基于自旋稳定的单翼回旋飞行器升力优化设计方法技术

本发明专利技术公开了一种基于自旋稳定的单翼回旋飞行器升力优化设计方法，该方法为根据人眼分辨率和视觉暂留时间获得飞行器的最小偏心距和最小转速；初步选取飞行器的几何参数、质量分布和预期转速的值；根据自旋稳定理论获得翼型静稳定度的取值范围；基于飞行器的动力学线性化模型的稳定解，获得翼型静稳定度与飞行器的悬停攻角之间的关系式；在所述翼型静稳定度的取值范围内选取翼型静稳定度；基于所述翼型静稳定度与飞行器的悬停攻角之间的关系式、选取的翼型静稳定度、几何参数、质量分布和预期转速的值，计算飞行器的悬停升力；直到飞行器调整后的悬停升力大于自身重力。该方法能够在不依赖提高转速的飞行方法下获得飞行器额外的升力。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于无人机设计
，具体涉及一种基于自旋稳定的单翼回旋飞行器升力优化设计方法。
技术介绍
单翼回旋飞行器是近年来新生的一种仿生飞行器，借鉴翼果的悬空原理，飞行时由安装在翼后缘或控制臂上的推进装置产生驱动力矩，使整个机体自旋，产生升力。相比传统固定翼飞行器，单翼回旋飞行器具有垂直起降、悬停能力，机动能力强，可飞行于各种狭小空间；相比传统旋翼机，单翼回旋飞行器机械结构简单、体积小，飞行时肉眼难以察觉，且飞行噪声小，更适合于侦查、跟踪任务。此外，借助飞行时整个机体处于自旋状态的特点，辅以适当的图像获取设备和处理技术，可进行360°实时全景观测，更有利于完成监视任务。由于单翼回旋飞行器技术尚处于起步阶段，虽然当今鲜有针对该飞行器动力学特性的系统性设计方法，但是由于单翼回旋飞行器同时具备固定翼飞行器和旋翼飞行器的气动特点，所受空气动力、空气动力力矩高度不对称，具有相对复杂的动力学，导致静力学设计准则难以满足需求，无法依照传统的固定翼或旋翼设计方法确定参数。为保证单翼回旋飞行器的飞行品质，减少控制消耗，有必要在初步设计时，将飞行器设计为自稳定，使其在无控状态下便可实现稳定悬停。此外，该种飞行器依靠高速自旋产生升力、维持悬停，但过高的转速会对测量元件以及机上电子设备造成不利影响，必须开发一种通过增加攻角获得额外升力，不依赖提高转速的飞行方法。因此，针对该飞行器动力学的升力优化稳定性设计方法是不可或缺的。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术提供了一种基于自旋稳定的单翼回旋飞行器升力优化设计方法；该方法能够在不依赖提高转速的飞行方法下获得飞行器额外的升力。实现本专利技术的具体实施方案如下：一种基于自旋稳定的单翼回旋飞行器升力优化设计方法，具体步骤如下：步骤一，根据人眼分辨率和视觉暂留时间获得飞行器的最小偏心距和最小转速；步骤二，初步选取飞行器的几何参数、质量分布和预期转速的值，利用飞行器的几何参数和质量分布获得飞行器的预期偏心距，使得飞行器的预期偏心距大于其最小偏心距，飞行器的预期转速大于其最小转速；步骤三，基于叶素动量混合理论，获得飞行器的动力学非线性模型，基于所述飞行器的动力学非线性模型，利用小扰动方法，获得飞行器的动力学线性化模型，基于步骤二所初选取的飞行器的几何参数、质量分布和预期转速的值，并根据自旋稳定理论获得翼型静稳定度的取值范围；步骤四，基于飞行器的动力学线性化模型的稳定解，获得翼型静稳定度与飞行器的悬停攻角之间的关系式；步骤五，在所述翼型静稳定度的取值范围内选取翼型静稳定度；步骤六，基于所述翼型静稳定度与飞行器的悬停攻角之间的关系式、选取的翼型静稳定度、几何参数、质量分布和预期转速的值，计算飞行器的悬停升力；步骤七，利用获得的飞行器的悬停升力与自身重力进行比较，若选取翼型静稳定度的值已遍历当前的取值范围，且获得飞行器悬停升力均小于自身重力，重复步骤二～六进行参数的重复选取；若选取翼型静稳定度的值使得获得飞行器悬停升力大于自身重力时，将当前选取翼型静稳定度的值作为优化结果，从而完成了飞行器升力的优化设计。