基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設(shè)計(jì)方法
【專利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，該方法為根據(jù)人眼分辨率和視覺(jué)暫留時(shí)間獲得飛行器的最小偏心距和最小轉(zhuǎn)速；初步選取飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預(yù)期轉(zhuǎn)速的值；根據(jù)自旋穩(wěn)定理論獲得翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍；基于飛行器的動(dòng)力學(xué)線性化模型的穩(wěn)定解，獲得翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角之間的關(guān)系式；在所述翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍內(nèi)選取翼型靜穩(wěn)定度；基于所述翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角之間的關(guān)系式、選取的翼型靜穩(wěn)定度、幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預(yù)期轉(zhuǎn)速的值，計(jì)算飛行器的懸停升力；直到飛行器調(diào)整后的懸停升力大于自身重力。該方法能夠在不依賴提高轉(zhuǎn)速的飛行方法下獲得飛行器額外的升力。
【專利說(shuō)明】
基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體設(shè)及一種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器 升力優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 單翼回旋飛行器是近年來(lái)新生的一種仿生飛行器，借鑒翼果的懸空原理，飛行時(shí) 由安裝在翼后緣或控制臂上的推進(jìn)裝置產(chǎn)生驅(qū)動(dòng)力矩，使整個(gè)機(jī)體自旋，產(chǎn)生升力。相比傳 統(tǒng)固定翼飛行器，單翼回旋飛行器具有垂直起降、懸停能力，機(jī)動(dòng)能力強(qiáng)，可飛行于各種狹 小空間；相比傳統(tǒng)旋翼機(jī)，單翼回旋飛行器機(jī)械結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、體積小，飛行時(shí)肉眼難W察覺(jué)，且 飛行噪聲小，更適合于偵查、跟蹤任務(wù)。此外，借助飛行時(shí)整個(gè)機(jī)體處于自旋狀態(tài)的特點(diǎn)，輔 W適當(dāng)?shù)膱D像獲取設(shè)備和處理技術(shù)，可進(jìn)行360°實(shí)時(shí)全景觀測(cè)，更有利于完成監(jiān)視任務(wù)。
[0003] 由于單翼回旋飛行器技術(shù)尚處于起步階段，雖然當(dāng)今鮮有針對(duì)該飛行器動(dòng)力學(xué)特 性的系統(tǒng)性設(shè)計(jì)方法，但是由于單翼回旋飛行器同時(shí)具備固定翼飛行器和旋翼飛行器的氣 動(dòng)特點(diǎn)，所受空氣動(dòng)力、空氣動(dòng)力力矩高度不對(duì)稱，具有相對(duì)復(fù)雜的動(dòng)力學(xué)，導(dǎo)致靜力學(xué)設(shè) 計(jì)準(zhǔn)則難W滿足需求，無(wú)法依照傳統(tǒng)的固定翼或旋翼設(shè)計(jì)方法確定參數(shù)。為保證單翼回旋 飛行器的飛行品質(zhì)，減少控制消耗，有必要在初步設(shè)計(jì)時(shí)，將飛行器設(shè)計(jì)為自穩(wěn)定，使其在 無(wú)控狀態(tài)下便可實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定懸停。