基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設計方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設計方法，該方法為根據(jù)人眼分辨率和視覺暫留時間獲得飛行器的最小偏心距和最小轉(zhuǎn)速；初步選取飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預期轉(zhuǎn)速的值；根據(jù)自旋穩(wěn)定理論獲得翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍；基于飛行器的動力學線性化模型的穩(wěn)定解，獲得翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角之間的關(guān)系式；在所述翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍內(nèi)選取翼型靜穩(wěn)定度；基于所述翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角之間的關(guān)系式、選取的翼型靜穩(wěn)定度、幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預期轉(zhuǎn)速的值，計算飛行器的懸停升力；直到飛行器調(diào)整后的懸停升力大于自身重力。該方法能夠在不依賴提高轉(zhuǎn)速的飛行方法下獲得飛行器額外的升力。
【專利說明】
基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設計方法
技術(shù)領域
[0001] 本發(fā)明屬于無人機設計技術(shù)領域，具體設及一種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器 升力優(yōu)化設計方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 單翼回旋飛行器是近年來新生的一種仿生飛行器，借鑒翼果的懸空原理，飛行時 由安裝在翼后緣或控制臂上的推進裝置產(chǎn)生驅(qū)動力矩，使整個機體自旋，產(chǎn)生升力。相比傳 統(tǒng)固定翼飛行器，單翼回旋飛行器具有垂直起降、懸停能力，機動能力強，可飛行于各種狹 小空間；相比傳統(tǒng)旋翼機，單翼回旋飛行器機械結(jié)構(gòu)簡單、體積小，飛行時肉眼難W察覺，且 飛行噪聲小，更適合于偵查、跟蹤任務。此外，借助飛行時整個機體處于自旋狀態(tài)的特點，輔 W適當?shù)膱D像獲取設備和處理技術(shù)，可進行360°實時全景觀測，更有利于完成監(jiān)視任務。
[0003] 由于單翼回旋飛行器技術(shù)尚處于起步階段，雖然當今鮮有針對該飛行器動力學特 性的系統(tǒng)性設計方法，但是由于單翼回旋飛行器同時具備固定翼飛行器和旋翼飛行器的氣 動特點，所受空氣動力、空氣動力力矩高度不對稱，具有相對復雜的動力學，導致靜力學設 計準則難W滿足需求，無法依照傳統(tǒng)的固定翼或旋翼設計方法確定參數(shù)。為保證單翼回旋 飛行器的飛行品質(zhì)，減少控制消耗，有必要在初步設計時，將飛行器設計為自穩(wěn)定，使其在 無控狀態(tài)下便可實現(xiàn)穩(wěn)定懸停。此外，該種飛行器依靠高速自旋產(chǎn)生升力、維持懸停，但過 高的轉(zhuǎn)速會對測量元件W及機上電子設備造成不利影響，必須開發(fā)一種通過增加攻角獲得 額外升力，不依賴提高轉(zhuǎn)速的飛行方法。因此，針對該飛行器動力學的升力優(yōu)化穩(wěn)定性設計 方法是不可或缺的。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 有鑒于此，本發(fā)明提供了一種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設計方 法;該方法能夠在不依賴提高轉(zhuǎn)速的飛行方法下獲得飛行器額外的升力。
