基于DSP可變體無人機氣動仿真與飛控系統(tǒng)研究.pdf

1、隨著當今世界科學技術日新月異,無人機的發(fā)展正在發(fā)生重大的變化,對無人機的研究也越來越受到世界各國的關注。尤其是變后掠翼技術是近些年來飛行器領域研究熱點之一。高機動性變形飛行器技術在改善無人機的氣動性能方面有著較為突出的優(yōu)點。
　　本文對可變體無人機的氣動參數(shù)進行了分析,并且對升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)等隨著機翼后掠角變化而變化的曲線進行分析。由于可變體無人機在飛行過程中機翼結構發(fā)生改變,使得氣動力、慣性力等都會發(fā)生非線性變化,對其在準

2、定常和質點系假設的條件下建立動力學模型是非常有必要的。同時設計了以切換理論為基礎的閉環(huán)切換控制系統(tǒng),并且對它的穩(wěn)定性以及動態(tài)特性進行分析。
　　機翼是為飛機提供升力和操縱力的首要部件,而且機翼的外部結構對飛行器在某一飛行環(huán)境下的氣動性能產(chǎn)生影響。當前國際上對可變體飛行器進行研究的方案基本上都是使用機翼作為變形機構,能夠滿足在各種復雜飛行環(huán)境下都能獲得最佳的氣動特性的要求。M6機翼作為CFD驗證翼型,使用ICEM對機翼進行結構體劃分

3、,生成符合要求的高質量網(wǎng)格并通過在Fluent模擬過程中設置監(jiān)視器,對飛機機翼的殘差曲線、升力系數(shù)等進行跟蹤和觀察,記錄了在同一幾何模型不同后掠角下的模擬結果,以及升阻力系數(shù)等的變化趨勢。并且對在同一馬赫數(shù)、壓強以及迎角條件下,機翼在兩種后掠角下的靜態(tài)壓強分布、馬赫數(shù)分布、以及壓力分布分別進行了模擬和研究分析。
　　飛控系統(tǒng)一般由飛控計算機系統(tǒng)、傳感器系統(tǒng)和伺服作動系統(tǒng)等共同組成。飛控計算機系統(tǒng)的核心處理器采用的是TMS320F2