进一步地，步骤一具体过程如下:根据人眼视觉暂留效应，暂留时间为1/24s，单翼回旋飞行器的飞行初选转速r0取r0≥π/(1/24)≈75.40rad/s，获得飞行器的最小转速为75.40rad/s；旋转中心到单翼回旋飞行器主翼根部的距离定义为偏心距e，根据人眼的分辨力为2角分，获得人眼能分辨的最小偏心距emin＝Pπ/60/180，其中P为观察距离。进一步地，步骤三的具体过程如下：2.1基于叶素动量混合理论，获得飞行器的动力学非线性模型为： m V · c m = F a e r o + m g - m Ω × V c m - - - ( 6 ) ]]> I Ω · = M a e r o - Ω × ( I Ω ) - - - ( 7 ) ]]>其中，Vcm＝[u,v,w]T，Vcm是飞行器机体系下速度，Ω＝[p,q,r]T，Ω是飞行器机体系下转动角速度，Faero＝[0,A,-N]T，Faero是飞行器机体系下所受气动力，Maero＝[MR,MN,MA]T，MN、MA和MR分别为整个机体所受的俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩，Maero是飞行器机体系下所受气动力矩，I为飞行器惯量矩阵；m为飞行器总质量，A和N分别为作用于主翼的法向力、轴向力；2.2求取线性化模型的解，获得翼型静稳定度的取值范围将攻角α视为小角度，飞行器处于悬停状态，线速度沿各轴分量为零，绕机体系Z轴转速固定为r0，令其中，l为积分替换变量，Ia表示主翼旋转运动所涉及空气的惯量，c为主翼弦长，ρ为空气密度，CM0、CM1分别为翼型力矩系数CM的常数项和一阶系数，wih为悬停时的诱导速度，λih表示悬停时诱导速度入流比，和分别表示力矩MN和滚转力矩MR拟合系数标准化系数，则 M N = I a r 0 2 ( 1 8 C L 0 + 1 8 C L 1 q r 0 + 1 8 C L 1 φ I + 1 6 C L 1 &l本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于自旋稳定的单翼回旋飞行器升力优化设计方法，其特征在于，具体步骤如下：步骤一，根据人眼分辨率和视觉暂留时间获得飞行器的最小偏心距和最小转速；步骤二，初步选取飞行器的几何参数、质量分布和预期转速的值，利用飞行器的几何参数和质量分布获得飞行器的预期偏心距，使得飞行器的预期偏心距大于其最小偏心距，飞行器的预期转速大于其最小转速；步骤三，基于叶素动量混合理论，获得飞行器的动力学非线性模型，基于所述飞行器的动力学非线性模型，利用小扰动方法，获得飞行器的动力学线性化模型，基于步骤二所初选取的飞行器的几何参数、质量分布和预期转速的值，并根据自旋稳定理论获得翼型静稳定度的取值范围；步骤四，基于飞行器的动力学线性化模型的稳定解，获得翼型静稳定度与飞行器的悬停攻角之间的关系式；步骤五，在所述翼型静稳定度的取值范围内选取翼型静稳定度；步骤六，基于所述翼型静稳定度与飞行器的悬停攻角之间的关系式、选取的翼型静稳定度、几何参数、质量分布和预期转速的值，计算飞行器的悬停升力；步骤七，利用获得的飞行器的悬停升力与自身重力进行比较，若选取翼型静稳定度的值已遍历当前的取值范围，且获得飞行器悬停升力均小于自身重力，重复步骤二～六；若选取翼型静稳定度的值使得获得飞行器悬停升力大于自身重力时，将当前选取翼型静稳定度的值作为优化结果，从而完成了飞行器升力的优化设计。...

