【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及飞行控制律设计技术，具体涉及一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法。
技术介绍
1、垂直起降技术是一种无需滑跑就能起飞和着陆的技术，能够摆脱对机场跑道的依赖，具有出航灵活、出勤率高、保障成本低等优点。垂直起降飞行器发展至今，主要类型有：尾座式、倾转旋翼式、旋翼类、喷气发动机推力转向式、涵道风扇类，以及这些方式的混合式。
2、在进行尾座式垂直起降飞行器飞行控制系统设计及机载飞控软件开发时，需要通过飞行仿真验证飞行控制系统设计结果的正确性、合理性，同时仿真也能够检查机载飞控软件是否与飞行控制系统设计内容相符。而飞行仿真系统的核心为模拟尾座式垂直起降飞行器动力学特性的动力学模型，一个合理、可靠的动力学仿真建模方法能够使得仿真模型与飞行器的真实情况更加吻合，也意味着仿真结果的可信赖度更高。因此，专利技术一种科学合理、可信度高、简单实用的尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法对于有效检验设计结果，将设计隐患暴露在飞行前，降低飞行试验风险和成本，缩短产品开发周期等方面具有非常重要的意义。
3、现有一中国专利...
【技术保护点】
1.一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：建立动力学仿真模型，动力学仿真模型包括：涵道动力学模块、水平飞行固定翼模块、坐标转换模块、六自由度动力学解算模块和双姿态传感器仿真模块；所述涵道动力学模块建立涵道推力与发动机转速之间的关系和建立各个滑流舵面偏转角度与飞机三轴涵道操纵力矩之间的关系；所述水平飞行固定翼模块建立水平飞行模式的气动力和气动力矩模型；所述坐标转换模块将涵道推力、三轴涵道操纵力矩、气动力和气动力矩转换至机体坐标系中；所述六自由度动力学解算模块解算飞行器机体坐标系中的六自由度动力学方程和运动学方程；所述双姿态传感器仿真模块建立了双姿态传感...
【技术特征摘要】
1.一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：建立动力学仿真模型，动力学仿真模型包括：涵道动力学模块、水平飞行固定翼模块、坐标转换模块、六自由度动力学解算模块和双姿态传感器仿真模块；所述涵道动力学模块建立涵道推力与发动机转速之间的关系和建立各个滑流舵面偏转角度与飞机三轴涵道操纵力矩之间的关系；所述水平飞行固定翼模块建立水平飞行模式的气动力和气动力矩模型；所述坐标转换模块将涵道推力、三轴涵道操纵力矩、气动力和气动力矩转换至机体坐标系中；所述六自由度动力学解算模块解算飞行器机体坐标系中的六自由度动力学方程和运动学方程；所述双姿态传感器仿真模块建立了双姿态传感器之间的动力学、运动学关系，实时输出两个姿态传感器的欧拉角及角速率信息；双姿态传感器包括水平飞行姿态传感器和垂直飞行姿态传感器。
2.根据权利要求1所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：所述涵道动力学模块输入信号包括发动机转速和三轴滑流舵面偏转角度，涵道动力学模块输出信号包括涵道推力和三轴涵道操纵力矩。
3.根据权利要求2所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：涵道推力的数学模型通过涵道推力与发动机转速之间的关系用指数公式进行描述，具体方法为对发动机台架试验或cfd数值仿真得到的推力数据进行指数曲线拟合，根据拟合得到的指数公式，对于任意的发动机转速输入信号，计算得到唯一一个涵道推力数值。
4.根据权利要求3所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：所述涵道推力与发动机转速之间的关系用指数公式进行描述，具体为：
5.根据权利要求4所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：推力模型拟合指数n通过对推力数据进行指数曲线拟合得到。
6.根据权利要求4所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：根据不同飞行速度下的涵道推力数据，计算每一个飞行速度下的涵道推力与飞行器最大推力的比值，并建立插值表，通过线性插值计算得到不同飞行速度下的影响因子kvt。