[0005] 實現(xiàn)本發(fā)明的具體實施方案如下：
[0006] -種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設計方法，具體步驟如下：
[0007] 步驟一，根據(jù)人眼分辨率和視覺暫留時間獲得飛行器的最小偏屯、距和最小轉(zhuǎn)速；
[0008] 步驟二，初步選取飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預期轉(zhuǎn)速的值，利用飛行器的幾 何參數(shù)和質(zhì)量分布獲得飛行器的預期偏屯、距，使得飛行器的預期偏屯、距大于其最小偏屯、 距，飛行器的預期轉(zhuǎn)速大于其最小轉(zhuǎn)速；
[0009] 步驟=，基于葉素動量混合理論，獲得飛行器的動力學非線性模型，基于所述飛行 器的動力學非線性模型，利用小擾動方法，獲得飛行器的動力學線性化模型，基于步驟二所 初選取的飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預期轉(zhuǎn)速的值，并根據(jù)自旋穩(wěn)定理論獲得翼型靜 穩(wěn)定度的取值范圍；
[0010] 步驟四，基于飛行器的動力學線性化模型的穩(wěn)定解，獲得翼型靜穩(wěn)定度與飛行器 的懸停攻角之間的關(guān)系式；
[0011] 步驟五，在所述翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍內(nèi)選取翼型靜穩(wěn)定度；
[0012] 步驟六，基于所述翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角之間的關(guān)系式、選取的翼型 靜穩(wěn)定度、幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預期轉(zhuǎn)速的值，計算飛行器的懸停升力；
[0013] 步驟屯，利用獲得的飛行器的懸停升力與自身重力進行比較，若選取翼型靜穩(wěn)定 度的值已遍歷當前的取值范圍，且獲得飛行器懸停升力均小于自身重力，重復步驟二~六 進行參數(shù)的重復選取;若選取翼型靜穩(wěn)定度的值使得獲得飛行器懸停升力大于自身重力 時，將當前選取翼型靜穩(wěn)定度的值作為優(yōu)化結(jié)果，從而完成了飛行器升力的優(yōu)化設計。
[0014] 進一步地，步驟一具體過程如下：
[0015] 根據(jù)人眼視覺暫留效應，暫留時間為1/24S，單翼回旋飛行器的飛行初選轉(zhuǎn)速ro取 r〇>3i/( 1/24) >75.40rad/s，獲得飛行器的最小轉(zhuǎn)速為 75.40rad/s;
[0016] 旋轉(zhuǎn)中屯、到單翼回旋飛行器主翼根部的距離定義為偏屯、距e，根據(jù)人眼的分辨力 為2角分，獲得人眼能分辨的最小偏屯、距emin =時/60/180,其中P為觀察距離。
[0017] 進一步地，步驟=的具體過程如下：
[0018] 2.1基于葉素動量混合理論，獲得飛行器的動力學非線性模型為：
[0019] (6)
[0020] (7)
[0021] 其中，￥?=[11，乂，巧^，￥。。是飛行器機體系下速度，0=[口，9^]\〇是飛行器機體
系下轉(zhuǎn)動角速度，F(xiàn)aer。= [0 , A , -N]T,Faer。是飛化器機體系下所雙氣動力,Maer。= [Mr ,Mn ,Ma]T , Mn、Ma和Mr分別'I A" 一'一 ?俯仰力矩、偏航力矩、滾轉(zhuǎn)力矩，Maero是飛行器機體系下 所受氣動力矩 I為飛行器慣量矩陣;m為飛行器總質(zhì)量，A和N分別為作用 于主翼的法向力、軸向力；
[0022] 2.2求取線性化模型的解，獲得翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍
