定转速带周期变距的倾转四旋翼飞行器倾转走廊计算方法技术

本发明专利技术公开了一种定转速带周期变距的倾转四旋翼飞行器倾转走廊计算方法，包括步骤如下：建立飞行器的各个部件的飞行力学模型，将所有的力和力矩转化到体轴系下，建立六自由度平衡方程；确定倾转操纵方式；以机翼升力特性为限制因素，求解俯仰角的上下边界；优化配平求解得到不同状态条件下的操纵量和姿态角；找到对应机翼升力特性限制最小速度边界和机翼升力特性限制高速边界；通过求解不同状态点下的需用功率，得到可用功率限制高速边界。本发明专利技术基于飞行力学模型，考虑了飞行器设计各个方面的参数，反映出每个可行飞行点的具体属性。本发明专利技术也适用于倾转四旋翼飞行器不同操纵方式下的倾转走廊计算。

【技术实现步骤摘要】
定转速带周期变距的倾转四旋翼飞行器倾转走廊计算方法
本专利技术公开一种定转速带周期变距操纵的倾转四旋翼飞行器(以下简称QTR)的倾转走廊计算方法，本专利技术属于倾转旋翼飞行器飞行力学与控制

技术介绍
自本世纪初，美国贝尔直升机公司提出QTR的概念以来，国内外对QTR仍处在探索阶段。构型如图1所示，该飞行器具有前后两副机翼，在机翼的两端安装了可倾转的旋翼短舱。QTR以直升机模式垂直起降，以固定翼飞机模式高速飞行，并可通过短舱倾转进入倾转过渡模式。因此QTR兼具直升机模式垂直起降、定点悬停和飞机模式远程运输、高速巡航的优点，且相对倾转双旋翼增加了一副机翼和一对旋翼，操纵性、运载能力和重心可调节能力大大增强，在军用和民用运输中具有十分重要的研究价值。在国外，很少有QTR相关的公开文献出版物。国内针对QTR研究还只是起步阶段。总体而言，国内外关于QTR的研究尚处于探索阶段。倾转过渡飞行，由于整机处于变体、变速状态，是QTR最关键也最危险的飞行状态。其中倾转过渡走廊的大小宽窄是评价飞行器倾转难易程度和安全性的关键因素，它与QTR总体参数、气动布局、操纵方式等各方面有关。目前对倾转双旋翼飞行器(如XV-15)的倾转过渡走廊已有研究，而对QTR倾转过渡走廊的研究报道几乎没有。倾转双旋翼重心在旋翼/机翼气动合力中心附近，基于质点模型计算倾转走廊具有一定合理性。而对于QTR，首先，其重心变化范围大，四副旋翼/机翼的气动力都会产生相对很大的力矩，从而影响姿态。因此，质点模型对于QTR是不合适的，而需建立飞行动力学模型。其次，QTR操纵方式选择丰富，不同的操纵方式会得到不同的倾转走廊。因此，基于以上背景分析，专利技术一种QTR过渡走廊的计算方法对QTR的总体设计、部件设计、飞行品质、操纵策略、控制系统设计都具有很重要的意义。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种定转速带周期变距的倾转四旋翼飞行器倾转走廊计算方法，以克服现有技术中无法采用合适的方法进行对QTR倾转走廊的计算。本专利技术基于飞行力学模型，考虑了飞行器设计各个方面的参数，反映出每个可行飞行点的具体属性。本专利技术也适用于倾转四旋翼飞行器不同操纵方式下的倾转走廊计算。为达到上述目的，本专利技术采用的技术方案如下：本专利技术提出的一种定转速带周期变距的倾转四旋翼飞行器倾转走廊计算方法，包括步骤如下：1)建立飞行器的各个部件的飞行力学模型，将所有的力和力矩转化到体轴系下，建立六自由度平衡方程；2)选定倾转操纵方式；3)以机翼升力特性为限制因素，求解俯仰角的上下边界；优化配平求解得到不同状态条件下的操纵量和姿态角；找到对应机翼升力特性限制最小速度边界和机翼升力特性限制高速边界；4)通过求解不同状态点下的需用功率，得到可用功率限制高速边界。优选地，所述步骤1)中的飞行力学模型包含：旋翼模型、机翼模型、旋翼短舱模型及机身模型。优选地，所述步骤1)还包括：11)旋翼模型的建立包括：a.入流模型诱导速度用一阶傅立叶级数的形式表达为旋翼展向位置和方位角ψ的函数：式中，λ0，λ1c，λ1s分别为旋翼时均入流、一阶纵向入流分量和一阶横向入流分量；式中，矩阵M为惯性矩阵，体现入流的时间延迟；V阵为质量流量矩阵；阵为扰动诱导速度与扰动气动载荷之间的静态关系矩阵；CT，CL，CM分别为旋翼升力系数、气动滚转力矩和气动俯仰力矩；考虑到前后旋翼之间存在干扰，引入前后旋翼的干扰因子，前后旋翼入流比λF和λR计算公式为：式中，λ'F0和λ'R0分别为前后旋翼自由来流入流比；νF0和νR0分别为前后旋翼诱导速度；dFRF和dFFR分别为后对前旋翼和前对后旋翼的干扰因子；b.