此外，該種飛行器依靠高速自旋產(chǎn)生升力、維持懸停，但過(guò) 高的轉(zhuǎn)速會(huì)對(duì)測(cè)量元件W及機(jī)上電子設(shè)備造成不利影響，必須開(kāi)發(fā)一種通過(guò)增加攻角獲得 額外升力，不依賴提高轉(zhuǎn)速的飛行方法。因此，針對(duì)該飛行器動(dòng)力學(xué)的升力優(yōu)化穩(wěn)定性設(shè)計(jì) 方法是不可或缺的。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0004] 有鑒于此，本發(fā)明提供了一種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設(shè)計(jì)方 法;該方法能夠在不依賴提高轉(zhuǎn)速的飛行方法下獲得飛行器額外的升力。
[0005] 實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的具體實(shí)施方案如下：
[0006] -種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，具體步驟如下：
[0007] 步驟一，根據(jù)人眼分辨率和視覺(jué)暫留時(shí)間獲得飛行器的最小偏屯、距和最小轉(zhuǎn)速；
[0008] 步驟二，初步選取飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預(yù)期轉(zhuǎn)速的值，利用飛行器的幾 何參數(shù)和質(zhì)量分布獲得飛行器的預(yù)期偏屯、距，使得飛行器的預(yù)期偏屯、距大于其最小偏屯、 距，飛行器的預(yù)期轉(zhuǎn)速大于其最小轉(zhuǎn)速；
[0009] 步驟=，基于葉素動(dòng)量混合理論，獲得飛行器的動(dòng)力學(xué)非線性模型，基于所述飛行 器的動(dòng)力學(xué)非線性模型，利用小擾動(dòng)方法，獲得飛行器的動(dòng)力學(xué)線性化模型，基于步驟二所 初選取的飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預(yù)期轉(zhuǎn)速的值，并根據(jù)自旋穩(wěn)定理論獲得翼型靜 穩(wěn)定度的取值范圍；
[0010] 步驟四，基于飛行器的動(dòng)力學(xué)線性化模型的穩(wěn)定解，獲得翼型靜穩(wěn)定度與飛行器 的懸停攻角之間的關(guān)系式；
[0011] 步驟五，在所述翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍內(nèi)選取翼型靜穩(wěn)定度；
[0012] 步驟六，基于所述翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角之間的關(guān)系式、選取的翼型 靜穩(wěn)定度、幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預(yù)期轉(zhuǎn)速的值，計(jì)算飛行器的懸停升力；
[0013] 步驟屯，利用獲得的飛行器的懸停升力與自身重力進(jìn)行比較，若選取翼型靜穩(wěn)定 度的值已遍歷當(dāng)前的取值范圍，且獲得飛行器懸停升力均小于自身重力，重復(fù)步驟二~六 進(jìn)行參數(shù)的重復(fù)選取;若選取翼型靜穩(wěn)定度的值使得獲得飛行器懸停升力大于自身重力 時(shí)，將當(dāng)前選取翼型靜穩(wěn)定度的值作為優(yōu)化結(jié)果，從而完成了飛行器升力的優(yōu)化設(shè)計(jì)。
[0014] 進(jìn)一步地，步驟一具體過(guò)程如下：
[0015] 根據(jù)人眼視覺(jué)暫留效應(yīng)，暫留時(shí)間為1/24S，單翼回旋飛行器的飛行初選轉(zhuǎn)速ro取 r〇>3i/( 1/24) >75.40rad/s，獲得飛行器的最小轉(zhuǎn)速為 75.40rad/s;
[0016] 旋轉(zhuǎn)中屯、到單翼回旋飛行器主翼根部的距離定義為偏屯、距e，根據(jù)人眼的分辨力 為2角分，獲得人眼能分辨的最小偏屯、距emin =時(shí)/60/180,其中P為觀察距離。
[0017] 進(jìn)一步地，步驟=的具體過(guò)程如下：