[0023] 將攻角a細責/1、值底.飛斤黑々h干懸偉獻杰.錶巧底沿么她4V音責委，繞機體系Z軸 轉(zhuǎn)速固定為ro，^
,其中，1為積分 替換變量，I康示主翼旋轉(zhuǎn)運動所設及空氣的慣量，C為主翼弦長，P為空氣密度，Cmo、Cm汾別 為翼型力矩系數(shù)Cm的常數(shù)項和一階系數(shù)，Wih為懸停時的誘導速度，Aih表示懸停時誘導速度 入流比，。和Qfi分別表示力矩Mn和滾轉(zhuǎn)力矩Mr擬合系數(shù)標準化系數(shù)，貝U
[00%] 其中，Tl為翼型靜穩(wěn)定度，4 I為主翼扭轉(zhuǎn)角，Ad為展弦比的倒數(shù)，Iw為主翼展長，e為
[0024]
[0025] 偏屯、距;Clg、Cli分別為翼型升力系數(shù)Cl的常數(shù)項和一階系數(shù)；
[0027]利用小擾動方法，將P、q視為小量Ep、Eq并忽略Ep、Eq的二階小量，代入轉(zhuǎn)動動力學 方程(7)，獲得飛行器的動力學線性化模型 [002引
[0029]
[0030]
[0031]
[0032]
[0033]
[0034]
[0035]
[0036] 動力學線性化模型的解為，根據(jù)動力學系統(tǒng)的穩(wěn)定性 條件，需321312<0，則有
[0037] Ki 化 aKs-l)<0
[003引其中
（I為慣量參數(shù)
；Ka為旋翼氣動參數(shù)，
S為翼型靜穩(wěn)定度參數(shù)；
[0039] 由于Ki>0，則穩(wěn)定性條件簡化為
[0040] KaKs <1
[0041] 當飛行器的幾何參數(shù)確定后，Ka已固定，此時待設計參數(shù)為Ks;保證Ka>0,確定翼 型靜穩(wěn)巧原的取值淑雨為
[0042]
[0043] 進一步地，步驟四的具體過程如下：
[0044] 由步驟=獲得的飛行器的動力學線性化模型，線性化模型的穩(wěn)定解對應為&和& ; 則
[0045]
[0046]
[0047] 化據(jù)懸停町線速巧化機體各軸分量為零，獲得翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角 之間的關(guān)系式為
[004引
[0049] 有益效果：
[0050] (1)本發(fā)明給出了保證單翼回旋飛行器自旋穩(wěn)定的量化設計方法，當旋翼氣動參 數(shù)(靜穩(wěn)定度參數(shù)）已預置時，可根據(jù)本發(fā)明給出的方法設計靜穩(wěn)定度參數(shù)（旋翼氣動參 數(shù))。
[0051] (2)根據(jù)本發(fā)明給出的設計范圍，在保證自旋穩(wěn)定的基礎上，可放寬翼型靜穩(wěn)定度 選擇，增加平衡攻角，W便在懸停時獲得額外升力，降低懸停所需轉(zhuǎn)速。
【附圖說明】
[0052] 圖1為本發(fā)明的流程圖；
[0053] 圖2為單翼回旋飛行器俯視圖；
[0054] 圖3為飛行器坐標系及入流示意圖；
[0055] 圖4為單位葉素入流及受力示意圖；
[0056] 圖5為主翼靜穩(wěn)定度示意圖；
[0057] 圖6為飛行器機體角速度；
[005引圖7為飛行器構(gòu)造面攻角；
[0059] 圖8為飛行器飛行軌跡。
【具體實施方式】
[0060] 下面結(jié)合附圖并舉實施例，對本發(fā)明進行詳細描述。
[0061] 本發(fā)明提供了一種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設計方法，如圖1所 示，其具體步驟如下：
[0062] 步驟一:根據(jù)人眼視覺暫留效應，暫留時間約為t = l/24s。W保證隱身效果為設計 前提時，則要求單翼回旋飛行器的飛行轉(zhuǎn)速r〇>V(l/24)>75.4化ad/s。為避免旋轉(zhuǎn)周期 與人眼數(shù)據(jù)額采集頻率接近，造成飛行器重合的靜止影像、削弱隱身效果，應避免轉(zhuǎn)速接近 ;r*=^3T/(l/24)rad/s,k=l,2,...n。
