無(wú)人機(jī)作戰(zhàn)方式日漸多樣,作戰(zhàn)能力日益突出,已成為現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中重要的空中作戰(zhàn)力量。自主空中加油技術(shù)可使無(wú)人機(jī)航程加大、續(xù)航時(shí)間增長(zhǎng)、載重能力提升、戰(zhàn)斗力倍增。但在對(duì)接過(guò)程中,當(dāng)受油機(jī)緩慢靠近加油錐套時(shí),錐套會(huì)在受油機(jī)頭波作用下遠(yuǎn)離受油機(jī)頭部,導(dǎo)致對(duì)接失敗,造成危險(xiǎn)。無(wú)人機(jī)為滿足載重、隱身等需求多采用飛翼式布局,但飛翼式無(wú)人機(jī)頭波缺乏有效建模方法,迫切需要對(duì)頭波進(jìn)行建模并在此基礎(chǔ)上提出新的控制策略。首先針對(duì)自主空中加油對(duì)接技術(shù)的任務(wù)需要,建立了加/受油機(jī)的六自由度非線性動(dòng)力學(xué)方程,完成飛行器在平直勻速飛行狀態(tài)配平,對(duì)大氣紊流模型與加油機(jī)尾流模型進(jìn)行建模,并在此基礎(chǔ)上建立了軟管錐套動(dòng)力學(xué)模型。然后采用半蘭金體模型、擬合半蘭金體模型建立常規(guī)布局受油機(jī)頭波模型,采用基于BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的頭波建模方法建立飛翼式布局受油機(jī)頭波模型,并對(duì)不同對(duì)接環(huán)境、對(duì)接方式、受油機(jī)類(lèi)型、軟管材料下頭波對(duì)軟管錐套的擾動(dòng)情況進(jìn)行仿真分析。通過(guò)將神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)頭波模型與CFD數(shù)據(jù)對(duì)比發(fā)現(xiàn)兩者差距較小,可以較為精確地模擬飛翼式布局飛機(jī)頭波。仿真結(jié)果表明,常規(guī)布局飛機(jī)頭波使錐套向偏離受油機(jī)頭部的斜上方運(yùn)動(dòng)、飛翼式布局飛機(jī)頭波使錐套向正上... 

【文章來(lái)源】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)黑龍江省 211工程院校 985工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：77 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

硬式空中加油軟式空中加油也稱(chēng)為軟管—錐套式加油系統(tǒng)，主要由輸油軟管卷盤(pán)裝置、

第1章緒論-3-國(guó)外對(duì)空中加油技術(shù)研究起步較早，現(xiàn)在已經(jīng)建立了較為完善的理論模型，尤其對(duì)其動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)和控制系統(tǒng)的研究較為深入。國(guó)外的相關(guān)研究人員建立了從會(huì)合到分離的各個(gè)階段的系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型，分析了在各種風(fēng)場(chǎng)擾動(dòng)情況下軟式加油裝置的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)，并利用計(jì)算機(jī)模擬不同工況條件，取得了大量的仿真數(shù)據(jù)。(a)雙機(jī)空中加油(b)FRLMk32B-753加油吊艙(c)加油錐套圖1-2軟式空中加油美國(guó)國(guó)家航空航天局(NASA)在自主編隊(duì)飛行計(jì)劃(AutonomousFormationFlight,AFF)的基礎(chǔ)上開(kāi)展了一系列自主空中加油技術(shù)的驗(yàn)證試驗(yàn)，驗(yàn)證了自主空中加油技術(shù)的可行性。2004年NASADryden飛行研究中心為建立軟式空中加油系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)模型，開(kāi)展了一項(xiàng)飛行研究計(jì)劃，以便進(jìn)一步研發(fā)自主空中加油系統(tǒng)[5]。該飛行測(cè)試得到了考慮諸如飛行條件、加油機(jī)類(lèi)型、加油軟管和受油插頭的類(lèi)型等多種因素的動(dòng)力學(xué)模型。2006年，NASA開(kāi)始針對(duì)軟式加油方式展開(kāi)自主空中加油研究，其目標(biāo)是建立整個(gè)空中加油系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型。2010年，美國(guó)國(guó)防預(yù)研局與諾斯洛普格魯曼公司簽訂了自主高空加油計(jì)劃KQ-X。該計(jì)劃目的是使一架“全球鷹”無(wú)人機(jī)能自主給另一架“全球鷹”無(wú)人機(jī)進(jìn)行空中加油，使“全球鷹”的續(xù)航時(shí)間可以達(dá)到數(shù)天，如圖1-3所示。與此同時(shí)，安裝于X-47B的飛行控制軟硬件原型版本研究成功，并在隨后的測(cè)試中驗(yàn)證了其空中加油控制能力。圖1-3自主高空加油計(jì)劃KQ-X

自主高空加油計(jì)劃KQ-X

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
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碩士論文
[1]無(wú)人機(jī)空中加油對(duì)接引導(dǎo)技術(shù)[D]. 陳冠宇.南京航空航天大學(xué) 2019
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[3]空中加油軟管收放過(guò)程中動(dòng)態(tài)特性研究[D]. 彭程.南京航空航天大學(xué) 2018
[4]軟管錐套運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)建模與控制[D]. 張進(jìn).南京航空航天大學(xué) 2016
[5]自主空中加油受油機(jī)精確控制與仿真[D]. 項(xiàng)林杰.南京航空航天大學(xué) 2015
[6]飛行器拖曳系統(tǒng)氣動(dòng)特性數(shù)值模擬研究[D]. 劉釩.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 2014



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