[發明專利]基于風洞試驗數據與CFD計算的無人機控制矩陣的修正方法

有效

• 申請號: 201611194028.9
• 申請日: 2016-12-21
• 公開（公告）號: CN106650095B
• 公開（公告）日: 2020-07-14
• 發明（設計）人: 劉斌
• 申請（專利權）人: 中國航天空氣動力技術研究院
• 主分類號: G06F30/17
• 分類號: G06F30/17
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 龐靜

1.基于風洞試驗數據與CFD計算的無人機控制矩陣的修正方法，其特征在于步驟如下：

(1)根據無人機的外形參數構建數學模型，并進行CFD計算，得到無人機的氣動參數；在步驟(1)中對建立的數學模型進行簡化，得到翼身融合體加尾翼的簡化數學模型；

所述的簡化處理為將無人機中機身長度方向小于等效弦長的10％的凸起部件進行光滑處理，或者將V型尾翼修改成T型尾翼或者平尾加雙立尾或者平尾加單立尾；或者將尾撐桿去除；或者將進氣道唇口與機身融合處理；或者將尾噴口與機身融合處理；當翼梢小翼面積小于機翼面積10％時，將翼梢小翼直接去除，或者當翼梢小翼面積大于等于機翼面積10％時，將翼梢小翼去除后，在機翼前緣線和后緣線不變的情況下，增加展長，機翼面積增加量為翼梢小翼面積；或者將外掛物或螺旋槳忽略處理；

(2)判斷數學模型是否屬于常規氣動布局，若是進入步驟(3)，若不是進入步驟(4)；

(3)根據上述確定的數學模型，利用傳統的經驗公式計算控制矩陣，并用(1)中氣動參數中的C_L,C_D以及C_m結合傳統的經驗公式，對控制矩陣中的相應元素進行修正，得到新的控制矩陣，利用該控制矩陣調整無人機PID控制參數；所述C_L為飛行器升力系數，C_D飛行器阻力系數，C_m為飛行器俯仰力矩系數；

(4)根據上述確定的數學模型，選擇利用傳統的經驗公式或datcom計算控制矩陣；對基于步驟(1)中數學模型加工得到的模型進行風洞試驗，利用風洞試驗數據中的C_La,C_ma以及對控制矩陣中的相應元素進行修正，得到新的控制矩陣，利用該控制矩陣調整無人機PID控制參數；

所述C_La飛行器全機升力系數對迎角導數，C_ma飛行器全機俯仰力矩系數對迎角導數，因迎角變化引起的飛機升力系數導數，因迎角變化引起的飛機俯仰力矩系數導數。

2.根據權利要求1所述的方法，其特征在于：當能夠獲取無人機的外場實驗數據時，利用外場實驗數據對(3)或(4)得到的控制矩陣進行修正，得到最終控制矩陣。

3.根據權利要求1所述的方法，其特征在于：對簡化的數學模型進行cfd計算，判斷升阻比、力矩特性、升力系數、阻力系數是否滿足設計指標，若滿足，則對簡化的數學模型繼續執行步驟(2)；否則，重新對數學模型進行簡化。

4.根據權利要求1所述的方法，其特征在于：氣道唇口與機身融合處理為融合表面的引導線的二階導數連續。

5.根據權利要求1所述的方法，其特征在于：尾噴口與機身融合處理為尾噴口與機身后緣為封閉結構，避免拉維爾噴管效應。

6.根據權利要求1所述的方法，其特征在于：采用等效投影面積法將V型尾翼修改成T型尾翼或者平尾加雙立尾或者平尾加單立尾。

7.根據權利要求6所述的方法，其特征在于：等效投影面積法為將V型尾翼投影到水平面和鉛直面，得到投影后的兩個面積，使修改后段翼型在水平面和鉛直面的投影面積與其相等。

8.根據權利要求1所述的方法，其特征在于：當采用V型尾翼修改為T型尾翼時，無人機的使用環境必須為中高空環境。