降舵偏角。根據(jù)飛行器的攻角和升降舵偏角的變化情況來判斷軌跡是否合適。最后在MATLAB/Simulink環(huán)境中利用三自由度縱向插值模型進(jìn)行仿真實(shí)驗(yàn),驗(yàn)證了該方法的可行性。然后,針對(duì)飛行器能量管理段能量過高的情況提出了一種基于航跡變化的縱向耗能方案。該方案通過調(diào)整飛行器的下滑道來增加航程,增大能量耗散。首先計(jì)算出飛行器在能量管理段允許的能量范圍。在降落過程中,當(dāng)飛行器能量過高時(shí),以更深的下滑道進(jìn)行下滑。直至能量與標(biāo)稱能量線相同,飛行器以能下滑到高低空交接點(diǎn)的下滑傾角完成淺下滑。最后在MATLAB/Simulink環(huán)境中,對(duì)標(biāo)稱情況和拉偏情況的縱向耗能方案進(jìn)行了仿真分析,驗(yàn)證了該方法的可行性。最后,針對(duì)飛行器能量管理段能量過高的情況提出了一種基于交叉舵的能量耗散方案。該方案改變了飛行器常見的升降舵構(gòu)型,將每片升降舵結(jié)構(gòu)拆分為兩片。當(dāng)飛行器能量正常時(shí),飛行器的兩片舵作為一個(gè)整體,一同偏轉(zhuǎn)。當(dāng)飛行器能量過高時(shí),飛行器的兩片舵一正一負(fù)偏轉(zhuǎn),形成交叉舵面,增大單位航程的阻力。根據(jù)飛行器的氣動(dòng)特性,對(duì)該方案進(jìn)行了可行性論證。然后,在MATLAB/Simulink環(huán)境中,對(duì)飛行器的初始能量拉偏以及阻力系數(shù)拉偏進(jìn)行了仿真分析,驗(yàn)證了該方案的可行性。最后,將交叉舵耗能方案和縱向耗能方案進(jìn)行了對(duì)比,分析了兩種方案各自的優(yōu)缺點(diǎn)。
【圖文】：

第一章 緒 論平流層飛艇是一種密度比空氣低的飛行器，，內(nèi)部充有氦氣，提供靜升力，由艇尾翼、吊艙和推進(jìn)裝置組成。飛艇工作在近空間的低層，靠靜升力駐空，由太為其提供能源動(dòng)力。平流層飛艇能長(zhǎng)時(shí)間定點(diǎn)駐空，時(shí)間長(zhǎng)達(dá)數(shù)月或數(shù)年，非合作為新型信息平臺(tái)，用來進(jìn)行高分辨率對(duì)地觀測(cè)、通信中繼、區(qū)域預(yù)警和區(qū)航等[24]。

圖 1-2 HiSentinel-50 飛行試驗(yàn)圖局（DARPA）在 2004 年啟動(dòng)的項(xiàng)目，目的是將大型雷達(dá)集成到高空無人飛艇構(gòu)中，洛克希德·馬丁公司是該項(xiàng)目的主要承包商[28]。ISIS 飛艇的設(shè)計(jì)圖如圖示。圖 1-3 ISIS 飛艇設(shè)計(jì)圖日本平流層平臺(tái) SPF（StratosphericPlatform）計(jì)劃的可行性研究始于 1998 年，
【學(xué)位授予單位】：電子科技大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號(hào)】：V279

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2634754