[0018] 2.1基于葉素動(dòng)量混合理論，獲得飛行器的動(dòng)力學(xué)非線性模型為：
[0019] (6)
[0020] (7)
[0021] 其中，￥?=[11，乂，巧^，￥。。是飛行器機(jī)體系下速度，0=[口，9^]\〇是飛行器機(jī)體
系下轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，F(xiàn)aer。= [0 , A , -N]T,Faer。是飛化器機(jī)體系下所雙氣動(dòng)力,Maer。= [Mr ,Mn ,Ma]T , Mn、Ma和Mr分別'I A" 一'一 ?俯仰力矩、偏航力矩、滾轉(zhuǎn)力矩，Maero是飛行器機(jī)體系下 所受氣動(dòng)力矩 I為飛行器慣量矩陣;m為飛行器總質(zhì)量，A和N分別為作用 于主翼的法向力、軸向力；
[0022] 2.2求取線性化模型的解，獲得翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍
[0023] 將攻角a細(xì)責(zé)/1、值底.飛斤黑々h干懸偉獻(xiàn)杰.錶巧底沿么她4V音責(zé)委，繞機(jī)體系Z軸 轉(zhuǎn)速固定為ro，^
,其中，1為積分 替換變量，I康示主翼旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)所設(shè)及空氣的慣量，C為主翼弦長(zhǎng)，P為空氣密度，Cmo、Cm汾別 為翼型力矩系數(shù)Cm的常數(shù)項(xiàng)和一階系數(shù)，Wih為懸停時(shí)的誘導(dǎo)速度，Aih表示懸停時(shí)誘導(dǎo)速度 入流比，。和Qfi分別表示力矩Mn和滾轉(zhuǎn)力矩Mr擬合系數(shù)標(biāo)準(zhǔn)化系數(shù)，貝U
[00%] 其中，Tl為翼型靜穩(wěn)定度，4 I為主翼扭轉(zhuǎn)角，Ad為展弦比的倒數(shù)，Iw為主翼展長(zhǎng)，e為
[0024]
[0025] 偏屯、距;Clg、Cli分別為翼型升力系數(shù)Cl的常數(shù)項(xiàng)和一階系數(shù)；
[0027]利用小擾動(dòng)方法，將P、q視為小量Ep、Eq并忽略Ep、Eq的二階小量，代入轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)力學(xué) 方程(7)，獲得飛行器的動(dòng)力學(xué)線性化模型 [002引
[0029]
[0030]
[0031]
[0032]
[0033]
[0034]
[0035]
[0036] 動(dòng)力學(xué)線性化模型的解為，根據(jù)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的穩(wěn)定性 條件，需321312<0，則有
[0037] Ki 化 aKs-l)<0
[003引其中
（I為慣量參數(shù)
；Ka為旋翼氣動(dòng)參數(shù)，
S為翼型靜穩(wěn)定度參數(shù)；
[0039] 由于Ki>0，則穩(wěn)定性條件簡(jiǎn)化為
[0040] KaKs <1
[0041] 當(dāng)飛行器的幾何參數(shù)確定后，Ka已固定，此時(shí)待設(shè)計(jì)參數(shù)為Ks;保證Ka>0,確定翼 型靜穩(wěn)巧原的取值淑雨為
[0042]
[0043] 進(jìn)一步地，步驟四的具體過(guò)程如下：
[0044] 由步驟=獲得的飛行器的動(dòng)力學(xué)線性化模型，線性化模型的穩(wěn)定解對(duì)應(yīng)為&和& ; 則
[0045]
[0046]
[0047] 化據(jù)懸停町線速巧化機(jī)體各軸分量為零，獲得翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角 之間的關(guān)系式為
[004引
[0049] 有益效果：
[0050] (1)本發(fā)明給出了保證單翼回旋飛行器自旋穩(wěn)定的量化設(shè)計(jì)方法，當(dāng)旋翼氣動(dòng)參 數(shù)(靜穩(wěn)定度參數(shù)）已預(yù)置時(shí)，可根據(jù)本發(fā)明給出的方法設(shè)計(jì)靜穩(wěn)定度參數(shù)（旋翼氣動(dòng)參 數(shù))。
