一直以來(lái),空中作戰(zhàn)能力是軍事強(qiáng)國(guó)的軍事力量體現(xiàn),作戰(zhàn)機(jī)的性能成為衡量空中作戰(zhàn)能力的關(guān)鍵所在。在這種情況下,工程師們嘗試通過(guò)空中加油技術(shù)來(lái)延長(zhǎng)作戰(zhàn)機(jī)的飛行時(shí)間和飛行距離,因此空中加油技術(shù)受到了世界上軍事強(qiáng)國(guó)的研究者們的重視,他們?cè)O(shè)計(jì)出了各種空中加油系統(tǒng)來(lái)提高加油的效率。軟管式空中加油以其成本低,方式簡(jiǎn)單的特點(diǎn)在空中加油研究領(lǐng)域中占有一席之地。在軟管式空中加油系統(tǒng)的研究中,對(duì)接過(guò)程又是極為重要的一環(huán),其中對(duì)接控制力和對(duì)接安全性是評(píng)價(jià)其性能優(yōu)劣的兩大重要指標(biāo)。本文以此為出發(fā)點(diǎn),主要對(duì)軟式空中加油軟管-錐套的特性及加油機(jī)與受油機(jī)對(duì)接控制進(jìn)入了深入研究。在軟管-錐套的特性方面重點(diǎn)分析了軟管-錐套在對(duì)接過(guò)程中的受力情況和錐套的氣動(dòng)特性,首先采用懸鏈線法和量綱分析法相結(jié)合的方法建立了加油機(jī)空速與錐套的氣動(dòng)阻力之間的數(shù)學(xué)模型,然后通過(guò)分析錐套的氣動(dòng)特性確定了適合高速和低速加油的最優(yōu)穩(wěn)定傘型;在對(duì)接控制方面主要通過(guò)錐套軌跡確定和受油機(jī)跟蹤控制兩方面內(nèi)容來(lái)完成。首先在充分學(xué)習(xí)了國(guó)內(nèi)外關(guān)于軟管-錐套運(yùn)動(dòng)特性研究的基礎(chǔ)上,結(jié)合試飛數(shù)據(jù),詳細(xì)地分析了軟管錐套在對(duì)接階段的受力情況以及影響因素。采用懸鏈線法和量綱分析相結(jié)合的方法,提出一種新的阻力預(yù)估公式,并將其計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比,以此驗(yàn)證該方法的可靠性。其次研究了傘撐角和傘撐數(shù)量對(duì)錐套穩(wěn)定傘阻力系數(shù)的影響,確定了高速和低速加油的最優(yōu)穩(wěn)定傘外形。先利用SOLIDWORKS建立不同傘撐角和傘撐數(shù)量的六種三維模型,進(jìn)而利用Fluent進(jìn)行數(shù)值仿真得出傘撐角和傘撐數(shù)量與穩(wěn)定傘阻力系數(shù)的關(guān)系,最后確定高速和低速加油的最優(yōu)穩(wěn)定傘外形。最后建立軟管錐套的多體動(dòng)力學(xué)模型,得出軟管錐套的外放特性及錐套的運(yùn)動(dòng)軌跡,并通過(guò)制導(dǎo)律和控制律的設(shè)計(jì)完成了加油機(jī)與受油機(jī)的綜合對(duì)接系統(tǒng)。首先,利用動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)分析建立軟管錐套的多體模型,并加入大氣紊流的影響,在MATLAB/SIMULINK仿真平臺(tái)上進(jìn)行仿真模擬了軟管錐套在外放狀態(tài)下的運(yùn)動(dòng)軌跡;其次,利用錐套和受油機(jī)之間相對(duì)位置設(shè)計(jì)了參考航跡;最后,在LQR控制的基礎(chǔ)設(shè)計(jì)了LQR-PID軌跡跟蹤控制器,并對(duì)包括受油機(jī)小擾動(dòng)線性動(dòng)力學(xué)模型、加油錐套運(yùn)動(dòng)軌跡、大氣紊流干擾、制導(dǎo)模塊、控制模塊在內(nèi)的對(duì)接控制系統(tǒng)完成受油機(jī)與加油機(jī)之間的對(duì)接過(guò)程仿真。仿真結(jié)果表明,該對(duì)接控制系統(tǒng)能控制受油機(jī)快速準(zhǔn)確地與加油機(jī)對(duì)接,提高軟式空中加油的對(duì)接效率,具有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。
【學(xué)位單位】：西安電子科技大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位年份】：2019
【中圖分類】：V249.1;V271.494
【部分圖文】：