[0063] 偏屯、距e定義為旋轉(zhuǎn)中屯、（質(zhì)屯O到單翼回旋飛行器主翼根部的距離，如圖2所示。 對偏屯、距進行設計時，考慮到人眼在一般光線情況下分辨能力為2角分，偏屯、距過小將導致 人眼將飛行器識別為非旋轉(zhuǎn)體，進而喪失隱身效果。假設觀察距離為P米，則人眼能分辨的 最小偏屯、距日。1。= ?31/60/180。^觀察距離為100米為例，可求得日。1。= 0.029米，即假設觀察 者在100米距離采用人眼視覺捕捉飛行器的情況下，單翼回旋飛行器能實現(xiàn)有效隱身的偏 屯、距為0.029米。
[0064] 步驟二:初步選取飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布、翼型靜穩(wěn)定度和預期轉(zhuǎn)速的值， 利用飛行器的幾何參數(shù)和質(zhì)量分布獲得飛行器的預期偏屯、距，使得飛行器的預期偏屯、距大 于其最小偏屯、距，飛行器的預期轉(zhuǎn)速大于其最小轉(zhuǎn)速;此處需注意，應盡量在初步設計時保 證單翼回旋飛行器繞最大或最小慣量主軸自旋，W便為靜穩(wěn)定度的調(diào)整留下余地，增加懸 停攻角，否則為保證飛行器穩(wěn)定懸停，必須選擇靜穩(wěn)定翼型W補償由慣性造成的不穩(wěn)定自 旋狀態(tài)，無法提供額外的懸停攻角。
[0065] 步驟基于葉素動量混合理論，獲得飛行器的動力學非線性模型，利用小擾動方 法，獲得飛行器的動力學線性化模型，基于步驟二所初選取的飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布 和預期轉(zhuǎn)速的值，并根據(jù)自旋穩(wěn)定理論獲得翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍；
[0066] 2.1基于葉素動量混合理論對飛行器進行氣動建模
[0067] 為準確模擬單翼回旋飛行器氣動特性，此處采用葉素動量混合理論描述主翼。由 葉素理論可知，單位葉素的入流速度為
[006引
[0069] 具甲u、v、w分別刃化機體系x、y、z軸的速度，p、q、r為沿機體系x、y、z軸的角速度， Ibe為單位葉素位置，Wi為誘導速度，Ut、Ur、Up分別為單位葉素的切向、徑向、法向入流速度， 如圖3所示。
[0070] 由于徑向入流速度對主翼受力影響較小，所W對徑向入流速度忽略不計，可得作 用于單位葉素上的升力和阻力分別為
[0071]
[0072]
[0073] 其中Fp為翼尖損失修正系數(shù)，P為空氣密度，U為總?cè)肓魉俣?，C為主翼弦長，Cl、Cd分 別為升力、阻力系數(shù)。
[0074] 由圖3可知，構(gòu)造面攻角〇 = 1：曰]1-1(化/化），獲得葉素攻角日* =日+(1)1化6)，<1)1()為主 翼扭轉(zhuǎn)角函數(shù)，根據(jù)葉素攻角擬合，菊 CLiXDi分別為升力、阻力系數(shù)對應的擬合系數(shù)，i = 0，1，2。
[0075] 將上述氣動力轉(zhuǎn)換至機體坐標系，可得
[0076] dN=dL cosa+dD sin口
[0077] dA =郵 cosa-dL sina
[0078] 即為單位葉素所產(chǎn)生的軸向力和法向力，如圖4所示。對上式沿主翼展向進行積 分，可得到整個機體所受的軸向力A與法向力N，該法向力即為主翼在飛行器自旋時產(chǎn)生的 拉力。
[0079] 將所述升力和阻力的入流坐標系轉(zhuǎn)換至機體坐標系，獲得
[0080] dN=dL cosa+dD sina (1)
[0081] dA =郵 cosa-dL sina (2)
[0082] 由（I)和(2)獲得整個機體所受的俯仰力矩Mn、偏航力矩Ma和滾轉(zhuǎn)力矩Mr:
[0083] (3)
[0084] (4)
[0085] (:5)
[0086] 其中e為偏屯、距，Ue為單位葉素位置，Iw為主翼展長，Cm為翼型力矩系數(shù)， (
型靜穩(wěn)定度，Xem為主翼質(zhì)屯、弦向位置，Xaer。 為主翼的氣動力作用弦向位置。
