尾坐式共軸旋翼飛行器是一種新構(gòu)型飛行器,具有垂直起降和高速前飛的能力,是當(dāng)前艦載無人機(jī)研究發(fā)展的新方向。本文通過建立尾坐式共軸旋翼飛行器的飛行動力學(xué)模型,對其飛行動力學(xué)特性進(jìn)行了研究。首先基于機(jī)理建模方法建立了其飛行動力學(xué)模型。采用葉素理論建立旋翼氣動力模型,通過動態(tài)入流理論獲取旋翼誘導(dǎo)速度;利用CFD仿真得到整機(jī)在迎角大范圍變化時的升力、阻力和力矩特性,并建立了整機(jī)的準(zhǔn)定常非線性氣動力模型;建立了發(fā)動機(jī)、起落架的動力學(xué)模型;綜合以上模型,建立了飛行器的全量六自由度非線性飛行動力學(xué)模型。其次,對飛行器進(jìn)行定常飛行配平計算,得到飛行器前飛和側(cè)飛時的配平特性;通過計算操縱功效,分析得到飛行器在直升機(jī)模式、過渡模式和飛機(jī)模式下的操縱策略。再次,根據(jù)小擾動假設(shè),對非線性飛行動力學(xué)模型作線化處理,得到該飛行器運(yùn)動的線性狀態(tài)方程,分析了飛行器縱橫向模態(tài)穩(wěn)定性的變化特點;通過計算飛行器的非線性操縱響應(yīng),分析了各通道操縱的耦合特性。最后,通過理論方法計算了飛行器的風(fēng)限圖,結(jié)合側(cè)向配平結(jié)果分析并總結(jié)出一套該飛行器的可行著艦策略。利用MATLAB/FlightGear聯(lián)合仿真技術(shù),對飛行器進(jìn)行了可視化飛行仿真,仿真結(jié)果驗證了飛行動力學(xué)模型的有效性。
【學(xué)位單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V212.4
【部分圖文】：

圖 1.1 Ba349 復(fù)制模型對尾坐式飛行器的研究。1948 年，美國海軍斗機(jī)，共有6家公司提出的8種設(shè)計方案競標(biāo)。和洛克希德公司·馬�。↙MT）公司的 XFV-了一對共軸反轉(zhuǎn)螺旋槳，采用寬大的三角形機(jī)安裝了全后緣升降副翼；為使飛機(jī)能夠在地垂直安定面，上下各一片，后緣安裝有方向以理論上 XFY-1 可以在緊急情況下實行常規(guī)著XFV-1 機(jī)身更修長，采用的是寬弦平直翼和控都由十字形尾翼上的控制舵面提供。XFV-種真正意義上專門設(shè)計的艦載機(jī)。但由于操，這兩型飛機(jī)的研制項目都最終下馬。與此氣式飛機(jī) X-13（圖 1.4）。X-13 采用三角翼控制飛行姿態(tài)。1957 年 7 月，X-13 成功完技術(shù)上是可行的，但這款飛機(jī)并不實用。

圖 1.2 XFY-1 驗證機(jī) 圖 1.3 XFV-1 驗證機(jī)同時期的歐洲也對垂直起降飛機(jī)十分感興趣，最著名的是法國斯奈克瑪（SNECMA）推出的“甲蟲”系列方案�！凹紫x”系列采用噴氣發(fā)動機(jī)和環(huán)形翼，這是與 XFV-1 等方案明顯的區(qū)別。但是，環(huán)形翼的氣動分析比常規(guī)機(jī)翼復(fù)雜，制造更加困難，并且有著尾坐式器所共有的問題，即著陸困難。隨著時間推移，法國空軍的要求也發(fā)生改變，他們不再僅重垂直起降，而是對作戰(zhàn)性能提出了更高的要求，但當(dāng)時垂直起降戰(zhàn)機(jī)與常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)的性差甚遠(yuǎn)，因此“甲蟲”系列飛機(jī)也退出了歷史舞臺。圖 1.5 為“甲蟲”C 450 在進(jìn)行系留

圖 1.2 XFY-1 驗證機(jī) 圖 1.3 XFV-1 驗證機(jī)同時期的歐洲也對垂直起降飛機(jī)十分感興趣，最著名的是法國斯奈克瑪（SNECMA）推出的“甲蟲”系列方案。“甲蟲”系列采用噴氣發(fā)動機(jī)和環(huán)形翼，這是與 XFV-1 等方案明顯的區(qū)別。但是，環(huán)形翼的氣動分析比常規(guī)機(jī)翼復(fù)雜，制造更加困難，并且有著尾坐式器所共有的問題，即著陸困難。隨著時間推移，法國空軍的要求也發(fā)生改變，他們不再僅重垂直起降，而是對作戰(zhàn)性能提出了更高的要求，但當(dāng)時垂直起降戰(zhàn)機(jī)與常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)的性差甚遠(yuǎn)，因此“甲蟲”系列飛機(jī)也退出了歷史舞臺。圖 1.5 為“甲蟲”C 450 在進(jìn)行系留
【參考文獻(xiàn)】

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本文編號：2866501