挥舞运动模型旋翼风轴系下桨盘轨迹平面动力学方程表示为：式中，a0、a1s、b1s分别为旋翼挥舞锥度角、后倒角和侧倾角；为旋翼阻尼矩阵；为旋翼刚度矩阵；为旋翼激励向量；c.旋翼气动力根据旋翼叶素动量理论，得到桨毂风轴系下旋翼的拉力T、旋翼后向力H、旋翼侧向力Y、旋翼俯仰力矩M、旋翼滚转力矩L、旋翼反扭矩Q；将旋翼风轴系下计算出的力和力矩转换到体轴系下；12)机翼模型的建立具体为：将机翼-短舱的气动力分为两部分：一部分为受到旋翼尾流影响的机翼气动力，另一部分为不受旋翼尾流作用的机翼气动力；机翼处于滑流部分的面积Swss和处于自由流部分的面积Swfs的计算公式分别为：式中，θn为倾转角；SW为机翼面积；Sssmax＝2ηssRc，ηss为旋翼滑流修正因子，R为旋翼半径，c为机翼平均气动弦长；a＝1.386，b＝3.114；μ为旋翼前进比；μmax为旋翼尾迹偏出机翼的最大前进比；机翼升力和阻力分别为：式中，qw为机翼处来流动压；CLw，CDw分别为机翼的升力和阻力系数；13)旋翼短舱模型的建立具体为：旋翼短舱在倾转过程中，迎风面积发生改变，气动阻力是短舱迎角的函数，忽略其他气动力和力矩：Dn＝4qnCDn[SnTopcos(αn)+SnSidesin(αn)](7)式中，qn为短舱处来流动压；CDn为短舱阻力系数；SnTop为短舱顶部面积；SnSide为短舱侧面面积；αn为短舱迎角；14)机身模型的建立具体为：通过风洞试验得到一组以无量纲形式表示的机身空气动力系数，即阻力系数CDb、升力系数CLb、侧力系数CSb、滚转力矩系数CMxb、俯仰力矩系数CMyb和偏航力矩系数CMzb；不考虑旋翼和机翼对机身的干扰；机身气动力和力矩表示为：式中，lb为机身特征长度，Ab为特征面积，qb为机身处来流动压。优选地，所述步骤1)具体还包括：建立混合操纵模型，通过油门/总距杆δcol、纵向推杆δlon、横向推杆δlat、脚蹬δped的混合控制垂向、纵向、横向和航向四个通道；控制量为四副旋翼的总距、纵横向周期变距、四个副翼偏转角或其子集，依具体操纵方式而定，设控制量个数为nc，则有：式中，u为4×1维操纵量向量；C为nc×1控制变量向量；G为nc×4维操纵量到控制量的增益矩阵；W权重分配矩阵是随倾转角的函数，权重按正弦规律变化；以控制量为四副旋翼总距和四副机翼副翼偏转角δflap_i共8个控制量为例，i＝1,2,3,4；则有：优选地，所述步骤1)具体还包括：将四旋翼飞行器的各部件气动模型得到的气动力和力矩代入机体运动方程中，得到非线性飞行动力学模型，表示为一阶微分方程的形式：式中，y代表全部状态量，u为4×1维操纵量向量，t为时间。优选地，所述步骤2)中选定倾转操纵方式具体为定转速带周期变距操纵：飞行器前飞的前向力首先由纵向周期变距产生，达到周期变距的最大限制后，再由短舱倾转提供；且逐渐加入副翼操纵；俯仰姿态也能提供一部分的前向力；机体的俯仰姿态主要由前后旋翼的总距差动维持。优选地，所述步骤3)具体为：机翼迎角超过机翼失速迎角αw_stall时，认为机翼失速不能正常飞行；当机翼迎角小于零升迎角αw_zero时，机翼不能产生升力，而成为一个负载；则通过下式确定俯仰角范围：式中，αfw0，αrw0分别是前后机翼的初始安装角；选定一组待计算的目标俯仰角和倾转角，对每个目标俯仰角和倾转角分别展开配平计算；以配平俯仰角为优化目标，进行优化计算，得到优化纵向周期变距；再插值确定该状态下的最低速度和最高速度；将所有目标姿态完成计算后放在一起，取所有可行飞行域的并集便是机翼升力本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种定转速带周期变距的倾转四旋翼飞行器倾转走廊计算方法，其特征在于，包括步骤如下：1)建立飞行器的各个部件的飞行力学模型，将所有的力和力矩转化到体轴系下，建立六自由度平衡方程；2)选定倾转操纵方式；3)以机翼升力特性为限制因素，求解俯仰角的上下边界；优化配平求解得到不同状态条件下的操纵量和姿态角；找到对应机翼升力特性限制最小速度边界和机翼升力特性限制高速边界；4)通过求解不同状态点下的需用功率，得到可用功率限制高速边界。

