[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

一種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，由于飛行控制需要氣動設計提供一套可靠的控制矩陣，本發明通過提取非常規氣動布局的平面模型的風洞試驗數據，對設計點的動導數進行局部修正，有效的消除了非常規布局對傳統布局經驗公式的影響。與現有的控制矩陣提供方法相比，原有的方法是利用傳統的無人機工程設計方法研究的ab控制矩陣研究，主要是基于常規外形氣動布局設計多年總結的經驗得到的，對于非常規布局具有局限性，且與風洞試驗環節的脫節；本發明創造性的利用平面模型的風洞試驗的常規測力數據，對控制矩陣進行修正，為PID參數控制提供更為精確的控制矩陣。

技術領域

本發明涉及一種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，同時兼顧風洞實驗數據及CFD計算結果進行參考，能夠在工程上快速實現常規布局和非常規布局飛行控制矩陣的計算，主要在飛行器氣動設計過程中使用，屬于航空飛行器氣動設計技術領域。

背景技術

飛行器設計過程中，控制率的設計通常需要氣動協作部門提供，一旦飛行控制矩陣提供誤差較大，會導致設計周期的延長和設計的精度的下降。而飛行控制矩陣，主要是由氣動部門提供的，傳統的經驗公式的利用局限于常規的氣動布局，對于非常規布局及近似常規布局的外形計算上存在一定的誤差，且隨著未來氣動布局(基于氣動設計優化得到的外形)的發展誤差會越來越大。因此有必要在滿足工程設計精度和時間周期要求的基礎上，對傳統經驗公式進行必要的修正。

發明內容

本發明的技術解決問題是：克服現有技術的不足，提供了一種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，實現了無人機控制矩陣工程方法應用，可靠快速地實現了風洞試驗數據與CFD計算數據與傳統經驗公式，最大程度滿足飛行控制矩陣工程精度和周期要求。

本發明的技術解決方案是：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，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；

(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_Lα,C_mα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_Lα飛行器全機升力系數對迎角導數，C_mα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。

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。

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。

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。