无人飞行器、发动机、螺旋桨的匹配控制参数建模方法技术

本发明专利技术提供了无人飞行器、发动机、螺旋桨的匹配控制参数建模方法，包括：步骤1，计算螺旋桨性能，步骤2，计算发动机高空功率特性；步骤3，计算飞机设备从发动机提取的额外轴功需求；步骤4，仿真得到无人飞行器在各飞行高度、平飞速度下的推力需求；步骤5，建立无人飞行器、发动机、螺旋桨的匹配控制参数模型；步骤6，修正机身推力计算值、螺旋桨性能数据、发动机地面及高空功率；本发明专利技术通过将安装螺旋桨的发动机放置于风洞试验台架中获取不同风速的发动机的全工况性能数据。可获取真实的螺旋桨发动机飞行速度条件下的发动机转速、发动机推力、发动机功率以及发动机油耗的关系。发动机功率以及发动机油耗的关系。发动机功率以及发动机油耗的关系。

【技术实现步骤摘要】
无人飞行器、发动机、螺旋桨的匹配控制参数建模方法


[0001]本专利技术属于无人机用发动机
，具体涉及无人飞行器、发动机、螺旋桨的匹配控制参数建模方法。

技术介绍

[0002]根据目前智能化蜂群长航时无人机使用特点，需完成10h
‑
20h巡飞任务，考虑到目前的电机动力续航时间较短，无人机需配备功重比较高的航空活塞发动机。智能化蜂群要求空中自主编队，因而对小型航空活塞发动机的控制参数模型要求越来越严格。智能化蜂群长航时无人机使用速度闭环或发动机转速闭环控制策略，无人机根据发动机控制参数模型时时调整飞行姿态。目前螺旋桨的推力特性随螺旋桨的转速变化研究已经很充分，但螺旋桨匹配发动机在空中飞行的控制参数模型研究存在不足。
[0003]目前专利CN104573226A“一种水下航行器的螺旋桨推力建模方法”，建立了螺旋桨推力、螺旋桨转速、船体航行速度、海流速度之间的数学关系；专利CN108363854B“一种小型电动螺旋桨推力模型估计方法及装置”对现有小型电动螺旋桨推力模型中存在的模型估算精度不足的问题，提出了一种小型电动螺旋桨推力模型估计方法及装置。
[0004]涉及空中无人飞行器的完整控制参数模型研究较少，目前螺旋桨发动机地面特性可通过发动机性能测试台架获得，目前针对螺旋桨风洞测试研究较充分，螺旋桨风洞试验单一的验证螺旋桨的推力性能。对于螺旋桨发动机的无人飞行器飞行工况的发动机数据研究较少，一般通过飞行试验获取空中数据，这种方式成本较高，尤其是对于无回收装置的无人机需要反复验证迭代。<br/>
技术实现思路