【技术特征摘要】
1.一种定转速带周期变距的倾转四旋翼飞行器倾转走廊计算方法，其特征在于，包括步骤如下：1)建立飞行器的各个部件的飞行力学模型，将所有的力和力矩转化到体轴系下，建立六自由度平衡方程；2)选定倾转操纵方式；3)以机翼升力特性为限制因素，求解俯仰角的上下边界；优化配平求解得到不同状态条件下的操纵量和姿态角；找到对应机翼升力特性限制最小速度边界和机翼升力特性限制高速边界；4)通过求解不同状态点下的需用功率，得到可用功率限制高速边界。2.根据权利要求1所述的定转速带周期变距的倾转四旋翼飞行器倾转走廊计算方法，其特征在于，所述步骤1)中的飞行力学模型包含：旋翼模型、机翼模型、旋翼短舱模型及机身模型。3.根据权利要求2所述的定转速带周期变距的倾转四旋翼飞行器倾转走廊计算方法，其特征在于，所述步骤1)还包括：11)旋翼模型的建立包括：a.入流模型诱导速度用一阶傅立叶级数的形式表达为旋翼展向位置和方位角ψ的函数：式中，λ0，λ1c，λ1s分别为旋翼时均入流、一阶纵向入流分量和一阶横向入流分量；式中，矩阵M为惯性矩阵，体现入流的时间延迟；V阵为质量流量矩阵；阵为扰动诱导速度与扰动气动载荷之间的静态关系矩阵；CT，CL，CM分别为旋翼升力系数、气动滚转力矩和气动俯仰力矩；考虑到前后旋翼之间存在干扰，引入前后旋翼的干扰因子，前后旋翼入流比λF和λR计算公式为：式中，λ'F0和λ'R0分别为前后旋翼自由来流入流比；νF0和νR0分别为前后旋翼诱导速度；dFRF和dFFR分别为后对前旋翼和前对后旋翼的干扰因子；b.挥舞运动模型旋翼风轴系下桨盘轨迹平面动力学方程表示为：式中，a0、a1s、b1s分别为旋翼挥舞锥度角、后倒角和侧倾角；为旋翼阻尼矩阵；为旋翼刚度矩阵；为旋翼激励向量；c.旋翼气动力根据旋翼叶素动量理论，得到桨毂风轴系下旋翼的拉力T、旋翼后向力H、旋翼侧向力Y、旋翼俯仰力矩M、旋翼滚转力矩L、旋翼反扭矩Q；将旋翼风轴系下计算出的力和力矩转换到体轴系下；12)机翼模型的建立具体为：将机翼-短舱的气动力分为两部分：一部分为受到旋翼尾流影响的机翼气动力，另一部分为不受旋翼尾流作用的机翼气动力；机翼处于滑流部分的面积Swss和处于自由流部分的面积Swfs的计算公式分别为：式中，θn为倾转角；SW为机翼面积；Sssmax＝2ηssRc，ηss为旋翼滑流修正因子，R为旋翼半径，c为机翼平均气动弦长；a＝1.386，b＝3.114；μ为旋翼前进比；μmax为旋翼尾迹偏出机翼的最大前进比；机翼升力和阻力分别为：式中，qw为机翼处来流动压；CLw，CDw分别为机翼的升力和阻力系数；13)旋翼短舱模型的建立具体为：旋翼短舱在倾转过程中，迎风面积发生改变，气动阻力是短舱迎角的函数，忽略其他气动力和力矩：Dn＝4qnCDn[SnTopcos(αn)+SnSidesin(αn)](7)式中，qn为短舱处来流动压；CDn为短舱阻力系数；SnTop为短舱顶部面积；SnSide为短舱侧面面积；αn为短舱迎角；14)机身模型的建...

【专利技术属性】
技术研发人员：潘浙平，陈仁良，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32