本发明专利技术提供了一种小型螺旋翼的升力的计算方法，步骤如下：(1)假设空气角速度为零，测试螺旋翼稳定前的角速度和升力，计算螺旋翼升力系数C；(2)测试稳态下任一时刻螺旋翼的角速度Ωs和升力Fs，确定空气角速度与螺旋翼角速度的比例关系式中的常数α的值；(3)利用龙格-库塔法计算空气角速度ωn(tn)；(4)利用步骤(3)计算的空气角速度ωn(tn)以及实测的螺旋翼角速度Ω(tn)计算螺旋翼的升力其中ρ为空气密度，N为螺旋翼的叶片数。与一般的螺旋翼升力计算方法相比，该方法能够实时计算动态过程中具有不同叶片数的螺旋翼的升力。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种螺旋翼升力和转速关系确定方法，属于飞行器控制
技术介绍
近年来得益于微机电(MEMS)和计算机技术的发展，出现了微小型的姿态和位置测 量传感器，使得小型多旋翼无人机摆脱了无法自动控制的困境。旋翼飞行器具有垂直起降、 定点悬停和原地转向，机动灵活等其他飞行器所不具有的优点，在一些地理环境复杂，空间 狭小，和需要持续关注某一地区的情况下，旋翼飞行器无疑是最合适的选择。多旋翼无人机 越来越受到军方、科研人员和大众消费者的重视。螺旋翼是旋翼无人机的动力装置，研究其 工作的动态特性有利于飞行器的控制器设计。 旋翼是通过自身的旋转，推动气体向旋翼下方流动，从而产生向上的反作用力。其 作用力的大小与转速成正比例关系。目前，对螺旋翼的建模多采用转速的二次方与升力成 正比的关系式，该模型是描述螺旋翼在稳定工作状态时角速度和升力的关系，不能反映螺 旋翼的具有角加速度时的角速度与升力变化关系。旋翼无人机的控制多采用负反馈的方 法，每一次控制输出一次控制信号并且都经过一个控制周期，所以螺旋翼并不能持续地处 于稳态工作状态，因此以前的螺旋翼升力模型并不准确。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种小型螺旋翼的升力的 计算方法。 本专利技术的技术方案是:，步骤如下： (1)假设空气角速度为零，测试螺旋翼稳定前的角速度和升力，计算螺旋翼升力系 数C; (2)测试稳态下任一时刻螺旋翼的角速度Ω s和升力Fs，确定空气角速度与螺旋翼 角速度的比例关系式中的常数α的值； (3)根据步骤(1)、（2)的结果，利用龙格-库塔法计算空气角速度《"(1);具体公式 为： 其中i，惯性环节系数延时系数，比例系数Κη = α · Ω (tn)，a为常数，Ω (tn)为测试的tn时刻的螺旋翼角速度;h 是时间步长，系数chahbij的取值如下： ⑷利用步骤⑶计算的空气角速度~⑷）以及实测的螺旋翼角速度Ω (tn)计算 螺旋翼的升力；其中P为空气密度，N为螺旋翼的叶片数。 所述步骤(1)中螺旋翼从开始转动到转了 1/N圈的时间内，空气角速度为零。所述步骤(2)中的 本专利技术与现有技术相比的有益效果是： 本专利技术建立了螺旋翼的动态模型，目的是用于解决螺旋翼在非稳态运动时的升力 变化，并且考虑到了螺旋翼具有多个叶片的情况使本模型的应用范围更广。由于螺旋翼转 速改变时与升力到达稳态时会经过一个过度过程。过渡过程的越短螺旋翼的升力越快的到 达稳态，使得进行一次控制的周期越短。所以本模型能够为控制器带宽的选取提供依据。【附图说明】 图1本方法的流程图。图2仿真曲线和本方法得到的曲线对比。【具体实施方式】下面结合附图1对本专利技术做详细说明，具体步骤如下： 1、测试螺旋翼在空气角速度为零的情况下螺旋翼的某一角速度Ω。和其升力F。。螺 旋翼的升力系数为C的计算公式为： 螺旋翼从始转动到转了1/N圈的时间内，空气角速度为零。 2、测试螺旋翼在稳态情况下某个转速〇3时的升力Fs<3a为比例系数1中的常数，其 具体公式为： 3、计算惯性环节系数Tn的值和延迟系数^的值，其具体公式为： 4、tn时刻的升力Fn等于该时刻螺旋翼的角速度Ω (tn)与空气角速度(〇"差值的平 方，乘以螺旋翼升力系数C、空气密度P和叶片数量的一半。^时刻螺旋翼升力的计算方法如 下： (1)利用龙格-库塔法计算空气角速度con(tn);具体公式为： 其中惯性环节系ij延时系数:匕例系数Κη = α · Ω (tn)，a为常数，Ω (tn)为测试的tn时刻的螺旋翼角速度;h 是时间步长，系数Chahbij的取值如下： (2)tn时刻螺旋翼的升力Fn的具体公式为： 本专利技术中涉及的测试时的螺旋翼角速度和升力可以利用仿真软件仿真得到，也可 以利用目前常用的测试设备进行测试。