幾何大變形太陽能無人機非線性氣動彈性穩定性研究

       大柔性太陽能無人機在氣動載荷的作用下產生較大的彎曲變形,機翼結構的剛度、質量分布等特性亦發生較大改變,線性理論無法滿足這類飛機氣動彈性穩定性分析的精度要求。基於Cor-ota -tional(CR )理論,推導了結構變形後的切線剛度矩陣和質量矩陣,建立了大柔性機翼結構動力學模型;采用建立在局部氣流坐標係下的片條非定常氣動力模型,建立了考慮幾何非線性效應的大柔性無人機氣動彈性運動方程。引入準模態假設,采用P-k法研究了幾何大變形對類"太陽神"布局太陽能無人機的氣動彈性穩定性的影響。研究結果表明:隨著彎曲變形的增加,非線性顫振速度可降低10%以上,非線性顫振頻率可下降8%;合理的增加扭轉剛度、前移彈性軸、前移剖麵質心等,均可以有效改善幾何大變形引起的不利影響。研究工作對大柔性飛機的氣動彈性設計具有一定的參考意義。

       地麵滑跑狀態下的無人機滑跑糾偏的控製問題,提出采用方向舵偏轉、主輪差動刹車和前輪轉向的聯合糾偏控製方案和控製結構;通過糾偏控製分配,將多輸入單輸出無人機滑跑糾偏係統等效為具有單一虛擬糾偏舵麵的單輸入單輸出係統,從而直接采用經典控製理論設計滑跑糾偏控製律參數;全麵分析了無人機地麵滑跑中所受地麵力及力矩,同時考慮氣動力及力矩,根據剛體動力學和運動學理論建立了全麵反映無人機滑跑運動特性的無人機模型,並據此得到滑跑過程小擾動線性模型.以某無人機為算例,進行地麵滑跑建模及分析.仿真結果表明,糾偏控製方案可實現全程滑跑糾偏的有效控製。


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