本發(fā)明涉及一種基于風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)與CFD計算的無人機(jī)控制矩陣的修正方法，同時兼顧風(fēng)洞實驗數(shù)據(jù)及CFD計算結(jié)果進(jìn)行參考，能夠在工程上快速實現(xiàn)常規(guī)布局和非常規(guī)布局飛行控制矩陣的計算，主要在飛行器氣動設(shè)計過程中使用，屬于航空飛行器氣動設(shè)計技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

飛行器設(shè)計過程中，控制率的設(shè)計通常需要氣動協(xié)作部門提供，一旦飛行控制矩陣提供誤差較大，會導(dǎo)致設(shè)計周期的延長和設(shè)計的精度的下降。而飛行控制矩陣，主要是由氣動部門提供的，傳統(tǒng)的經(jīng)驗公式的利用局限于常規(guī)的氣動布局，對于非常規(guī)布局及近似常規(guī)布局的外形計算上存在一定的誤差，且隨著未來氣動布局(基于氣動設(shè)計優(yōu)化得到的外形)的發(fā)展誤差會越來越大。因此有必要在滿足工程設(shè)計精度和時間周期要求的基礎(chǔ)上，對傳統(tǒng)經(jīng)驗公式進(jìn)行必要的修正。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種基于風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)與CFD計算的無人機(jī)控制矩陣的修正方法，實現(xiàn)了無人機(jī)控制矩陣工程方法應(yīng)用，可靠快速地實現(xiàn)了風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)與CFD計算數(shù)據(jù)與傳統(tǒng)經(jīng)驗公式，最大程度滿足飛行控制矩陣工程精度和周期要求。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：基于風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)與CFD計算的無人機(jī)控制矩陣的修正方法，步驟如下：

(1)根據(jù)無人機(jī)的外形參數(shù)構(gòu)建數(shù)學(xué)模型，并進(jìn)行CFD計算，得到無人機(jī)的氣動參數(shù)；

(2)判斷數(shù)學(xué)模型是否屬于常規(guī)氣動布局，若是進(jìn)入步驟(3)，若不是進(jìn)入步驟(4)；

(3)根據(jù)上述確定的數(shù)學(xué)模型，利用傳統(tǒng)的經(jīng)驗公式計算控制矩陣，并用(1)中氣動參數(shù)中的C_L,C_D以及C_m結(jié)合傳統(tǒng)的經(jīng)驗公式，對控制矩陣中的相應(yīng)元素進(jìn)行修正，得到新的控制矩陣，利用該控制矩陣調(diào)整無人機(jī)PID控制參數(shù)；所述C_L為飛行器升力系數(shù)，C_D飛行器阻力系數(shù)，C_m為飛行器俯仰力矩系數(shù)；

(4)根據(jù)上述確定的數(shù)學(xué)模型，選擇利用傳統(tǒng)的經(jīng)驗公式或datcom計算控制矩陣；對基于步驟(1)中數(shù)學(xué)模型加工得到的模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗，利用風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)中的C_Lα,C_mα以及對控制矩陣中的相應(yīng)元素進(jìn)行修正，得到新的控制矩陣，利用該控制矩陣調(diào)整無人機(jī)PID控制參數(shù)；

所述C_Lα飛行器全機(jī)升力系數(shù)對迎角導(dǎo)數(shù)，C_mα飛行器全機(jī)俯仰力矩系數(shù)對迎角導(dǎo)數(shù)，因迎角變化引起的飛機(jī)升力系數(shù)導(dǎo)數(shù)，因迎角變化引起的飛機(jī)俯仰力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)。

當(dāng)能夠獲取無人機(jī)的外場實驗數(shù)據(jù)時，利用外場實驗數(shù)據(jù)對(3)或(4)得到的控制矩陣進(jìn)行修正，得到最終控制矩陣。

在步驟(1)中對建立的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行簡化，得到翼身融合體加尾翼的簡化數(shù)學(xué)模型。

對簡化的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行cfd計算，判斷升阻比、力矩特性、升力系數(shù)、阻力系數(shù)是否滿足設(shè)計指標(biāo)，若滿足，則對簡化的數(shù)學(xué)模型繼續(xù)執(zhí)行步驟(2)；否則，重新對數(shù)學(xué)模型進(jìn)行簡化。

