CN106650095B - 基于风洞试验数据与cfd计算的无人机控制矩阵的修正方法 - Google Patents

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Abstract

一种基于风洞试验数据与cfd计算的无人机控制矩阵的修正方法，由于飞行控制需要气动设计提供一套可靠的控制矩阵，本发明通过提取非常规气动布局的平面模型的风洞试验数据，对设计点的动导数进行局部修正，有效的消除了非常规布局对传统布局经验公式的影响。与现有的控制矩阵提供方法相比，原有的方法是利用传统的无人机工程设计方法研究的ab控制矩阵研究，主要是基于常规外形气动布局设计多年总结的经验得到的，对于非常规布局具有局限性，且与风洞试验环节的脱节；本发明创造性的利用平面模型的风洞试验的常规测力数据，对控制矩阵进行修正，为PID参数控制提供更为精确的控制矩阵。

Description

基于风洞试验数据与CFD计算的无人机控制矩阵的修正方法
技术领域
本发明涉及一种基于风洞试验数据与CFD计算的无人机控制矩阵的修正方法，同时兼顾风洞实验数据及CFD计算结果进行参考，能够在工程上快速实现常规布局和非常规布局飞行控制矩阵的计算，主要在飞行器气动设计过程中使用，属于航空飞行器气动设计技术领域。
背景技术
飞行器设计过程中，控制率的设计通常需要气动协作部门提供，一旦飞行控制矩阵提供误差较大，会导致设计周期的延长和设计的精度的下降。而飞行控制矩阵，主要是由气动部门提供的，传统的经验公式的利用局限于常规的气动布局，对于非常规布局及近似常规布局的外形计算上存在一定的误差，且随着未来气动布局(基于气动设计优化得到的外形)的发展误差会越来越大。因此有必要在满足工程设计精度和时间周期要求的基础上，对传统经验公式进行必要的修正。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于风洞试验数据与CFD计算的无人机控制矩阵的修正方法，实现了无人机控制矩阵工程方法应用，可靠快速地实现了风洞试验数据与CFD计算数据与传统经验公式，最大程度满足飞行控制矩阵工程精度和周期要求。
本发明的技术解决方案是：基于风洞试验数据与CFD计算的无人机控制矩阵的修正方法，步骤如下：
(1)根据无人机的外形参数构建数学模型，并进行CFD计算，得到无人机的气动参数；
(2)判断数学模型是否属于常规气动布局，若是进入步骤(3)，若不是进入步骤(4)；
(3)根据上述确定的数学模型，利用传统的经验公式计算控制矩阵，并用(1)中气动参数中的CL,CD以及Cm结合传统的经验公式，对控制矩阵中的相应元素进行修正，得到新的控制矩阵，利用该控制矩阵调整无人机PID控制参数；所述CL为飞行器升力系数，CD飞行器阻力系数，Cm为飞行器俯仰力矩系数；
(4)根据上述确定的数学模型，选择利用传统的经验公式或datcom计算控制矩阵；对基于步骤(1)中数学模型加工得到的模型进行风洞试验，利用风洞试验数据中的CLα,Cmα以及
Figure BDA0001187743890000023
对控制矩阵中的相应元素进行修正，得到新的控制矩阵，利用该控制矩阵调整无人机PID控制参数；
所述CLα飞行器全机升力系数对迎角导数，Cmα飞行器全机俯仰力矩系数对迎角导数，
Figure BDA0001187743890000021
因迎角变化引起的飞机升力系数导数，
Figure BDA0001187743890000022
因迎角变化引起的飞机俯仰力矩系数导数。
当能够获取无人机的外场实验数据时，利用外场实验数据对(3)或(4)得到的控制矩阵进行修正，得到最终控制矩阵。
在步骤(1)中对建立的数学模型进行简化，得到翼身融合体加尾翼的简化数学模型。
对简化的数学模型进行cfd计算，判断升阻比、力矩特性、升力系数、阻力系数是否满足设计指标，若满足，则对简化的数学模型继续执行步骤(2)；否则，重新对数学模型进行简化。
所述的简化处理为将无人机中机身长度方向小于等效弦长的10％的凸起部件进行光滑处理，或者将V型尾翼修改成T型尾翼或者平尾加双立尾或者平尾加单立尾；或者将尾撑杆去除；或者将进气道唇口与机身融合处理；或者将尾喷口与机身融合处理；当翼梢小翼面积小于机翼面积10％时，将翼梢小翼直接去除，或者当翼梢小翼面积大于等于机翼面积10％时，将翼梢小翼去除后，在机翼前缘线和后缘线不变的情况下，增加展长，机翼面积增加量为翼梢小翼面积；或者将外挂物或螺旋桨忽略处理。