[0051] (2)根據(jù)本發(fā)明給出的設(shè)計(jì)范圍，在保證自旋穩(wěn)定的基礎(chǔ)上，可放寬翼型靜穩(wěn)定度 選擇，增加平衡攻角，W便在懸停時(shí)獲得額外升力，降低懸停所需轉(zhuǎn)速。
【附圖說(shuō)明】
[0052] 圖1為本發(fā)明的流程圖；
[0053] 圖2為單翼回旋飛行器俯視圖；
[0054] 圖3為飛行器坐標(biāo)系及入流示意圖；
[0055] 圖4為單位葉素入流及受力示意圖；
[0056] 圖5為主翼靜穩(wěn)定度示意圖；
[0057] 圖6為飛行器機(jī)體角速度；
[005引圖7為飛行器構(gòu)造面攻角；
[0059] 圖8為飛行器飛行軌跡。
【具體實(shí)施方式】
[0060] 下面結(jié)合附圖并舉實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)描述。
[0061] 本發(fā)明提供了一種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，如圖1所 示，其具體步驟如下：
[0062] 步驟一:根據(jù)人眼視覺(jué)暫留效應(yīng)，暫留時(shí)間約為t = l/24s。W保證隱身效果為設(shè)計(jì) 前提時(shí)，則要求單翼回旋飛行器的飛行轉(zhuǎn)速r〇>V(l/24)>75.4化ad/s。為避免旋轉(zhuǎn)周期 與人眼數(shù)據(jù)額采集頻率接近，造成飛行器重合的靜止影像、削弱隱身效果，應(yīng)避免轉(zhuǎn)速接近 ;r*=^3T/(l/24)rad/s,k=l,2,...n。
[0063] 偏屯、距e定義為旋轉(zhuǎn)中屯、（質(zhì)屯O到單翼回旋飛行器主翼根部的距離，如圖2所示。 對(duì)偏屯、距進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，考慮到人眼在一般光線情況下分辨能力為2角分，偏屯、距過(guò)小將導(dǎo)致 人眼將飛行器識(shí)別為非旋轉(zhuǎn)體，進(jìn)而喪失隱身效果。假設(shè)觀察距離為P米，則人眼能分辨的 最小偏屯、距日。1。= ?31/60/180。^觀察距離為100米為例，可求得日。1。= 0.029米，即假設(shè)觀察 者在100米距離采用人眼視覺(jué)捕捉飛行器的情況下，單翼回旋飛行器能實(shí)現(xiàn)有效隱身的偏 屯、距為0.029米。
[0064] 步驟二:初步選取飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布、翼型靜穩(wěn)定度和預(yù)期轉(zhuǎn)速的值， 利用飛行器的幾何參數(shù)和質(zhì)量分布獲得飛行器的預(yù)期偏屯、距，使得飛行器的預(yù)期偏屯、距大 于其最小偏屯、距，飛行器的預(yù)期轉(zhuǎn)速大于其最小轉(zhuǎn)速;此處需注意，應(yīng)盡量在初步設(shè)計(jì)時(shí)保 證單翼回旋飛行器繞最大或最小慣量主軸自旋，W便為靜穩(wěn)定度的調(diào)整留下余地，增加懸 停攻角，否則為保證飛行器穩(wěn)定懸停，必須選擇靜穩(wěn)定翼型W補(bǔ)償由慣性造成的不穩(wěn)定自 旋狀態(tài)，無(wú)法提供額外的懸停攻角。
[0065] 步驟基于葉素動(dòng)量混合理論，獲得飛行器的動(dòng)力學(xué)非線性模型，利用小擾動(dòng)方 法，獲得飛行器的動(dòng)力學(xué)線性化模型，基于步驟二所初選取的飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布 和預(yù)期轉(zhuǎn)速的值，并根據(jù)自旋穩(wěn)定理論獲得翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍；
[0066] 2.1基于葉素動(dòng)量混合理論對(duì)飛行器進(jìn)行氣動(dòng)建模
[0067] 為準(zhǔn)確模擬單翼回旋飛行器氣動(dòng)特性，此處采用葉素動(dòng)量混合理論描述主翼。由 葉素理論可知，單位葉素的入流速度為