【技术特征摘要】
1.一种基于自旋稳定的单翼回旋飞行器升力优化设计方法，其特征在于，具体步骤如下：步骤一，根据人眼分辨率和视觉暂留时间获得飞行器的最小偏心距和最小转速；步骤二，初步选取飞行器的几何参数、质量分布和预期转速的值，利用飞行器的几何参数和质量分布获得飞行器的预期偏心距，使得飞行器的预期偏心距大于其最小偏心距，飞行器的预期转速大于其最小转速；步骤三，基于叶素动量混合理论，获得飞行器的动力学非线性模型，基于所述飞行器的动力学非线性模型，利用小扰动方法，获得飞行器的动力学线性化模型，基于步骤二所初选取的飞行器的几何参数、质量分布和预期转速的值，并根据自旋稳定理论获得翼型静稳定度的取值范围；步骤四，基于飞行器的动力学线性化模型的稳定解，获得翼型静稳定度与飞行器的悬停攻角之间的关系式；步骤五，在所述翼型静稳定度的取值范围内选取翼型静稳定度；步骤六，基于所述翼型静稳定度与飞行器的悬停攻角之间的关系式、选取的翼型静稳定度、几何参数、质量分布和预期转速的值，计算飞行器的悬停升力；步骤七，利用获得的飞行器的悬停升力与自身重力进行比较，若选取翼型静稳定度的值已遍历当前的取值范围，且获得飞行器悬停升力均小于自身重力，重复步骤二～六；若选取翼型静稳定度的值使得获得飞行器悬停升力大于自身重力时，将当前选取翼型静稳定度的值作为优化结果，从而完成了飞行器升力的优化设计。2.如权利要求1所述一种基于自旋稳定的单翼回旋飞行器升力优化设计方法，其特征在于，步骤一具体过程如下:根据人眼视觉暂留效应，暂留时间为1/24s，单翼回旋飞行器的飞行初选转速r0取r0≥π/(1/24)≈75.40rad/s，获得飞行器的最小转速为75.40rad/s；旋转中心到单翼回旋飞行器主翼根部的距离定义为偏心距e，根据人眼的分辨力为2角分，获得人眼能分辨的最小偏心距emin＝Pπ/60/180，其中P为观察距离。3.如权利要求1所述一种基于自旋稳定的单翼回旋飞行器升力优化设计方法，其特征在于，步骤三的具体过程如下：2.1基于叶素动量混合理论，获得飞行器的动力学非线性模型为： m V · cm = F aero + mg - mΩ × V cm - - - ( 6 ) ]]> I Ω · = M a e r o - Ω × ( I Ω ) - - - ( 7 ) ]]>其中，Vcm＝[u,v,w]T，Vcm是飞行器机体系下速度，Ω＝[p,q,r]T，Ω是飞行器机体系下转动角速度，Faero＝[0,A,-N]T，Faero是飞行器机体系下所受气动力，Maero＝[MR,MN,MA]T，MN、MA和MR分别为整个机体所受的俯仰力矩、偏航力矩、滚转力矩，Maero是飞行器机体系下所受气动力矩，I为飞行器惯量矩阵；m为飞行器总质量，A和N分别为作用于主翼的法向力、轴向力；2.2求取线性化模型的解，获得翼型静稳定度的取值范围将攻角α视为小角度，飞行器处于悬停状态，线速度沿各轴分量为零，绕机体系Z轴转速固定为r0，令Ia＝ρcl4，其中，l为积分替换变量，Ia表示主翼旋转运动所涉及空气的惯量，c为主翼弦长，ρ为空气密度，CM0、CM1分别为翼型力矩系数CM的常数项和一阶系数，wih为悬停时的诱导速度，λih表示悬停时诱导速度入流比，和分别表示力矩MN和滚转力矩MR拟合系数标准化系数，则 M N = I a r 0 2 ( 1 8 C L 0 + 1 8 C L 1 q r 0 + 1 8 C L 1 φ I + 1 6 C L 1 λ i h ) | e e + l w ]]> M R = I a r 0 2 ( 1 6 C ‾ M 0 + 1 6 C ‾ M 1 q r 0 + 1 6 C ‾ M 1 φ I + 1 4 C ‾ M 1 λ i h ) | e e + l w + I a r 0 2 ηλ d ( 1 6 C L 0 + 1 6 C L 1 q r 0 + 1 6 C L 1 φ I + 1 4 C L 1 λ i h ) | e e + l w ]]>其中，η为翼型静稳定度，φI为主翼扭转角，λd为展弦比的倒数，lw为主翼展长，e为偏心距；CL0、CL1分别为翼型升力系数CL的常数项和一阶系数；利用小扰动方法，将p、q视为小量εp、εq并忽略εp、εq的二阶小量，代入转动动力学方程(7)，获得飞行器的动力学线性化模型 ϵ · = A ϵ + B ]]>其中 ϵ = ϵ p ϵ q , A = 0 a ...

【专利技术属性】
技术研发人员：王佳楠，康珅，单家元，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京;11