利用Matlab/Simulink仿真技術(shù),構(gòu)建艦載無人機(jī)的復(fù)飛仿真模型,借助該仿真模型仿真計(jì)算艦載無人機(jī),在不同工況下的復(fù)飛特性及復(fù)飛軌跡�；谂炤d機(jī)復(fù)飛安全基本準(zhǔn)則,結(jié)合陸上復(fù)飛特點(diǎn),初步制定了艦載無人機(jī),陸上復(fù)飛驗(yàn)證試驗(yàn)中的陸上復(fù)飛決策安全準(zhǔn)則,并根據(jù)該準(zhǔn)則劃分了陸上復(fù)飛安全區(qū)域。該研究方法,實(shí)現(xiàn)了艦載無人機(jī)的復(fù)飛能力仿真計(jì)算,提出了陸上復(fù)飛決策安全準(zhǔn)則,劃分了陸上復(fù)飛區(qū)域,為艦載無人機(jī)陸上復(fù)飛驗(yàn)證試驗(yàn),提供了一種可參考的技術(shù)手段。 

【文章來源】：飛機(jī)設(shè)計(jì). 2020,40(03)

【文章頁數(shù)】：5 頁

【部分圖文】：

自動(dòng)駕駛儀模型

不同工況復(fù)飛軌跡仿真計(jì)算結(jié)果對比如圖2所示。設(shè)定進(jìn)近速度240 km/h,下滑角3.5°工況下,艦載無人機(jī)的各項(xiàng)復(fù)飛參數(shù)如圖3～圖8。由圖3～圖8可知,決策復(fù)飛后,發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速在2 s左右達(dá)到最大狀態(tài),升降舵配合進(jìn)行偏轉(zhuǎn)操作,發(fā)動(dòng)機(jī)和升降舵的結(jié)合操控迅速拉起飛機(jī),軌跡角逐漸增大,高度逐漸爬升,在4～5 s內(nèi)完成了復(fù)飛。

設(shè)定進(jìn)近速度240 km/h,下滑角3.5°工況下,艦載無人機(jī)的各項(xiàng)復(fù)飛參數(shù)如圖3～圖8。由圖3～圖8可知,決策復(fù)飛后,發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速在2 s左右達(dá)到最大狀態(tài),升降舵配合進(jìn)行偏轉(zhuǎn)操作,發(fā)動(dòng)機(jī)和升降舵的結(jié)合操控迅速拉起飛機(jī),軌跡角逐漸增大,高度逐漸爬升,在4～5 s內(nèi)完成了復(fù)飛。圖4 下滑角變化

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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本文編號：3560700