[006引
[0069] 具甲u(yù)、v、w分別刃化機(jī)體系x、y、z軸的速度，p、q、r為沿機(jī)體系x、y、z軸的角速度， Ibe為單位葉素位置，Wi為誘導(dǎo)速度，Ut、Ur、Up分別為單位葉素的切向、徑向、法向入流速度， 如圖3所示。
[0070] 由于徑向入流速度對(duì)主翼受力影響較小，所W對(duì)徑向入流速度忽略不計(jì)，可得作 用于單位葉素上的升力和阻力分別為
[0071]
[0072]
[0073] 其中Fp為翼尖損失修正系數(shù)，P為空氣密度，U為總?cè)肓魉俣?，C為主翼弦長(zhǎng)，Cl、Cd分 別為升力、阻力系數(shù)。
[0074] 由圖3可知，構(gòu)造面攻角〇 = 1：曰]1-1(化/化），獲得葉素攻角日* =日+(1)1化6)，<1)1()為主 翼扭轉(zhuǎn)角函數(shù)，根據(jù)葉素攻角擬合，菊 CLiXDi分別為升力、阻力系數(shù)對(duì)應(yīng)的擬合系數(shù)，i = 0，1，2。
[0075] 將上述氣動(dòng)力轉(zhuǎn)換至機(jī)體坐標(biāo)系，可得
[0076] dN=dL cosa+dD sin口
[0077] dA =郵 cosa-dL sina
[0078] 即為單位葉素所產(chǎn)生的軸向力和法向力，如圖4所示。對(duì)上式沿主翼展向進(jìn)行積 分，可得到整個(gè)機(jī)體所受的軸向力A與法向力N，該法向力即為主翼在飛行器自旋時(shí)產(chǎn)生的 拉力。
[0079] 將所述升力和阻力的入流坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換至機(jī)體坐標(biāo)系，獲得
[0080] dN=dL cosa+dD sina (1)
[0081] dA =郵 cosa-dL sina (2)
[0082] 由（I)和(2)獲得整個(gè)機(jī)體所受的俯仰力矩Mn、偏航力矩Ma和滾轉(zhuǎn)力矩Mr:
[0083] (3)
[0084] (4)
[0085] (:5)
[0086] 其中e為偏屯、距，Ue為單位葉素位置，Iw為主翼展長(zhǎng)，Cm為翼型力矩系數(shù)， (
型靜穩(wěn)定度，Xem為主翼質(zhì)屯、弦向位置，Xaer。 為主翼的氣動(dòng)力作用弦向位置。
[0087] 由（3)、（4)巧化)得到單翼回旋飛行器六自由度動(dòng)力學(xué)模型為：
[0088] (6)
[0089] (7)
[0090] 其中，Vcm= [11，乂，巧^，￥。。是飛行器機(jī)體系下速度，0=[口，9^]\〇是飛行器機(jī)體 系下轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，F(xiàn)aer。= [0 , A , -N]T,Faer。是飛化器機(jī)體系下所雙氣動(dòng)力,Maer。= [Mr ,Mn ,Ma]T , Mn、Ma和Mr分別為整個(gè)機(jī)體所受的俯仰力矩、偏航力矩、滾轉(zhuǎn)力矩，Maero是飛行器機(jī)體系下 所受氣動(dòng)力矩
％飛行器慣量矩陣;m為飛行器總質(zhì)量，G為飛行器在機(jī)體 系下所受重力，A和N分別為作用于主翼的法向力、軸向力；
[0091] 2.2求取線性化模型的解，獲得穩(wěn)定自旋范圍；
[0092] 將攻角n細(xì)兩/I、值睛-飛打毀々S平縣倍棘太-純巧睛化義勒1A吾兩乗-緝機(jī)體系Z軸 轉(zhuǎn)速固定為ro，^^ 申，1為積分 替換變量，I康示主翼旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)所設(shè)及空氣的慣量，C為主翼弦長(zhǎng)，P為空氣密度，Cmo、Cm汾別 為翼型力矩系數(shù)Cm的常數(shù)項(xiàng)和一階系數(shù)，Wih為懸停時(shí)的誘導(dǎo)速度，Aih表示懸停時(shí)誘導(dǎo)速度 入流比，馬^。和每H分別表示力矩Mn和滾轉(zhuǎn)力矩Mr擬合系數(shù)標(biāo)準(zhǔn)化系數(shù)，貝U
[0093]
[0094]