圖 1.1 軟管式（左）和硬管式（右）空中加油值得一提的是無(wú)論是軟管式空中加油還是硬管式空中加油都有助于作戰(zhàn)機(jī)的作性能得到明顯提升，如增加作戰(zhàn)機(jī)的航程，延長(zhǎng)作戰(zhàn)機(jī)的航時(shí)，提高作戰(zhàn)機(jī)的有效彈能力以及提升作戰(zhàn)機(jī)的機(jī)動(dòng)力[5]。由此可見，空中加油相關(guān)研究已成為現(xiàn)代空中戰(zhàn)的關(guān)鍵所在。二十一世紀(jì)后，無(wú)人機(jī)（UAV）以其獨(dú)特作戰(zhàn)優(yōu)勢(shì)大量被應(yīng)用到空中作戰(zhàn)系統(tǒng)中，目標(biāo)定位，摧毀戰(zhàn)略目標(biāo)，軍事偵察等。自主空中加油（AAR）[7]很快成為空中作的熱點(diǎn)，考慮到軟管式空中加油的性能，軟管式空中加油和無(wú)人機(jī)有著很高的契合。美國(guó)在無(wú)人機(jī)自主空中加油技術(shù)的研究起步較早，在 2005 年頒布了《無(wú)人機(jī)發(fā)線路圖》，計(jì)劃在 20 年內(nèi)實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的自主空中加油[11]；到 2007 年，美國(guó)在此兩年內(nèi)進(jìn)行了試飛試驗(yàn)驗(yàn)證了錐套特性，以及模擬了不同大氣干擾下軟管式自主空中油技術(shù)。2012 年，美國(guó)采用兩架全球鷹無(wú)人機(jī)在地面監(jiān)控的輔助下完成了自主空加油，這標(biāo)志著美國(guó)已經(jīng)成功完成了無(wú)人自主空中加油的驗(yàn)證工作[16][20]。其中，自主式空中加油主要難題在于在加油過(guò)程中，軟管-錐套系統(tǒng)很容易受到

機(jī)與加油機(jī)的速度差及高度差都有嚴(yán)格的規(guī)定，這就要求受油須非常熟練、準(zhǔn)確。一般情況下，加油機(jī)的加油設(shè)備都裝備有是在受油機(jī)飛行給予指示以便順利完成與加油機(jī)的對(duì)接。加油減速，當(dāng)加油機(jī)與受油機(jī)之間達(dá)到一定的速度差時(shí)，在張力油管就會(huì)自動(dòng)脫離，加油機(jī)也會(huì)中斷燃油的輸送，然后受油機(jī)離，直到一定的安全距離后再向另一側(cè)翻轉(zhuǎn)脫離編隊(duì)，而加油斗機(jī)進(jìn)行加油或者完成加油任務(wù)回收加油軟管。式加油系統(tǒng)在實(shí)際應(yīng)用中一直在改進(jìn)，因此其安全性和可靠?jī)?yōu)點(diǎn)是體積小，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，便于拆裝。一架大型的加油機(jī)可以時(shí)為多架戰(zhàn)斗機(jī)加油，能夠?qū)崿F(xiàn)“伙伴加油”，如圖 1.2 所示，，無(wú)須專門配備加油操作員，對(duì)于全無(wú)人機(jī)的自主式空中加油柔性的軟管可以避免加油機(jī)與受油機(jī)之間由于相對(duì)運(yùn)動(dòng)造成缺點(diǎn)也十分明顯大氣亂流會(huì)造成軟管的飄擺運(yùn)動(dòng)，增加對(duì)接的技術(shù)要求更高；其次是輸油速度慢，大約是每分鐘 1500 升左

圖 2.1 等效軟管彎曲恢復(fù)力可知，軟管恢復(fù)力的大小可以表示為：28EIRl 慣性矩（m4）；的彈性模量（psi）。 4 464OD IDI d d 的夾角 可以表示為

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本文編號(hào)：2825734