气道唇口与机身融合处理为融合表面的引导线的二阶导数连续。
尾喷口与机身融合处理为尾喷口与机身后缘为封闭结构，避免拉维尔喷管效应。
采用等效投影面积法将V型尾翼修改成T型尾翼或者平尾加双立尾或者平尾加单立尾。
等效投影面积法为将V型尾翼投影到水平面和铅直面，得到投影后的两个面积，使修改后段翼型在水平面和铅直面的投影面积与其相等。
当采用V型尾翼修改为T型尾翼时，无人机的使用环境必须为中高空环境。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)通过基于风洞试验数据与CFD计算的无人机控制矩阵的修正方法，有效地将气动设计与控制参数设计(PID参数)相结合，避免了以往飞行器设计研制过程中气动设计与控制参数设计联系脱节现象。针对飞行器气动布局不断推陈出新，新布局不断涌现，原有单纯的传统方法估算精度越来越低的现状，基于风洞试验数据与CFD计算的无人机控制矩阵的修正方法，有效地利用新手段借助于风洞试验，CFD数据，以及datcom多维度的对精度进行极大地提升。
(2)本文的简化手段相比于其他简化手段，有效地保证了CFD计算过程中的参数的精度，以及利用datcom软件计算过程中的精度。
(3)由于V型尾翼设计便于控制***进行设计，未来气动布局的设计中出现的频率会显著增加。本发明根据使用环境(飞行高度)，发动机位置，以及尾翼与主翼相对位置，以及是否飞翼布局，来确定是否修改成T型尾翼或者平尾加双立尾或者平尾加单立尾的。
(4)本发明创造性的将已有风洞数据库中的数据引入非常规布局的控制矩阵计算中，将原有方法精度得到提高。
(5)根据外场的飞行试验，以及自由飞实验数据，获得的气动参数对飞行控制矩阵进行进一步修正，进而获得控制矩阵。未来可用于对该型号飞行器的改进型，无人机PID控制参数设计使用。
附图说明
图1为本发明流程图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。
飞行器气动设计过程中飞行控制矩阵，通常需要精确提供用于飞行器PID设计，为保证设计周期和工程设计的进度，通常传统上采用的手段是简单的经验公式估算。在使用过程中，本发明创造性的将风洞数据和CFD数据引入其中，作为修正非常规布局和常规气动外形的依据。
如图1所示，一种基于风洞试验数据与CFD计算的无人机控制矩阵的修正方法，实施步骤如下：
(1)根据无人机的外形参数构建数学模型，并进行CFD计算，得到无人机的气动参数，例如CL,CD以及Cm；所述CL为飞行器升力系数，CD飞行器阻力系数，Cm为飞行器俯仰力矩系数；
在保证飞行器设计指标参数的要求下，为了便于对无人机控制矩阵进行求解，为PID控制设计提出控制矩阵。本发明对建立的数学模型进行简化，得到翼身融合体加尾翼的简化数学模型，进而对简化的数学模型进行CFD计算，判断升阻比、力矩特性、升力系数、阻力系数是否满足设计指标，若满足，则对简化的数学模型继续执行步骤(2)；否则，重新对数学模型进行简化。
上述提及的简化可以采用下述方式：
A将无人机中机身长度方向小于等效弦长的10％的凸起部件进行光滑处理，
B将V型尾翼修改成T型尾翼或者平尾加双立尾或者平尾加单立尾；
C将尾撑杆去除；
D将进气道唇口与机身融合处理；
E将尾喷口与机身融合处理；
F当翼梢小翼面积小于机翼面积10％时，将翼梢小翼直接去除，或者当翼梢小翼面积大于等于机翼面积10％时，将翼梢小翼去除后，在机翼前缘线和后缘线不变的情况下，增加展长，机翼面积增加量为翼梢小翼面积；
G将外挂物或螺旋桨忽略处理。
其中，气道唇口与机身融合处理为融合表面的引导线的二阶导数连续。尾喷口与机身融合处理为尾喷口与机身后缘为封闭结构，避免拉维尔喷管效应。
本发明采用等效投影面积法将V型尾翼修改成T型尾翼或者平尾加双立尾或者平尾加单立尾。等效投影面积法为将V型尾翼投影到水平面和铅直面，得到投影后的两个面积，使修改后段翼型在水平面和铅直面的投影面积与其相等。对简化以后得到的尾翼，在保证等效投影面积法下，相对位置本发明中不做特殊要求，按照常规要求完成简化即可。
当采用V型尾翼修改为T型尾翼时，无人机的使用环境必须为中高空环境。
(2)判断数学模型是否属于常规气动布局，若是进入步骤(3)，若不是进入步骤(4)；上述常规气动布局为主翼在前水平尾翼在后，有一个或两个垂尾，例如，ARJ21。
