[發(fā)明專(zhuān)利]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

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201610329445.3
• 申請(qǐng)日: 2016-05-18
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN105905296B
• 公開(kāi)（公告）日: 2017-12-15
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 康珅;王佳楠;單家元
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 北京理工大學(xué)
• 主分類(lèi)號(hào): B64C27/32
• 分類(lèi)號(hào): B64C27/32;B64C27/54
• 代理公司: 北京理工大學(xué)專(zhuān)利中心11120
• 代理人: 付雷杰,仇蕾安

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心距和最小轉(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)期偏心距，使得飛行器的預(yù)期偏心距大于其最小偏心距，飛行器的預(yù)期轉(zhuǎn)速大于其最小轉(zhuǎn)速；

步驟三，基于葉素動(dòng)量混合理論，獲得飛行器的動(dòng)力學(xué)非線(xiàn)性模型，基于所述飛行器的動(dòng)力學(xué)非線(xiàn)性模型，利用小擾動(dòng)方法，獲得飛行器的動(dòng)力學(xué)線(xiàn)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(xiàn)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；

步驟七，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r₀取r₀≥π/(1/24)≈75.40rad/s，獲得飛行器的最小轉(zhuǎn)速為75.40rad/s；

旋轉(zhuǎn)中心到單翼回旋飛行器主翼根部的距離定義為偏心距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心距e_min＝Pπ/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，步驟三的具體過(guò)程如下：

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(xiàn)性模型為：

mV·cm=Faero+mg-mΩ×Vcm---(6)]]>

IΩ·=Maero-Ω×(IΩ)---(7)]]>

其中，V_cm＝[u,v,w]^T，V_cm是飛行器機(jī)體系下速度，Ω＝[p,q,r]^T，Ω是飛行器機(jī)體系下轉(zhuǎn)動(dòng)角速度，F(xiàn)_aero＝[0,A,-N]^T，F(xiàn)_aero是飛行器機(jī)體系下所受氣動(dòng)力，M_aero＝[M_R,M_N,M_A]^T，M_N、M_A和M_R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，M_aero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(xiàn)性化模型的解，獲得翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍

將攻角α視為小角度，飛行器處于懸停狀態(tài)，線(xiàn)速度沿各軸分量為零，飛行初選轉(zhuǎn)速固定為r₀，令I(lǐng)_a＝ρcl⁴，其中，l為積分替換變量，I_a表示主翼旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)所涉及空氣的慣量，c為主翼弦長(zhǎng)，ρ為空氣密度，C_M0、C_M1分別為翼型力矩系數(shù)C_M的常數(shù)項(xiàng)和一階系數(shù)，w_ih為懸停時(shí)的誘導(dǎo)速度，λ_ih表示懸停時(shí)誘導(dǎo)速度入流比，和分別表示俯仰力矩M_N和滾轉(zhuǎn)力矩M_R擬合系數(shù)標(biāo)準(zhǔn)化系數(shù)，則

MN=Iar02(18CL0+18CL1qr0+18CL1φI+16CL1λih)|ee+lw]]>

MR=Iar02(16C‾M0+16C‾M1qr0+16C‾M1φI+14C‾M1λih)|ee+lw+Iar02ηλd(16CL0+16CL1qr0+16CL1φI+14CL1λih)|ee+lw]]>

其中，η為翼型靜穩(wěn)定度，φ_I為主翼扭轉(zhuǎn)角，λ_d為展弦比的倒數(shù)，l_w為主翼展長(zhǎng)，e為偏心距；C_L0、C_L1分別為翼型升力系數(shù)C_L的常數(shù)項(xiàng)和一階系數(shù)；

利用小擾動(dòng)方法，將p、q視為小量ε_p、ε_q并忽略ε_p、ε_q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(xiàn)性化模型

ϵ·=Aϵ+B]]>

其中

ϵ=ϵpϵq,A=0a12a21a22,B=b1b2]]>

a12=IaIx(16C‾M1+16ηλdCL1)r0|ee+lw-Iz-IyIxr0,]]>

a21=Iz-IxIyr0,]]>

a22=Ia8IyCL1r0|ee+lw,]]>

b1=IaIx(16C‾M0+16C‾M1φI+14C‾M0λih)r02|ee+lw+IaIxηλd(16CL0+16CL1φI+14CL0λih)r02|ee+lw,]]>

b2=IaIy(18CL0+18CL1φI+16CL1λih)r02|ee+lw;]]>

動(dòng)力學(xué)線(xiàn)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a₂₁a₁₂＜0，則有

K_I(K_aK_s-1)＜0

其中K_I為慣量參數(shù)，K_a為旋翼氣動(dòng)參數(shù)，K_s為翼型靜穩(wěn)定度參數(shù)；

由于K_I＞0，則穩(wěn)定性條件簡(jiǎn)化為

K_aK_s＜1

當(dāng)飛行器的幾何參數(shù)確定后，K_a已固定，此時(shí)待設(shè)計(jì)參數(shù)為K_s；保證K_a＞0，確定翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍為

η<6Ka-C‾M1λdCL1.]]>

4.如權(quán)利要求3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，步驟四的具體過(guò)程如下：

由步驟三獲得的飛行器的動(dòng)力學(xué)線(xiàn)性化模型，線(xiàn)性化模型的穩(wěn)定解對(duì)應(yīng)為和則

ϵ~q=-b1a12]]>

ϵ~p=a22b1a12a21-b2a21]]>

根據(jù)懸停時(shí)線(xiàn)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

α~=ϵ~qr0=-(16C‾M0+16C‾M1φI+14C‾M0λih)+ηλd(16CL0+16CL1φI+14CL0λih)16C‾M1+16ηλdCL1-Iz-IyIx|ee+lw.]]> 3