所述的簡化處理為將無人機(jī)中機(jī)身長度方向小于等效弦長的10％的凸起部件進(jìn)行光滑處理，或者將V型尾翼修改成T型尾翼或者平尾加雙立尾或者平尾加單立尾；或者將尾撐桿去除；或者將進(jìn)氣道唇口與機(jī)身融合處理；或者將尾噴口與機(jī)身融合處理；當(dāng)翼梢小翼面積小于機(jī)翼面積10％時，將翼梢小翼直接去除，或者當(dāng)翼梢小翼面積大于等于機(jī)翼面積10％時，將翼梢小翼去除后，在機(jī)翼前緣線和后緣線不變的情況下，增加展長，機(jī)翼面積增加量為翼梢小翼面積；或者將外掛物或螺旋槳忽略處理。

氣道唇口與機(jī)身融合處理為融合表面的引導(dǎo)線的二階導(dǎo)數(shù)連續(xù)。

尾噴口與機(jī)身融合處理為尾噴口與機(jī)身后緣為封閉結(jié)構(gòu)，避免拉維爾噴管效應(yīng)。

采用等效投影面積法將V型尾翼修改成T型尾翼或者平尾加雙立尾或者平尾加單立尾。

等效投影面積法為將V型尾翼投影到水平面和鉛直面，得到投影后的兩個面積，使修改后段翼型在水平面和鉛直面的投影面積與其相等。

當(dāng)采用V型尾翼修改為T型尾翼時，無人機(jī)的使用環(huán)境必須為中高空環(huán)境。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：

(1)通過基于風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)與CFD計算的無人機(jī)控制矩陣的修正方法，有效地將氣動設(shè)計與控制參數(shù)設(shè)計(PID參數(shù))相結(jié)合，避免了以往飛行器設(shè)計研制過程中氣動設(shè)計與控制參數(shù)設(shè)計聯(lián)系脫節(jié)現(xiàn)象。針對飛行器氣動布局不斷推陳出新，新布局不斷涌現(xiàn)，原有單純的傳統(tǒng)方法估算精度越來越低的現(xiàn)狀，基于風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)與CFD計算的無人機(jī)控制矩陣的修正方法，有效地利用新手段借助于風(fēng)洞試驗，CFD數(shù)據(jù)，以及datcom多維度的對精度進(jìn)行極大地提升。

(2)本文的簡化手段相比于其他簡化手段，有效地保證了CFD計算過程中的參數(shù)的精度，以及利用datcom軟件計算過程中的精度。

(3)由于V型尾翼設(shè)計便于控制系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計，未來氣動布局的設(shè)計中出現(xiàn)的頻率會顯著增加。本發(fā)明根據(jù)使用環(huán)境(飛行高度)，發(fā)動機(jī)位置，以及尾翼與主翼相對位置，以及是否飛翼布局，來確定是否修改成T型尾翼或者平尾加雙立尾或者平尾加單立尾的。

(4)本發(fā)明創(chuàng)造性的將已有風(fēng)洞數(shù)據(jù)庫中的數(shù)據(jù)引入非常規(guī)布局的控制矩陣計算中，將原有方法精度得到提高。

(5)根據(jù)外場的飛行試驗，以及自由飛實驗數(shù)據(jù)，獲得的氣動參數(shù)對飛行控制矩陣進(jìn)行進(jìn)一步修正，進(jìn)而獲得控制矩陣。未來可用于對該型號飛行器的改進(jìn)型，無人機(jī)PID控制參數(shù)設(shè)計使用。

附圖說明

圖1為本發(fā)明流程圖。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的具體實施方式進(jìn)行進(jìn)一步的詳細(xì)描述。

飛行器氣動設(shè)計過程中飛行控制矩陣，通常需要精確提供用于飛行器PID設(shè)計，為保證設(shè)計周期和工程設(shè)計的進(jìn)度，通常傳統(tǒng)上采用的手段是簡單的經(jīng)驗公式估算。在使用過程中，本發(fā)明創(chuàng)造性的將風(fēng)洞數(shù)據(jù)和CFD數(shù)據(jù)引入其中，作為修正非常規(guī)布局和常規(guī)氣動外形的依據(jù)。

如圖1所示，一種基于風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)與CFD計算的無人機(jī)控制矩陣的修正方法，實施步驟如下：

(1)根據(jù)無人機(jī)的外形參數(shù)構(gòu)建數(shù)學(xué)模型，并進(jìn)行CFD計算，得到無人機(jī)的氣動參數(shù)，例如C_L,C_D以及C_m；所述C_L為飛行器升力系數(shù)，C_D飛行器阻力系數(shù)，C_m為飛行器俯仰力矩系數(shù)；

