[發明專利]一種螺旋槳無人機發射過程反扭矩建模方法

有效

• 申請號: 202010001515.9
• 申請日: 2020-01-02
• 公開（公告）號: CN111008488B
• 公開（公告）日: 2022-03-01
• 發明（設計）人: 安彬;楊俊鵬;王丹;李博;孟毛毛;肖佳偉;龐俊峰
• 申請（專利權）人: 西北工業大學;西安愛生技術集團公司
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G06F30/15;G06F111/10
• 代理公司: 西北工業大學專利中心 61204
• 代理人: 劉新瓊

1.一種螺旋槳無人機發射過程反扭矩建模方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：根據無人機的捷聯慣導數據計算獲取無人機的飛行參數，具體如下：

根據無人機的捷聯慣導數據，計算獲取無人機速度V在地面坐標系下的軸向速度v_x、側向速度v_y、法向速度v_z：

v_z＝v_zn

其中，v_xn為無人機的北向速度，v_yn為無人機的東向速度，v_zn為無人機的天向速度，ψ₀為無人機的初始發射方位；

根據無人機的捷聯慣導數據和在地面坐標系下的軸向速度v_x、側向速度v_y、法向速度v_z，計算獲取無人機在機體坐標系下的軸向速度v_xb、側向速度v_yb、法向速度v_zb：

其中，θ為無人機的俯仰角、ψ為無人機的航向角、γ為無人機的滾轉角；

根據無人機速度V在機體坐標系下的軸向速度v_xb、側向速度v_yb、法向速度v_zb，計算獲取側滑角無人機的攻角

步驟2：根據無人機的捷聯慣導數據、舵機數據、氣動參數和步驟1中的飛行參數計算獲取無人機的滾轉力矩系數C_l和滾轉力矩M_l；

其中，C_lβ為滾轉靜穩定性導數，C_lδa為滾轉操縱導數，C_lδr為方向舵操縱交叉導數，C_lp為滾轉阻尼導數，C_lr為交叉動導數，這些系數均為與攻角α相關的風洞試驗數據，δa為副翼舵的偏轉量、δr為方向舵的偏轉量，p為無人機的滾轉角速率，r為無人機的航向角速率，b為機翼翼展長度；

其中，ρ為無人機發射海拔高度H處的空氣密度，S為機翼參考面積；

步驟3：根據無人機的捷聯慣導數據、發動機數據、轉動慣量、步驟2中的滾轉力矩計算獲取無人機的反扭矩M_q和反扭矩系數C_q；

其中，為無人機滾轉角速率的變化率，q為無人機的俯仰角速率，I_x為無人機的軸向轉動慣量，I_y為無人機的側向轉動慣量，I_z為無人機的法向轉動慣量；

n_s＝n/60

其中，n為無人機發動機每分鐘的轉速，D為螺旋槳的直徑；

步驟4：根據無人機發動機每秒的轉速n_s、無人機的速度V、無人機的反扭矩系數C_q，計算獲取無人機發射過程中隨前進比進而計算無人機的反扭矩循環步驟1至步驟3，獲取無人機在發射過程中隨前進比J變化的反扭矩M_q，得到反扭矩M_q的精確模型。