A correction method of man-machine control matrix calculation and wind tunnel test data based on CFD, due to the flight control needs to provide a reliable control matrix design, wind tunnel test data plane model of the present invention by extracting unconventional aerodynamic layout, then the modified dynamic derivative design, can effectively eliminate the influence of unconventional layout of the traditional layout of empirical formula. Compared with the existing control matrix method, the original method is to use the traditional UAV, the design method of AB control matrix research is mainly based on the general shape of aerodynamic configuration design for many years of experience gained, has limitations in unconventional layout, and out of touch with the wind tunnel test link; the invention of creativity using wind tunnel test plane model of the conventional force measurement data, the control matrix is modified for the PID parameter control to provide a more accurate control matrix.
【技术实现步骤摘要】
本专利技术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
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是: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。本专利技术的技术解决方案是: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 ...
【技术保护点】
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;(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,因迎角变化引起的飞机升力系数导数,因迎角变化引起的飞机俯仰力矩系数导数。
【技术特征摘要】
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;(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,因迎角变化引起的飞机升力系数导数,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: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。4.根据权利要求3所述的方法,其特征在于:对...
【专利技术属性】
技术研发人员:刘斌,
申请(专利权)人:中国航天空气动力技术研究院,
类型:发明
国别省市:北京;11
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