[0087] 由（3)、（4)巧化)得到單翼回旋飛行器六自由度動力學模型為：
[0088] (6)
[0089] (7)
[0090] 其中，Vcm= [11，乂，巧^，￥。。是飛行器機體系下速度，0=[口，9^]\〇是飛行器機體 系下轉(zhuǎn)動角速度，F(xiàn)aer。= [0 , A , -N]T,Faer。是飛化器機體系下所雙氣動力,Maer。= [Mr ,Mn ,Ma]T , Mn、Ma和Mr分別為整個機體所受的俯仰力矩、偏航力矩、滾轉(zhuǎn)力矩，Maero是飛行器機體系下 所受氣動力矩
％飛行器慣量矩陣;m為飛行器總質(zhì)量，G為飛行器在機體 系下所受重力，A和N分別為作用于主翼的法向力、軸向力；
[0091] 2.2求取線性化模型的解，獲得穩(wěn)定自旋范圍；
[0092] 將攻角n細兩/I、值睛-飛打毀々S平縣倍棘太-純巧睛化義勒1A吾兩乗-緝機體系Z軸 轉(zhuǎn)速固定為ro，^^ 申，1為積分 替換變量，I康示主翼旋轉(zhuǎn)運動所設及空氣的慣量，C為主翼弦長，P為空氣密度，Cmo、Cm汾別 為翼型力矩系數(shù)Cm的常數(shù)項和一階系數(shù)，Wih為懸停時的誘導速度，Aih表示懸停時誘導速度 入流比，馬^。和每H分別表示力矩Mn和滾轉(zhuǎn)力矩Mr擬合系數(shù)標準化系數(shù)，貝U
[0093]
[0094]
[00M] 其中，Tl為翼型靜穩(wěn)定度，4 I為主翼扭轉(zhuǎn)角，Ad為展弦比的倒數(shù)，Iw為主翼展長，e為 偏屯、距;Clg、Cli分別為翼型升力系數(shù)Cl的常數(shù)項和一階系數(shù)；
[0096] 利用小擾動方法，將p、q視為小量ep、Eq并忽略Ep、eq的二階小量，代入轉(zhuǎn)動動力學 方程(7) ^"^^^//^^嗎動力學線性化模型
[0097]
[009引 丑:由
[0099]
[0100]
[0101]
[0102]
[0103] I
[0104]
[01化]其中，日12、日21、日22為矩陣A中元素，bl、b2為矩陣B中元素；
[0106] 動力學線性化模型的解為
，根據(jù)動力學系統(tǒng)的穩(wěn)定性 條件，需日21日12<0,則有
[0107]
[0108] Ki為慣量參數(shù)
，Ka為旋翼氣動參數(shù)，
Ks為翼型靜穩(wěn)定度參數(shù)；
[0109] 由于Ki>0，則穩(wěn)定性條件簡化為
[0110] KaKs <1
[0111] 當飛行器的幾何參數(shù)確定后，Ka已固定，此時待設計參數(shù)為Ks;保證Ka>0,確定翼 型靜穩(wěn)定度的取值范圍
如圖5所示。
[0112] 步驟四：基于飛行器的動力學線性化模型的穩(wěn)定解，獲得翼型靜穩(wěn)定度與飛行器 的懸停攻角之間的關(guān)系式；
[0113] 根據(jù)飛行器的動力學線性化模型穩(wěn)定解，計算改變翼型靜穩(wěn)定度后可增加的懸停 攻角，從而得到額外的升力。
[0114] 由上步中的得到的單翼回旋飛行器的動力學線性化模型，令= 可得穩(wěn)定解為
[0115]
[0116]
[0117]由于懸停時線速度沿機體各軸分量為零，忽略誘導速度影響W及非線性系數(shù)Cm， 可得翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角之間的關(guān)系式為 [0118：
[0119] 步驟五，在所述翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍內(nèi)選取翼型靜穩(wěn)定度；
[0120] 步驟六，基于所述翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角之間的關(guān)系式、所述選取的 翼型靜穩(wěn)定度和所述初步選取飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布、和預期轉(zhuǎn)速的值，計算飛行器 的懸停升力；