7.根据权利要求4所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：通过发动机台架试验或cfd数值仿真得到滑流舵面偏转角度对应的涵道推力数据f1，滑流舵面无偏转时的涵道推力f0与f1之差与f0的比值，除以滑流舵面偏转角度，得到推力损耗因子；滑流舵面无偏转时的涵道推力数值减去滑流舵面偏转引起的涵道推力损失量，得到涵道动力学模块的涵道推力输出信号。
8.根据权利要求7所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：涵道操纵力矩与滑流舵面偏转角度之间的关系用线性公式进行描述，具体方法为对发动机台架试验或cfd数值仿真得到的涵道操纵力矩数据进行线性拟合，根据拟合得到的线性公式，对于任意的三轴滑流舵面偏转角度输入信号，计算得到唯一一组三轴涵道操纵力矩输出信号。
9.根据权利要求8所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：三轴涵道操纵力矩与各个滑流舵面偏转角度、发动机转速之间的关系具体为：
10.根据权利要求9所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：根据发动机台架试验或cfd数值仿真得到不同飞行速度下的涵道操纵力矩数据，计算不同飞行速度下的涵道操纵力矩与零飞行速度下的涵道操纵力矩的比值，并建立插值表，通过线性插值计算得到不同飞行速度下的影响因子kvm。
11.根据权利要求9所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：根据发动机台架试验或cfd数值仿真得到滑流舵面偏转角度对应的涵道操纵力矩数据，计算涵道操纵力矩数据与滑流舵面偏转角度的比值为滑流舵面操纵效率系数。
12.根据权利要求11所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：根据发动机台架试验或cfd数值仿真得到不同发动机转速、滑流舵面偏转角度对应的涵道操纵力矩数据，计算每一个涵道操纵力矩数据与最大发动机转速对应的涵道操纵力矩的比值为发动机转速对滑流动压的影响因子kf。
13.根据权利要求9所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：螺旋桨反扭力矩拟合指数m通过对反扭力矩数据进行指数曲线拟合得到，具体方法为根据发动机台架试验或cfd数值仿真得到不同发动机转速对应的反扭力矩数据，对反扭力矩数据进行指数曲线拟合，根据拟合得到的指数公式，对于任意的发动机转速输入信号，计算得到唯一一个反扭力矩。
14.根据权利要求13所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：反扭力矩与涵道操纵力矩相累加，得到涵道动力学模块的三轴涵道操纵力矩输出信号。
15.根据权利要求1所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：水平飞行固定翼模块输入信号包括飞行高度h、飞行速度v、迎角α和侧滑角β；水平飞行固定翼模块输出信号升力l、阻力d、侧力c、滚转力矩俯仰力矩偏航力矩
16.根据权利要求15所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：所述气动力、气动力矩与飞行高度h、飞行速度v、迎角α和侧滑角β的定量关系通过cfd数值仿真或风洞试验得到；水平飞行固定翼模块根据cfd数值仿真或风洞试验得到的气动数据，对飞行高度h、飞行速度v、迎角α和侧滑角β进行多维线性插值，得到任意飞行状态下的气动力和气动力矩。
17.根据权利要求16所述的一种尾座式垂直起降飞行器动力学仿真建模方法，其特征在于：坐标转换模块的输入信号包括涵道推力、三轴涵道操纵力矩、气动力、气动力矩；坐标转换模块的输出信号包括作用于飞行器的力和力矩在机体坐标系三个坐标轴上的分量；力在机体坐标系三个坐标轴上的分量分别表示为fx、fy和fz；力矩在机体坐标系三个坐标轴上的分量分别表...
【专利技术属性】
技术研发人员：普应金，赵创新，翟柯嘉，程家林，陈立，
申请(专利权)人：成都飞机工业集团有限责任公司，
类型：发明
国别省市：
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