[00M] 其中，Tl為翼型靜穩(wěn)定度，4 I為主翼扭轉(zhuǎn)角，Ad為展弦比的倒數(shù)，Iw為主翼展長(zhǎng)，e為 偏屯、距;Clg、Cli分別為翼型升力系數(shù)Cl的常數(shù)項(xiàng)和一階系數(shù)；
[0096] 利用小擾動(dòng)方法，將p、q視為小量ep、Eq并忽略Ep、eq的二階小量，代入轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)力學(xué) 方程(7) ^"^^^//^^嗎動(dòng)力學(xué)線性化模型
[0097]
[009引 丑:由
[0099]
[0100]
[0101]
[0102]
[0103] I
[0104]
[01化]其中，日12、日21、日22為矩陣A中元素，bl、b2為矩陣B中元素；
[0106] 動(dòng)力學(xué)線性化模型的解為
，根據(jù)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的穩(wěn)定性 條件，需日21日12<0,則有
[0107]
[0108] Ki為慣量參數(shù)
，Ka為旋翼氣動(dòng)參數(shù)，
Ks為翼型靜穩(wěn)定度參數(shù)；
[0109] 由于Ki>0，則穩(wěn)定性條件簡(jiǎn)化為
[0110] KaKs <1
[0111] 當(dāng)飛行器的幾何參數(shù)確定后，Ka已固定，此時(shí)待設(shè)計(jì)參數(shù)為Ks;保證Ka>0,確定翼 型靜穩(wěn)定度的取值范圍
如圖5所示。
[0112] 步驟四：基于飛行器的動(dòng)力學(xué)線性化模型的穩(wěn)定解，獲得翼型靜穩(wěn)定度與飛行器 的懸停攻角之間的關(guān)系式；
[0113] 根據(jù)飛行器的動(dòng)力學(xué)線性化模型穩(wěn)定解，計(jì)算改變翼型靜穩(wěn)定度后可增加的懸停 攻角，從而得到額外的升力。
[0114] 由上步中的得到的單翼回旋飛行器的動(dòng)力學(xué)線性化模型，令= 可得穩(wěn)定解為
[0115]
[0116]
[0117]由于懸停時(shí)線速度沿機(jī)體各軸分量為零，忽略誘導(dǎo)速度影響W及非線性系數(shù)Cm， 可得翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角之間的關(guān)系式為 [0118：
[0119] 步驟五，在所述翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍內(nèi)選取翼型靜穩(wěn)定度；
[0120] 步驟六，基于所述翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角之間的關(guān)系式、所述選取的 翼型靜穩(wěn)定度和所述初步選取飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布、和預(yù)期轉(zhuǎn)速的值，計(jì)算飛行器 的懸停升力；
[0121] 步驟屯，利用獲得的飛行器的懸停升力與自身重力進(jìn)行比較，若選取翼型靜穩(wěn)定 度的值已遍歷當(dāng)前的取值范圍，且獲得飛行器懸停升力均小于自身重力，重復(fù)步驟二~六 進(jìn)行參數(shù)的重復(fù)選取;若選取翼型靜穩(wěn)定度的值使得獲得飛行器懸停升力大于自身重力 時(shí)，將當(dāng)前選取翼型靜穩(wěn)定度的值作為優(yōu)化結(jié)果，從而完成了飛行器升力的優(yōu)化設(shè)計(jì)。
[0122] 上步中已經(jīng)給出了穩(wěn)定設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)，依照該標(biāo)準(zhǔn)給出的范圍對(duì)翼型靜穩(wěn)定度進(jìn)行再 設(shè)計(jì)，便可得出新的懸停攻角。將新的懸停攻角帶入升力計(jì)算步驟，判斷是否滿足升力需求 W及自旋穩(wěn)定需求。如果不滿足，再?gòu)男逻x取靜穩(wěn)定度，重復(fù)上述流程，直到滿足指標(biāo)要求。
[0123] 實(shí)施例
