[發(fā)明專利]一種飛翼無人機非線性載荷計算方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 201811268004.2
• 申請日: 2018-10-29
• 公開（公告）號: CN109460596A
• 公開（公告）日: 2019-03-12
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 趙利霞;唐克兵;李偉;郭文;夏生林;謝歡;李濤
• 申請（專利權(quán)）人: 成都飛機工業(yè)（集團）有限責(zé)任公司
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發(fā)明公開了一種飛翼無人機非線性載荷計算方法，包括飛行姿態(tài)參數(shù)求解的步驟。所述飛行姿態(tài)參數(shù)求解中以氣動非線性系數(shù)為基礎(chǔ)采用多自由度耦合的飛行動力學(xué)仿真模型進行飛機的氣動力和動力學(xué)飛行計算，同時建立目標(biāo)函數(shù)，使用優(yōu)化算法對不滿足要求的飛行姿態(tài)參數(shù)結(jié)果進行優(yōu)化，輸出的飛行姿態(tài)參數(shù)作為非線性集中載荷計算的輸入。本發(fā)明針對無人機全機氣動力非線性特點，本發(fā)明以氣動非線性系數(shù)為基礎(chǔ)，采用多自由度耦合的飛行動力學(xué)仿真模型，求解三軸耦合非線性的飛行姿態(tài)參數(shù)；從而實現(xiàn)飛翼無人機非線性載荷的計算，具有較好的實用性。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛翼無人機的技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種飛翼無人機非線性載荷計算方法。

背景技術(shù)

飛行載荷作為飛機結(jié)構(gòu)強度的設(shè)計依據(jù)，決定了飛機的飛行安全、結(jié)構(gòu)重量并影響飛機的飛行性能，有效和精確的飛行載荷計算結(jié)果能夠在保證飛機飛行結(jié)構(gòu)安全的情況下，減輕結(jié)構(gòu)重量，提高飛行器飛行性能和生存力。

常規(guī)布局無人機的飛行載荷計算行業(yè)內(nèi)一般采用限定自由度的簡化飛行動力學(xué)模型，在進行部件及全機氣動載荷計算時，采用舵面部件氣動力導(dǎo)數(shù)增量線性求解或單純翼面部件總系數(shù)的計算方法。然而，不同于常規(guī)布局無人機，飛翼布局無人機無尾翼，機翼上的所有舵面共同承擔(dān)升降舵、副翼、方向舵等操縱功能，每一塊舵面的功能不再是單一功能，可能承擔(dān)縱向/橫向/側(cè)向各方向功能，其對翼面的影響都是六分量，因此，在進行縱、橫、側(cè)向機動時，往往很難進行三軸耦合；另外，飛翼布局的全機氣動特性和舵效增量具有明顯的非線性特點，飛機做極限機動往往會出現(xiàn)在大攻角、大舵偏角的非線性段，全機及部件氣動載荷呈現(xiàn)嚴(yán)重非線性特點。飛翼布局的無人機若繼續(xù)采用傳統(tǒng)的設(shè)計計算方法，將導(dǎo)致非線性的極限機動載荷結(jié)果嚴(yán)重失真。

公開的資料一般僅考慮無人機非線性氣動特性和基于非線性氣動特性的飛行力學(xué)研究、氣動彈性研究、非線性配平分析，例如：論文《大展現(xiàn)比飛機幾何非線性氣動彈性穩(wěn)定性的線性化方法》(謝長川,楊超.大展弦比飛機幾何非線性氣動彈性穩(wěn)定性的線性化方法[J].中國科學(xué):技術(shù)科學(xué),2011(3):385-393.)基于動力學(xué)小擾動假設(shè)建立了具有大展現(xiàn)比機翼柔性飛機的全機幾何非線性氣動彈性穩(wěn)定性分析的線性化方法和工程求解流程。目前國內(nèi)沒有公開的飛翼無人機非線性載荷計算方法和通用化設(shè)計。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的在于提供一種飛翼無人機非線性載荷計算方法，針對無人機全機氣動力非線性特點，本發(fā)明以氣動非線性系數(shù)為基礎(chǔ)，采用多自由度耦合的飛行動力學(xué)仿真模型，求解三軸耦合非線性的飛行姿態(tài)參數(shù)；從而實現(xiàn)飛翼無人機非線性載荷的計算，具有較好的實用性。

本發(fā)明提出一種飛翼無人機非線性載荷計算方法，針對非線性飛行載荷設(shè)計技術(shù)進行研究，對整個飛行載荷設(shè)計過程進行整合與優(yōu)化，實現(xiàn)了無人機非線性飛行載荷插值和計算方法的模塊重用化設(shè)計，統(tǒng)一了各環(huán)節(jié)不同軟件數(shù)據(jù)接口，實現(xiàn)了接口通用化，提出了典型的非線性載荷計算方法和設(shè)計流程，能有效應(yīng)用于飛翼無人機飛行載荷的設(shè)計工作，且提高了飛行載荷設(shè)計效率。

典型的飛翼多操縱面無人機氣動布局見圖1，飛翼布局無人機全機氣動特性和舵效增量具有明顯的非線性特點，飛機做極限機動往往會出現(xiàn)大攻角、大舵偏角的非線性段，見圖2。

本發(fā)明主要通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)：一種飛翼無人機非線性載荷計算方法，主要包括以下步驟：

步驟S101：飛行姿態(tài)參數(shù)求解：以氣動非線性系數(shù)為基礎(chǔ)采用多自由度耦合的飛行動力學(xué)仿真模型進行飛機的氣動力和動力學(xué)飛行計算，同時建立目標(biāo)函數(shù)，使用優(yōu)化算法對不滿足要求的飛行姿態(tài)參數(shù)結(jié)果進行優(yōu)化，輸出的飛行姿態(tài)參數(shù)作為非線性集中載荷計算的輸入；

步驟S102：非線性集中載荷計算：飛機的幾何外形部件氣動數(shù)據(jù)、飛行姿態(tài)參數(shù)、部件質(zhì)量數(shù)據(jù)作為輸入，采用基于舵面系數(shù)增量的非線性載荷計算方法對飛機各部件進行部件氣動載荷和慣性載荷計算，使用部件彈性修正數(shù)據(jù)對輸出的部件載荷進行集中載荷彈性修正，以實現(xiàn)氣動載荷與慣性載荷的全機平衡，從而求得飛翼無人機的集中載荷。