[0121] 步驟屯，利用獲得的飛行器的懸停升力與自身重力進行比較，若選取翼型靜穩(wěn)定 度的值已遍歷當前的取值范圍，且獲得飛行器懸停升力均小于自身重力，重復步驟二~六 進行參數(shù)的重復選取;若選取翼型靜穩(wěn)定度的值使得獲得飛行器懸停升力大于自身重力 時，將當前選取翼型靜穩(wěn)定度的值作為優(yōu)化結(jié)果，從而完成了飛行器升力的優(yōu)化設計。
[0122] 上步中已經(jīng)給出了穩(wěn)定設計標準，依照該標準給出的范圍對翼型靜穩(wěn)定度進行再 設計，便可得出新的懸停攻角。將新的懸停攻角帶入升力計算步驟，判斷是否滿足升力需求 W及自旋穩(wěn)定需求。如果不滿足，再從新選取靜穩(wěn)定度，重復上述流程，直到滿足指標要求。
[0123] 實施例
[0124] W某預設計單翼回旋飛行器為例，說明本發(fā)明的具體實施方法。該單翼回旋飛行 器設計初步參數(shù)如表1所示。
[0125] 表1. 「01261
LU IZ/」 恨巧巧驟^街出W々化，恃判仕個加八異型靜穩(wěn)疋度化情/兒h，該化巧訂參甄所 能提供的拉力為N=2.0777N，小于飛行器所受重力G = 2.1560N。因此執(zhí)行步驟S。
[0128] 根據(jù)表1參數(shù)計算可得Ia = Pcl4 = 〇. 0007808'
[0129] 根據(jù)步驟=中給出的穩(wěn)定性條件，有
[0130]
[0131 ]由于Ks中待定參數(shù)為靜穩(wěn)定度n，可得
[0132] n<509.4990
[0133] 在給出的設計范圍內(nèi)，將翼型設計為靜不穩(wěn)定，選取Ii = O.3。根據(jù)步驟四中的計算 公式，得函
[0134] 利用調(diào)整后的靜穩(wěn)定度所增加的攻角計算升力，可得N = 2.1540N，與飛行器所受 重力之差小于0.1%。仿真結(jié)果如圖6-8所示。
[0135] 綜上所述，W上僅為本發(fā)明的較佳實施例而已，并非用于限定本發(fā)明的保護范圍。 凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發(fā)明的 保護范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項】
1. 一種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設計方法，其特征在于，具體步驟如 下： 步驟一，根據(jù)人眼分辨率和視覺暫留時間獲得飛行器的最小偏屯、距和最小轉(zhuǎn)速； 步驟二，初步選取飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預期轉(zhuǎn)速的值，利用飛行器的幾何參 數(shù)和質(zhì)量分布獲得飛行器的預期偏屯、距，使得飛行器的預期偏屯、距大于其最小偏屯、距，飛 行器的預期轉(zhuǎn)速大于其最小轉(zhuǎn)速； 步驟=，基于葉素動量混合理論，獲得飛行器的動力學非線性模型，基于所述飛行器的 動力學非線性模型，利用小擾動方法，獲得飛行器的動力學線性化模型，基于步驟二所初選 取的飛行器的幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預期轉(zhuǎn)速的值，并根據(jù)自旋穩(wěn)定理論獲得翼型靜穩(wěn)定 度的取值范圍； 步驟四，基于飛行器的動力學線性化模型的穩(wěn)定解，獲得翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸 停攻角之間的關(guān)系式； 步驟五，在所述翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍內(nèi)選取翼型靜穩(wěn)定度； 步驟六，基于所述翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角之間的關(guān)系式、選取的翼型靜穩(wěn) 定度、幾何參數(shù)、質(zhì)量分布和預期轉(zhuǎn)速的值，計算飛行器的懸停升力； 步驟屯，利用獲得的飛行器的懸停升力與自身重力進行比較，若選取翼型靜穩(wěn)定度的 值已遍歷當前的取值范圍，且獲得飛行器懸停升力均小于自身重力，重復步驟二~六;若選 取翼型靜穩(wěn)定度的值使得獲得飛行器懸停升力大于自身重力時，將當前選取翼型靜穩(wěn)定度 的值作為優(yōu)化結(jié)果，從而完成了飛行器升力的優(yōu)化設計。