無尾式布局是一種基于隱身性能考慮無人機(jī)構(gòu)型,在采用該構(gòu)型時(shí),由于取消了常規(guī)布局中的垂直尾翼和水平尾翼,導(dǎo)致其本體動(dòng)力學(xué)特性具有先天性的缺陷,本文使用將方向舵布置在翼梢小翼上來保持飛行器橫向穩(wěn)定性的方法來克服相應(yīng)問題。這類特殊構(gòu)型的無尾式布局飛行器選用相同機(jī)身和翼梢小翼設(shè)計(jì),并通過變化機(jī)翼長度來對比翼梢小翼對橫向穩(wěn)定性的影響是否符合預(yù)期。本文首先通過CFD仿真計(jì)算獲得其中兩種機(jī)翼設(shè)計(jì)構(gòu)型的升阻力特性,其副翼、升降舵和方向舵的舵面效率。通過對比完成選型。同時(shí)完成了基于剛性動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)的非定常計(jì)算,獲得飛行器動(dòng)態(tài)特性。其次,選擇方案中翼展較小的飛行器進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證,對試驗(yàn)結(jié)果采用多項(xiàng)誤差修正,借以利用修正數(shù)據(jù)與飛行器網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果對比來證明計(jì)算結(jié)果可以正確反映飛行器靜態(tài)和動(dòng)態(tài)特性;利用非定常計(jì)算的結(jié)果對飛行器動(dòng)導(dǎo)數(shù)進(jìn)行仿真;提出一種動(dòng)導(dǎo)數(shù)估算方法,驗(yàn)證其準(zhǔn)確性和實(shí)用性。再次,以迎角、側(cè)滑角以及舵面偏轉(zhuǎn)作為輸入量,以飛行器氣動(dòng)參數(shù)作為輸出量,進(jìn)行了模糊邏輯建模。最后,利用模型輸出全部靜態(tài)氣動(dòng)力,進(jìn)行飛行系統(tǒng)響應(yīng)仿真和盤旋軌跡仿真,驗(yàn)證了該構(gòu)型飛行器在飛行過程中的穩(wěn)定性,確定了該飛行器的工程意義。

【文章頁數(shù)】：81 頁

【學(xué)位級別】：碩士

【部分圖文】：

圖1.1幾種無人機(jī)圖片

(c)RQ/MQ-1U.S圖1.1幾種無人機(jī)圖片圖1.1中無人機(jī)均采用V尾或多尾無人機(jī)構(gòu)型，此類構(gòu)型的氣動(dòng)設(shè)計(jì)存在比較大的缺陷的。這是由于較大尾翼可以很好的保持全機(jī)的橫航向靜穩(wěn)定性，但在飛行過程中垂尾對于側(cè)滑氣流

圖2.1方案一計(jì)算模型側(cè)視圖及俯視圖

舵面偏轉(zhuǎn)角度是相同的。圖2.1方案一計(jì)算模型側(cè)視圖及俯視圖圖2.2方案二計(jì)算模型側(cè)視圖及俯視圖2.1計(jì)算網(wǎng)格及求解器設(shè)置根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)，在利用數(shù)值計(jì)算獲得氣動(dòng)力矩系數(shù)及舵面效率之前，需要進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證：在相同迎角、側(cè)滑角以及飛行器舵面偏轉(zhuǎn)狀態(tài)下進(jìn)行數(shù)值模擬獲得飛機(jī)表面....

圖2.2方案二計(jì)算模型側(cè)視圖及俯視圖

為了控制計(jì)算變量，本文采用兩種不同設(shè)計(jì)方案，利用相同的機(jī)身和相同的翼梢小翼和不同機(jī)翼設(shè)計(jì)。針對滿足以上條件的飛行器數(shù)模繪制計(jì)算網(wǎng)格，通過CFD數(shù)值計(jì)算方法獲得飛器的氣動(dòng)系數(shù)和舵面效率。圖2.1和2.2給出了兩種構(gòu)型的示意圖。本章中關(guān)于兩構(gòu)型的所有比借用方案一和方案二表....

圖2.3表面結(jié)構(gòu)網(wǎng)格與非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對比（方案一）

馬赫數(shù)0.12溫度(K)288.15靜壓(Pa)101325靜密度(3kg/m)1.225參考長度(m)0.237參考面積(2m)0.26粘性系數(shù)(kg/ms)0.00001789雷諾數(shù)63.110表2.2計(jì)算網(wǎng)格參數(shù)（對于非結(jié)構(gòu)以及結(jié)構(gòu)....

本文編號：3941222