[發明專利]一種反蜂群無人機氣動布局設計和性能評估方法

有效

• 申請號: 202010568770.1
• 申請日: 2020-06-19
• 公開（公告）號: CN111695203B
• 公開（公告）日: 2022-08-19
• 發明（設計）人: 郭正;高顯忠;侯中喜;賈高偉;朱炳杰
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科技大學
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/28;B64F5/00
• 代理公司: 長沙國科天河知識產權代理有限公司 43225
• 代理人: 邱軼

1.一種反蜂群無人機氣動布局設計和性能評估方法方法，其特征在于，包括氣動布局設計與氣動性能評估；

所述氣動布局設計包括如下步驟：

步驟1.1，給定反蜂群無人機氣動布局設計，具體包括反蜂群無人機的：飛行高度、平飛速度，起飛重量與升力系數；

步驟1.2，基于氣動布局設計約束條件確定反蜂群無人機中機翼與尾翼的幾何尺寸；

步驟1.3，基于反蜂群無人機機翼與尾翼的幾何尺寸確定反蜂群無人機的全機中性點位置，并基于反蜂群無人機的全機中性點位置配置反蜂群無人機的重心位置；

步驟1.4，基于反蜂群無人機的重心位置確定反蜂群無人機中機翼與尾翼的安裝角；

所述氣動氣動性能評估包括如下步驟：

步驟2.1，建立反蜂群無人機的網格模型，所述網格模型包括具有螺旋槳的第一模型與不具有螺旋槳的第二模型；

步驟2.2，通過第一模型對反蜂群無人機進行基于起飛流場與基于平飛流場的預測數值模擬，得到反蜂群無人機在第一模型下的起飛動力學參數與平飛動力學參數；

步驟2.3，通過第二模型對反蜂群無人機進行基于起飛流場與基于平飛流場的預測數值模擬，得到反蜂群無人機在第二模型下的起飛動力學參數與平飛動力學參數；

步驟2.4，基于反蜂群無人機在第一模型下的起飛動力學參數與平飛動力學參數與第二模型下的起飛動力學參數與平飛動力學參數對反蜂群無人機氣動性能進行評估。

2.根據權利要求1所述反蜂群無人機氣動布局設計和性能評估方法方法，其特征在于，步驟1.2中，反蜂群無人機的機翼采用平面形狀為梯形的逼近橢圓翼，根梢比5/2，1/4弦線為直線；

反蜂群無人機機翼的幾何尺寸包括機翼面積、平均幾何弦長、根弦長、梢弦長與機翼展弦比。

3.根據權利要求1所述反蜂群無人機氣動布局設計和性能評估方法方法，其特征在于，步驟1.2中，反蜂群無人機的尾翼采用全動平尾翼，尾翼的平面形狀為梯形，根梢比5/3，1/4弦線為直線；

反蜂群無人機尾翼的幾何尺寸包括尾力臂、展長、根弦長、梢弦長、尾翼面積、尾容量、尾翼效率與尾翼展弦比。

4.根據權利要求1所述反蜂群無人機氣動布局設計和性能評估方法方法，其特征在于，步驟1.3中，基于反蜂群無人機機翼與尾翼的幾何尺寸確定反蜂群無人機的重心位置的具體過程為：

步驟1.3.1，獲取反蜂群無人機中機翼的升力線斜率與尾翼的升力線斜率；

步驟1.3.2，基于機翼的升力線斜率與尾翼的升力線斜率得到三維機翼的升力線斜率與三維尾翼的升力線斜率；

步驟1.3.3，基于三維機翼的升力線斜率與機翼展弦比得到尾翼位置的下洗角隨機翼迎角的變化率；

步驟1.3.4，基于三維機翼的升力線斜率、三維尾翼的升力線斜率、尾翼位置的下洗角隨機翼迎角的變化率得到蜂群無人機的全機中性點，并進一步得到反蜂群無人機的重心位置。

5.根據權利要求4所述反蜂群無人機氣動布局設計和性能評估方法方法，其特征在于，步驟1.3.2中，所述三維機翼的升力線斜率的獲取過程為：

式中，a為三維機翼的升力線斜率，a_∞為機翼的升力線斜率，λ為機翼展弦比；

所述三維尾翼的升力線斜率的獲取過程為：

式中，a₁為三維機翼的升力線斜率，a_1∞為尾翼的升力線斜率，λ_s為尾翼展弦比。

6.根據權利要求4所述反蜂群無人機氣動布局設計和性能評估方法方法，其特征在于，步驟1.3.3中，所述尾翼位置的下洗角隨機翼迎角的變化率的獲取過程為：

式中，為尾翼位置的下洗角隨機翼迎角的變化率。