在保證飛行器設(shè)計指標(biāo)參數(shù)的要求下，為了便于對無人機(jī)控制矩陣進(jìn)行求解，為PID控制設(shè)計提出控制矩陣。本發(fā)明對建立的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行簡化，得到翼身融合體加尾翼的簡化數(shù)學(xué)模型，進(jìn)而對簡化的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行CFD計算，判斷升阻比、力矩特性、升力系數(shù)、阻力系數(shù)是否滿足設(shè)計指標(biāo)，若滿足，則對簡化的數(shù)學(xué)模型繼續(xù)執(zhí)行步驟(2)；否則，重新對數(shù)學(xué)模型進(jìn)行簡化。

上述提及的簡化可以采用下述方式：

A將無人機(jī)中機(jī)身長度方向小于等效弦長的10％的凸起部件進(jìn)行光滑處理，

B將V型尾翼修改成T型尾翼或者平尾加雙立尾或者平尾加單立尾；

C將尾撐桿去除；

D將進(jìn)氣道唇口與機(jī)身融合處理；

E將尾噴口與機(jī)身融合處理；

F當(dāng)翼梢小翼面積小于機(jī)翼面積10％時，將翼梢小翼直接去除，或者當(dāng)翼梢小翼面積大于等于機(jī)翼面積10％時，將翼梢小翼去除后，在機(jī)翼前緣線和后緣線不變的情況下，增加展長，機(jī)翼面積增加量為翼梢小翼面積；

G將外掛物或螺旋槳忽略處理。

其中，氣道唇口與機(jī)身融合處理為融合表面的引導(dǎo)線的二階導(dǎo)數(shù)連續(xù)。尾噴口與機(jī)身融合處理為尾噴口與機(jī)身后緣為封閉結(jié)構(gòu)，避免拉維爾噴管效應(yīng)。

本發(fā)明采用等效投影面積法將V型尾翼修改成T型尾翼或者平尾加雙立尾或者平尾加單立尾。等效投影面積法為將V型尾翼投影到水平面和鉛直面，得到投影后的兩個面積，使修改后段翼型在水平面和鉛直面的投影面積與其相等。對簡化以后得到的尾翼，在保證等效投影面積法下，相對位置本發(fā)明中不做特殊要求，按照常規(guī)要求完成簡化即可。

當(dāng)采用V型尾翼修改為T型尾翼時，無人機(jī)的使用環(huán)境必須為中高空環(huán)境。

(2)判斷數(shù)學(xué)模型是否屬于常規(guī)氣動布局，若是進(jìn)入步驟(3)，若不是進(jìn)入步驟(4)；上述常規(guī)氣動布局為主翼在前水平尾翼在后，有一個或兩個垂尾，例如，ARJ21。

(3)根據(jù)上述確定的數(shù)學(xué)模型，利用傳統(tǒng)的經(jīng)驗公式(具體參見飛機(jī)設(shè)計手冊)計算控制矩陣，并用(1)中氣動參數(shù)中的C_L,C_D以及C_m對控制矩陣中的相應(yīng)元素進(jìn)行修正，對C_L,C_D以及C_m的參數(shù)項進(jìn)行替代，得到新的控制矩陣，利用該控制矩陣調(diào)整無人機(jī)PID控制參數(shù)，所述C_L為飛行器升力系數(shù)，C_D飛行器阻力系數(shù)，C_m為飛行器俯仰力矩系數(shù)；

(4)根據(jù)上述確定的數(shù)學(xué)模型，選擇利用傳統(tǒng)的經(jīng)驗公式或datcom計算控制矩陣；對基于簡化數(shù)學(xué)模型加工得到的模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗，利用風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)中的C_Lα,C_mα以及對控制矩陣中的相應(yīng)元素進(jìn)行修正，對C_Lα,C_mα以及的參數(shù)項進(jìn)行替代，得到新的控制矩陣，利用該控制矩陣作為原始輸入?yún)?shù)應(yīng)用于無人機(jī)PID控制參數(shù)的設(shè)計；所述C_Lα飛行器全機(jī)升力系數(shù)對迎角導(dǎo)數(shù)，C_mα飛行器全機(jī)俯仰力矩系數(shù)對迎角導(dǎo)數(shù)，因迎角變化引起的飛機(jī)升力系數(shù)導(dǎo)數(shù)，因迎角變化引起的飛機(jī)俯仰力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)。

當(dāng)能夠獲取無人機(jī)的外場實驗數(shù)據(jù)時，利用外場實驗數(shù)據(jù)對(3)或(4)得到的控制矩陣進(jìn)行修正，得到最終控制矩陣。未來可用于對該型號飛行器的改進(jìn)型，無人機(jī)PID控制參數(shù)設(shè)計使用。

本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。