[0005]专利技术目的：本专利技术所要解决的技术问题是针对现有技术的不足，提供无人飞行器、发动机、螺旋桨的匹配控制参数建模方法。该方法基于发动机地面转速
‑
功率
‑
油耗的性能数据与螺旋桨地面转速
‑
推力数据，本专利技术提出通过将发动机安装螺旋桨放置于风洞试验台中，获取飞行速度条件下的发动机转速、发动机推力、发动机功率以及发动机油耗之间的关系。
[0006]本专利技术方法包括以下步骤：
[0007]步骤1，根据总体飞行包络数据，计算螺旋桨性能；
[0008]步骤2，根据地面测功及高空功率修正系数，计算发动机高空功率特性；
[0009]步骤3，根据总体起发一体电机转换效率P3及平台在一定飞行速度、飞行高度和飞行任务下的用电需求P2(用电需求为飞机总体提供)，计算飞机设备从发动机提取的额外轴功需求P1；
[0010]步骤4，使用三维计算软件，仿真得到无人飞行器在各飞行高度、平飞速度下的推力需求；
[0011]步骤5，建立无人飞行器、发动机、螺旋桨的匹配控制参数模型：从飞机飞行工况出
发，根据步骤4得到在一定飞行速度、飞行高度下的飞机推力需求；结合步骤1中螺旋桨性能，根据推力和飞行速度，得到螺旋桨的旋转转速及螺旋桨的轴功率；将步骤3中得到的额外轴功需求与步骤1中得到的螺旋桨功率相加，得到发动机需要输出的轴功率；根据螺旋桨转速和其减速比，可得到发动机的转速数据；根据发动机功率和转速需求，倒查发动机测试数据和海拔修正数据，可得到发动机的节气门开度、油耗等数据。
[0012]以上从飞机实际使用工况出发，建立了发动机油门开度与飞机飞行速度、飞行高度之间的关系，建立了发动机油门开度与螺旋桨迎面来流、旋转速度、输出推力之间的关系，同时还建立了在飞机各飞行工况与发动机油耗率之间的关系；
[0013]步骤6，通过机身风洞试验的方式，修正步骤4中的机身推力计算值；通过螺旋桨吹风试验的方式，修正步骤1中螺旋桨性能数据；通过发动机高空台试验的方式，修正步骤2中的发动机地面及高空功率；
[0014]以上修正途径分别对螺旋桨、发动机和飞机性能3点进行修正，可全面完善人飞行器、发动机、螺旋桨的匹配控制参数模型，单独对其中1点或2点进行修正，也可提高模型的准确度。
[0015]步骤1包括如下步骤：
[0016]步骤1.1，基于螺旋桨工程计算方法，采用叶素理论，即为了获得螺旋桨的拉力，转动力矩和功率，需对螺旋桨运动过程中的每处微小翼型的拉力，转动力矩和功率进行积分：
[0017][0018][0019][0020]其中d表示微分符号，T表示螺旋桨推力，M表示螺旋桨扭矩，P表示螺旋桨功率，N
B
表示叶片数，R表示螺旋桨半径，r表示桨叶站位半径，F
x
表示桨叶站位受力，n表示转速；
[0021]具体操作时，截取桨叶0.7R处的翼型，使用CFX仿真软件计算该翼型的升阻力数据，将桨叶沿站位拆分为5～7段，根据5～7处翼型的攻角、弦长数据，根据叶素理论采用积分方法计算螺旋桨性能；
[0022]步骤1.2：根据飞行高度H、速度V、螺旋桨转速n_pro，得出螺旋桨飞行中的推力T_pro、功率N_pro、效率η对应数据表，[T_pro，N_pro，η]＝f_pro(H，V，n_pro)，其中f_pro表示叶素理论计算方法。
[0023]步骤2包括如下步骤：
[0024]步骤2.1：使用测功机对发动机的功率、油耗特性进行实测，得到发动机标准条件下的功率N_eng、油耗Bsfc与节气门开度Throttle、发动机转速n_eng的万有特性曲线关系，[N_eng，Bsfc]＝f_eng(Throttle，n_eng)；其中f_eng表示通过试验得到的节气门开度、发动机转速与功率、油耗之间的对应关系；
[0025]步骤2.2：根据校准公式修正发动机高空功
率，其中N_eng_H代表发动机在海拔H时的功率，P
H
、P0分别代表海拔H的大气压力和地面海拔的大气压力，T
H
、T0分别代表海拔H的大气温度和地面海拔的大气温度。
[0026]步骤3中，采用如下公式计算飞机设备从发动机提取的额外轴功需求P1：
[0027]P1＝P2/P3[0028]其中，P2表示平台用电需求，P3表示起发电机发电效率。
[0029]步骤5包括如下步骤：
[0030]步骤5.1：确认螺旋桨转速：根据推力需求T_aircraft，倒推推力需求T_aircraft下螺旋桨的转速n_pro；
[0031]步骤5.2：确认发动机轴功需求：根据螺旋桨的工况，得到螺旋桨所需要的轴功N_pro，根据总体起发一体电机转换效率及平台在一定飞行速度、飞行高度和飞行任务下的用电需求，计算飞机设备从发动机提取的额外轴功需求P1，得到发动机所需提供的轴功N_eng：
[0032]N_eng＝N_pro+P1；
[0033]步骤5.3：确认发动机转速：发动机转速n_eng＝n_pro/X1，X1表示减速比；
[0034]步骤5.4：确认发动机节气门开度：根据发动机转速n_eng和发动机轴功N_eng需求，查由步骤2.1和步骤2.2得到的发动机高空万有特性表，求得发动机节气门开度Throttle。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.无人飞行器、发动机、螺旋桨的匹配控制参数建模方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，根据总体飞行包络数据，计算螺旋桨性能；步骤2，根据地面测功及高空功率修正系数，计算发动机高空功率特性；步骤3，根据总体起发一体电机转换效率P3及平台在一定飞行速度、飞行高度和飞行任务下的用电需求P2，计算飞机设备从发动机提取的额外轴功需求P1；步骤4，仿真得到无人飞行器在各飞行高度、平飞速度下的推力需求；步骤5，建立无人飞行器、发动机、螺旋桨的匹配控制参数模型；步骤6，通过机身风洞试验的方式，修正步骤4中的机身推力计算值；通过螺旋桨吹风试验的方式，修正步骤1中螺旋桨性能数据；通过发动机高空台试验的方式，修正步骤2中的发动机地面及高空功率。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤1包括如下步骤：步骤1.1，基于螺旋桨工程计算方法，采用叶素理论，为获得螺旋桨的拉力，转动力矩和功率，需对螺旋桨运动过程中的每处微小翼型的拉力，转动力矩和功率进行积分：功率，需对螺旋桨运动过程中的每处微小翼型的拉力，转动力矩和功率进行积分：功率，需对螺旋桨运动过程中的每处微小翼型的拉力，转动力矩和功率进行积分：其中d表示微分符号，T表示螺旋桨推力，M表示螺旋桨扭矩，P表示螺旋桨功率，N
B
表示叶片数，R表示螺旋桨半径，r表示桨叶站位半径，F
x
表示桨叶站位受力，n表示转速；步骤1.2：根据飞行高度H、速度V、螺旋桨转速n_pro，得出螺旋桨飞行中的推力T_pro、功率N_pro、效率η对应数据表，[T_pro，N_pro，η]＝f_pro(H，V，n_pro)，其中f_pro表示叶素理论计算方法。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤2包括如下步骤：步骤2.1：使用测功机对发动机的功率、油耗特性进行实测，得到发动机标准条件下的功率N_eng、油耗Bsfc与节气门开度Throttle、发动机转速n_eng的万有特性曲线关系，[N_eng，Bsfc]＝f_eng(Throttle，n_eng)；其中f_eng表示通过试验得到的节气门开度、发动机转速与功率、油耗之间的对应关系；步骤2.2：根据校准公式修正发动机高空功率，其中N_eng_H代表发动机在海拔H时的功率，P
H
、P0分别代表海拔H的大气压力和地面海拔的大气压力，T
H
、T0分别代表海拔H的大气温度和...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄云龙，吴凯，杨广文，王海朋，
申请(专利权)人：融通航空发动机科技有限公司，
类型：发明
国别省市：