(3)根据上述确定的数学模型，利用传统的经验公式(具体参见飞机设计手册)计算控制矩阵，并用(1)中气动参数中的CL,CD以及Cm对控制矩阵中的相应元素进行修正，对CL,CD以及Cm的参数项进行替代，得到新的控制矩阵，利用该控制矩阵调整无人机PID控制参数，所述CL为飞行器升力系数，CD飞行器阻力系数，Cm为飞行器俯仰力矩系数；
(4)根据上述确定的数学模型，选择利用传统的经验公式或datcom计算控制矩阵；对基于简化数学模型加工得到的模型进行风洞试验，利用风洞试验数据中的CLα,Cmα以及
Figure BDA0001187743890000061
对控制矩阵中的相应元素进行修正，对CLα,Cmα以及
Figure BDA0001187743890000062
的参数项进行替代，得到新的控制矩阵，利用该控制矩阵作为原始输入参数应用于无人机PID控制参数的设计；所述CLα飞行器全机升力系数对迎角导数，Cmα飞行器全机俯仰力矩系数对迎角导数，
Figure BDA0001187743890000063
因迎角变化引起的飞机升力系数导数，
Figure BDA0001187743890000064
因迎角变化引起的飞机俯仰力矩系数导数。
当能够获取无人机的外场实验数据时，利用外场实验数据对(3)或(4)得到的控制矩阵进行修正，得到最终控制矩阵。未来可用于对该型号飞行器的改进型，无人机PID控制参数设计使用。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (8)

1.基于风洞试验数据与CFD计算的无人机控制矩阵的修正方法，其特征在于步骤如下：
(1)根据无人机的外形参数构建数学模型，并进行CFD计算，得到无人机的气动参数；在步骤(1)中对建立的数学模型进行简化，得到翼身融合体加尾翼的简化数学模型；
所述的简化处理为将无人机中机身长度方向小于等效弦长的10％的凸起部件进行光滑处理，或者将V型尾翼修改成T型尾翼或者平尾加双立尾或者平尾加单立尾；或者将尾撑杆去除；或者将进气道唇口与机身融合处理；或者将尾喷口与机身融合处理；当翼梢小翼面积小于机翼面积10％时，将翼梢小翼直接去除，或者当翼梢小翼面积大于等于机翼面积10％时，将翼梢小翼去除后，在机翼前缘线和后缘线不变的情况下，增加展长，机翼面积增加量为翼梢小翼面积；或者将外挂物或螺旋桨忽略处理；
(2)判断数学模型是否属于常规气动布局，若是进入步骤(3)，若不是进入步骤(4)；
(3)根据上述确定的数学模型，利用传统的经验公式计算控制矩阵，并用(1)中气动参数中的CL,CD以及Cm结合传统的经验公式，对控制矩阵中的相应元素进行修正，得到新的控制矩阵，利用该控制矩阵调整无人机PID控制参数；所述CL为飞行器升力系数，CD飞行器阻力系数，Cm为飞行器俯仰力矩系数；
(4)根据上述确定的数学模型，选择利用传统的经验公式或datcom计算控制矩阵；对基于步骤(1)中数学模型加工得到的模型进行风洞试验，利用风洞试验数据中的CLa,Cma以及
Figure FDA0002223392350000011
对控制矩阵中的相应元素进行修正，得到新的控制矩阵，利用该控制矩阵调整无人机PID控制参数；
所述CLa飞行器全机升力系数对迎角导数，Cma飞行器全机俯仰力矩系数对迎角导数，
Figure FDA0002223392350000021
因迎角变化引起的飞机升力系数导数，
Figure FDA0002223392350000022
因迎角变化引起的飞机俯仰力矩系数导数。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：当能够获取无人机的外场实验数据时，利用外场实验数据对(3)或(4)得到的控制矩阵进行修正，得到最终控制矩阵。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：对简化的数学模型进行cfd计算，判断升阻比、力矩特性、升力系数、阻力系数是否满足设计指标，若满足，则对简化的数学模型继续执行步骤(2)；否则，重新对数学模型进行简化。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：气道唇口与机身融合处理为融合表面的引导线的二阶导数连续。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：尾喷口与机身融合处理为尾喷口与机身后缘为封闭结构，避免拉维尔喷管效应。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：采用等效投影面积法将V型尾翼修改成T型尾翼或者平尾加双立尾或者平尾加单立尾。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于：等效投影面积法为将V型尾翼投影到水平面和铅直面，得到投影后的两个面积，使修改后段翼型在水平面和铅直面的投影面积与其相等。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：当采用V型尾翼修改为T型尾翼时，无人机的使用环境必须为中高空环境。