2. 如權(quán)利要求1所述一種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設計方法，其特征 在于，步驟一具體過程如下： 根據(jù)人眼視覺暫留效應，暫留時間為1/24S，單翼回旋飛行器的飛行初選轉(zhuǎn)速ro取r〇> V( 1/24) >75.40rad/s，獲得飛行器的最小轉(zhuǎn)速為75.40rad/s; 旋轉(zhuǎn)中屯、到單翼回旋飛行器主翼根部的距離定義為偏屯、距e，根據(jù)人眼的分辨力為2角 分，獲得人眼能分辨的最小偏屯、距Gmin =時/60/180,其中P為觀察距離。3. 如權(quán)利要求1所述一種基于自旋穩(wěn)定的單翼回旋飛行器升力優(yōu)化設計方法，其特征 在于，步驟=的具體過程如下：2.1基于葉素動畳濕合理論，巧得飛行器的動力學非線性模型為： 輸 (7) 其中，Vcm=[U，V，W]T，Vcm是飛行器機體系下速度，〇=[口，9，引了，0是飛行器機體 系下轉(zhuǎn)動角速度，F(xiàn)aero = [0 ,A , -N]T ,Faero是飛化器機體系下所雙氣動力，Maero = [Mr ,Mn , Ma]T，Mn、Ma和Mr分別為整個化體所受的俯仰力矩、偏航力矩、滾轉(zhuǎn)力矩，Maern是飛行器機體系 下所受氣動力矩I為飛行器慣量矩陣;m為飛行器總質(zhì)量，A和N分別為作 用于主翼的法向力、軸向力； 2.2求取線性化模型的解，獲得翼型靜穩(wěn)定度的取值范圍 將攻角a視為小角度，飛行器處于懸停狀杰，線速度沿各軸分量為零，繞機體系Z軸轉(zhuǎn)速 固定為ro，^;其中，1為積分替換變 量，Ia表不主翼旋轉(zhuǎn)擔動所設及至氣的慣量，C為主翼弦長，P為至氣醬度，Cmq、Cmi分別為翼型 力矩系數(shù)Cm的常數(shù)項和一階系數(shù)，Wih為懸停時的誘導速度，Aih表示懸停時誘導速度入流比， Aw和Qi分別表示力巧Mn巧療按力巧Mr擬合系示準化系#，剛其中，n為翼型靜穩(wěn)定度，4 I為主翼扭轉(zhuǎn)角，Ad為展弦比的倒數(shù)，Iw為主翼展長，e為偏屯、 距;Clq、Cli分別為翼型升力系數(shù)Cl的常數(shù)項和一階系數(shù)；需曰21日12<0,則有 Ki(K-K--1 利用小擾動方法，將P、q視為小量ep、Eq并忽略Ep、eq的二階小量，代入轉(zhuǎn)動動力學方程 (7)，獲得飛行器的動力學線性化模型 5 藻件，其4 Ki為慣量參數(shù)為旋翼氣動參數(shù)， ;s為翼型靜穩(wěn)定度參數(shù)； 田于Ki>U，則穩(wěn)足性條件簡化為 KaKs <1 當飛行器的幾何參數(shù)確定后，Ka已固定，此時待設計參數(shù)為Ks;保證Ka>0,確定翼型靜 穩(wěn)定度的取值范圍為4.如權(quán)利要求1所述一種基于目兩穩(wěn)足的早異凹旋飛行器升力優(yōu)化設計方法，其特征 在于，步驟四的具體過程如下： 由步驟=獲得的飛行器的動力學線性化模型，線性化模型的穩(wěn)定解對應為每和句;，則根據(jù)懸停時線速度沿機體各軸分量為零，獲得翼型靜穩(wěn)定度與飛行器的懸停攻角之間 的關(guān)系式為
【文檔編號】B64C27/54GK105905296SQ201610329445
【公開日】2016年8月31日
【申請日】2016年5月18日
【發(fā)明人】王佳楠, 康珅, 單家元
【申請人】北京理工大學