[0124] W某預(yù)設(shè)計(jì)單翼回旋飛行器為例，說(shuō)明本發(fā)明的具體實(shí)施方法。該單翼回旋飛行 器設(shè)計(jì)初步參數(shù)如表1所示。
[0125] 表1. 「01261
LU IZ/」 恨巧巧驟^街出W々化，恃判仕個(gè)加八異型靜穩(wěn)疋度化情/兒h，該化巧訂參甄所 能提供的拉力為N=2.0777N，小于飛行器所受重力G = 2.1560N。因此執(zhí)行步驟S。
[0128] 根據(jù)表1參數(shù)計(jì)算可得Ia = Pcl4 = 〇. 0007808'
[0129] 根據(jù)步驟=中給出的穩(wěn)定性條件，有
[0130]
[0131 ]由于Ks中待定參數(shù)為靜穩(wěn)定度n，可得
[0132] n<509.4990
[0133] 在給出的設(shè)計(jì)范圍內(nèi)，將翼型設(shè)計(jì)為靜不穩(wěn)定，選取Ii = O.3。根據(jù)步驟四中的計(jì)算 公式，得函
[0134] 利用調(diào)整后的靜穩(wěn)定度所增加的攻角計(jì)算升力，可得N = 2.1540N，與飛行器所受 重力之差小于0.1%。仿真結(jié)果如圖6-8所示。
[0135] 綜上所述，W上僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例而已，并非用于限定本發(fā)明的保護(hù)范圍。 凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的 保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，其特征在于，具體步驟如 下： 步驟一，根據(jù)人眼分辨率和視覺(jué)暫留時(shí)間獲得飛行器的最小偏屯、距和最小轉(zhuǎn)速； 步驟二，初步選取飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預(yù)期轉(zhuǎn)速的值，利用飛行器的幾何參 數(shù)和質(zhì)量分布獲得飛行器的預(yù)期偏屯、距，使得飛行器的預(yù)期偏屯、距大于其最小偏屯、距，飛 行器的預(yù)期轉(zhuǎn)速大于其最小轉(zhuǎn)速； 步驟=，基于葉素動(dòng)量混合理論，獲得飛行器的動(dòng)力學(xué)非線性模型，基于所述飛行器的 動(dòng)力學(xué)非線性模型，利用小擾動(dòng)方法，獲得飛行器的動(dòng)力學(xué)線性化模型，基于步驟二所初選 取的飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預(yù)期轉(zhuǎn)速的值，并根據(jù)自旋穩(wěn)定理論獲得翼型靜穩(wěn)定 度的取值范圍； 步驟四，基于飛行器的動(dòng)力學(xué)線性化模型的穩(wěn)定解，獲得翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸 停攻角之間的關(guān)系式； 步驟五，在所述翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍內(nèi)選取翼型靜穩(wěn)定度； 步驟六，基于所述翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角之間的關(guān)系式、選取的翼型靜穩(wěn) 定度、幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預(yù)期轉(zhuǎn)速的值，計(jì)算飛行器的懸停升力； 步驟屯，利用獲得的飛行器的懸停升力與自身重力進(jìn)行比較，若選取翼型靜穩(wěn)定度的 值已遍歷當(dāng)前的取值范圍，且獲得飛行器懸停升力均小于自身重力，重復(fù)步驟二~六;若選 取翼型靜穩(wěn)定度的值使得獲得飛行器懸停升力大于自身重力時(shí)，將當(dāng)前選取翼型靜穩(wěn)定度 的值作為優(yōu)化結(jié)果，從而完成了飛行器升力的優(yōu)化設(shè)計(jì)。2. 