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107357976B (zh) * 2017-06-27 2020-12-11 四川腾盾科技有限公司 一种飞行器的动导数的计算方法
CN108984862B (zh) * 2018-06-27 2021-05-07 中国直升机设计研究所 一种气动特性cfd计算结果修正方法
CN109540459B (zh) * 2018-11-09 2020-12-25 中国直升机设计研究所 一种气动特性数值计算结果修正方法
CN110940481B (zh) * 2019-11-13 2021-09-07 中国航天空气动力技术研究院 一种飞翼布局飞行器高速风洞动导数试验模型
CN111006835B (zh) * 2019-11-19 2020-10-16 蓝箭航天空间科技股份有限公司 箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法及存储介质
CN111563292B (zh) * 2020-04-15 2021-09-07 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于流动转捩的层流翼型Re数效应修正方法
CN112362290B (zh) * 2020-09-30 2021-08-03 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种机翼厚度公差对阻力系数影响的快速分析方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102117362A (zh) * 2011-01-05 2011-07-06 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法
CN102507131A (zh) * 2011-09-26 2012-06-20 中国航空工业第六一八研究所 一种获取无人机数学模型中未知气动参数的方法
CN103335814A (zh) * 2013-06-09 2013-10-02 电子科技大学 风洞中实验模型倾角测量误差数据修正***及修正方法
CN103994748A (zh) * 2014-05-27 2014-08-20 中国航天空气动力技术研究院 一种采用飞行和风洞试验数据估计无人机配平迎角的方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102117362A (zh) * 2011-01-05 2011-07-06 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法
CN102507131A (zh) * 2011-09-26 2012-06-20 中国航空工业第六一八研究所 一种获取无人机数学模型中未知气动参数的方法
CN103335814A (zh) * 2013-06-09 2013-10-02 电子科技大学 风洞中实验模型倾角测量误差数据修正***及修正方法
CN103994748A (zh) * 2014-05-27 2014-08-20 中国航天空气动力技术研究院 一种采用飞行和风洞试验数据估计无人机配平迎角的方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
利用风洞测力试验及经验公式对非常规布局飞行器控制矩阵估算的修正探索;刘斌等;《第八届全国实验流体力学学术会议》;20101231;摘要，第1-4节 *

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