附图2中灰色曲线(箭头指向的曲线)为仿真的结果， 黑色曲线为本方法的结果。传统的升力计算方法只是计算螺旋翼稳态时的升力，忽略了到 达稳态之前的过度过程，本方补充了传统方法在这一方面的欠缺并且适用于具有N个叶片 的螺旋翼。本专利技术未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。【主权项】1. ，其特征在于步骤如下： (1) 假设空气角速度为零，测试螺旋翼稳定前的角速度和升力，计算螺旋翼升力系数C; (2) 测试稳态下任一时刻螺旋翼的角速度Ω s和升力Fs，确定空气角速度与螺旋翼角速 度的比例关系式中的常数α的值； (3) 根据步骤(1)、（2)的结果，利用龙格-库塔法计算空气角速度〇^(仏）；具体公式为： (?η I ! i I ) = (0" {(η ) + Λ (ΓΙ^? + CZkZ + C.^：, + ) K = s{ta^") - k2 = * + a2l^&n + h，ni\k\ ) k:; = + arJ^ + h 2;其4^为空气密度』为螺旋翼的叶片数。2. 根据权利要求1所述的一种小型螺旋翼升力的计算方法，其特征在于:所述步骤（1) 中螺旋翼从开始转动到转了 1/N圈的时间内，空气角速度为零。3. 根据权利要求1所述的一种小型螺旋翼升力的计算方法，其特征在于:所述步骤(2) 中的 ,/ 2F a =1 - 4 〇 ipcn：【专利摘要】本专利技术提供了，步骤如下：(1)假设空气角速度为零，测试螺旋翼稳定前的角速度和升力，计算螺旋翼升力系数C；(2)测试稳态下任一时刻螺旋翼的角速度Ωs和升力Fs，确定空气角速度与螺旋翼角速度的比例关系式中的常数α的值；(3)利用龙格-库塔法计算空气角速度ωn(tn)；(4)利用步骤(3)计算的空气角速度ωn(tn)以及实测的螺旋翼角速度Ω(tn)计算螺旋翼的升力其中ρ为空气密度，N为螺旋翼的叶片数。与一般的螺旋翼升力计算方法相比，该方法能够实时计算动态过程中具有不同叶片数的螺旋翼的升力。【IPC分类】G06F17/50【公开号】CN105468870【申请号】CN201510980906【专利技术人】吕腾, 魏宗康 【申请人】北京航天控制仪器研究所【公开日】2016年4月6日【申请日】2015年12月23日本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种小型螺旋翼的升力的计算方法，其特征在于步骤如下：(1)假设空气角速度为零，测试螺旋翼稳定前的角速度和升力，计算螺旋翼升力系数C；(2)测试稳态下任一时刻螺旋翼的角速度Ωs和升力Fs，确定空气角速度与螺旋翼角速度的比例关系式中的常数α的值；(3)根据步骤(1)、(2)的结果，利用龙格‑库塔法计算空气角速度ωn(tn)；具体公式为：ωn+1(tn+1)=ωn(tn)+h(c1k1+c2k2+c3k3+c4k4)k1=g(tn,ωn)k2=g(tn+a2h,ωn+hb21k1)k3=g(tn+a3h,ωn+h(b31k1+b32k2))k4=g(tn+a4h,ωn+h(b41k1+b42k2++b43k3))]]>其中g(tn,ωn)=Kn·Ω(tn-τn)-ωn(tn)Tn,]]>惯性环节系数Tn=π10Ω(tn),]]>延时系数比例系数Kn＝α·Ω(tn)，α为常数，Ω(tn)为测试的tn时刻的螺旋翼角速度；h是时间步长，系数ci、ai、bij的取值如下：c1=1,c2=2,c3=2,c4=1a2=12,a3=12,a4=1b21=12,b31=0,b32=12,b41=0,b42=0,b43=1;]]>(4)利用步骤(3)计算的空气角速度ωn(tn)以及实测的螺旋翼角速度Ω(tn)计算螺旋翼的升力其中ρ为空气密度，N为螺旋翼的叶片数。...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：吕腾，魏宗康，
申请(专利权)人：北京航天控制仪器研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11
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