如權(quán)利要求1所述一種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，其特征 在于，步驟一具體過(guò)程如下： 根據(jù)人眼視覺(jué)暫留效應(yīng)，暫留時(shí)間為1/24S，單翼回旋飛行器的飛行初選轉(zhuǎn)速ro取r〇> V( 1/24) >75.40rad/s，獲得飛行器的最小轉(zhuǎn)速為75.40rad/s; 旋轉(zhuǎn)中屯、到單翼回旋飛行器主翼根部的距離定義為偏屯、距e，根據(jù)人眼的分辨力為2角 分，獲得人眼能分辨的最小偏屯、距Gmin =時(shí)/60/180,其中P為觀察距離。3. 如權(quán)利要求1所述一種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，其特征 在于，步驟=的具體過(guò)程如下：2.1基于葉素動(dòng)畳濕合理論，巧得飛行器的動(dòng)力學(xué)非線性模型為： 輸 (7) 其中，Vcm=[U，V，W]T，Vcm是飛行器機(jī)體系下速度，〇=[口，9，引了，0是飛行器機(jī)體 系下轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，F(xiàn)aero = [0 ,A , -N]T ,Faero是飛化器機(jī)體系下所雙氣動(dòng)力，Maero = [Mr ,Mn , Ma]T，Mn、Ma和Mr分別為整個(gè)化體所受的俯仰力矩、偏航力矩、滾轉(zhuǎn)力矩，Maern是飛行器機(jī)體系 下所受氣動(dòng)力矩I為飛行器慣量矩陣;m為飛行器總質(zhì)量，A和N分別為作 用于主翼的法向力、軸向力； 2.2求取線性化模型的解，獲得翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍 將攻角a視為小角度，飛行器處于懸停狀杰，線速度沿各軸分量為零，繞機(jī)體系Z軸轉(zhuǎn)速 固定為ro，^;其中，1為積分替換變 量，Ia表不主翼旋轉(zhuǎn)擔(dān)動(dòng)所設(shè)及至氣的慣量，C為主翼弦長(zhǎng)，P為至氣醬度，Cmq、Cmi分別為翼型 力矩系數(shù)Cm的常數(shù)項(xiàng)和一階系數(shù)，Wih為懸停時(shí)的誘導(dǎo)速度，Aih表示懸停時(shí)誘導(dǎo)速度入流比， Aw和Qi分別表示力巧Mn巧療按力巧Mr擬合系示準(zhǔn)化系#，剛其中，n為翼型靜穩(wěn)定度，4 I為主翼扭轉(zhuǎn)角，Ad為展弦比的倒數(shù)，Iw為主翼展長(zhǎng)，e為偏屯、 距;Clq、Cli分別為翼型升力系數(shù)Cl的常數(shù)項(xiàng)和一階系數(shù)；需曰21日12<0,則有 Ki(K-K--1 利用小擾動(dòng)方法，將P、q視為小量ep、Eq并忽略Ep、eq的二階小量，代入轉(zhuǎn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)方程 (7)，獲得飛行器的動(dòng)力學(xué)線性化模型 5 藻件，其4 Ki為慣量參數(shù)為旋翼氣動(dòng)參數(shù)， ;s為翼型靜穩(wěn)定度參數(shù)； 田于Ki>U，則穩(wěn)足性條件簡(jiǎn)化為 KaKs <1 當(dāng)飛行器的幾何參數(shù)確定后，Ka已固定，此時(shí)待設(shè)計(jì)參數(shù)為Ks;保證Ka>0,確定翼型靜 穩(wěn)定度的取值范圍為4.如權(quán)利要求1所述一種基于目?jī)煞€(wěn)足的早異凹旋飛行器升力優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，其特征 在于，步驟四的具體過(guò)程如下： 由步驟=獲得的飛行器的動(dòng)力學(xué)線性化模型，線性化模型的穩(wěn)定解對(duì)應(yīng)為每和句;，則根據(jù)懸停時(shí)線速度沿機(jī)體各軸分量為零，獲得翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角之間 的關(guān)系式為
【文檔編號(hào)】B64C27/54GK105905296SQ201610329445
【公開(kāi)日】2016年8月31日
【申請(qǐng)日】2016年5月18日
【發(fā)明人】王佳楠, 康珅, 單家元
【申請(qǐng)人】北京理工大學(xué)