基于自旋穩定的單翼回旋飛行器升力優化設計方法
【專利摘要】本發明公開了一種基于自旋穩定的單翼回旋飛行器升力優化設計方法，該方法為根據人眼分辨率和視覺暫留時間獲得飛行器的最小偏心距和最小轉速；初步選取飛行器的幾何參數、質量分布和預期轉速的值；根據自旋穩定理論獲得翼型靜穩定度的取值范圍；基于飛行器的動力學線性化模型的穩定解，獲得翼型靜穩定度與飛行器的懸停攻角之間的關系式；在所述翼型靜穩定度的取值范圍內選取翼型靜穩定度；基于所述翼型靜穩定度與飛行器的懸停攻角之間的關系式、選取的翼型靜穩定度、幾何參數、質量分布和預期轉速的值，計算飛行器的懸停升力；直到飛行器調整后的懸停升力大于自身重力。該方法能夠在不依賴提高轉速的飛行方法下獲得飛行器額外的升力。
【專利說明】
基于自旋穩定的單翼回旋飛行器升力優化設計方法
技術領域
[0001] 本發明屬于無人機設計技術領域，具體設及一種基于自旋穩定的單翼回旋飛行器 升力優化設計方法。
【背景技術】
[0002] 單翼回旋飛行器是近年來新生的一種仿生飛行器，借鑒翼果的懸空原理，飛行時 由安裝在翼后緣或控制臂上的推進裝置產生驅動力矩，使整個機體自旋，產生升力。相比傳 統固定翼飛行器，單翼回旋飛行器具有垂直起降、懸停能力，機動能力強，可飛行于各種狹 小空間；相比傳統旋翼機，單翼回旋飛行器機械結構簡單、體積小，飛行時肉眼難W察覺，且 飛行噪聲小，更適合于偵查、跟蹤任務。此外，借助飛行時整個機體處于自旋狀態的特點，輔 W適當的圖像獲取設備和處理技術，可進行360°實時全景觀測，更有利于完成監視任務。
[0003] 由于單翼回旋飛行器技術尚處于起步階段，雖然當今鮮有針對該飛行器動力學特 性的系統性設計方法，但是由于單翼回旋飛行器同時具備固定翼飛行器和旋翼飛行器的氣 動特點，所受空氣動力、空氣動力力矩高度不對稱，具有相對復雜的動力學，導致靜力學設 計準則難W滿足需求，無法依照傳統的固定翼或旋翼設計方法確定參數。為保證單翼回旋 飛行器的飛行品質，減少控制消耗，有必要在初步設計時，將飛行器設計為自穩定，使其在 無控狀態下便可實現穩定懸停。此外，該種飛行器依靠高速自旋產生升力、維持懸停，但過 高的轉速會對測量元件W及機上電子設備造成不利影響，必須開發一種通過增加攻角獲得 額外升力，不依賴提高轉速的飛行方法。因此，針對該飛行器動力學的升力優化穩定性設計 方法是不可或缺的。

【發明內容】

[0004] 有鑒于此，本發明提供了一種基于自旋穩定的單翼回旋飛行器升力優化設計方 法;該方法能夠在不依賴提高轉速的飛行方法下獲得飛行器額外的升力。
[0005] 實現本發明的具體實施方案如下：
[0006] -種基于自旋穩定的單翼回旋飛行器升力優化設計方法，具體步驟如下：
[0007] 步驟一，根據人眼分辨率和視覺暫留時間獲得飛行器的最小偏屯、距和最小轉速；
[0008] 步驟二，初步選取飛行器的幾何參數、質量分布和預期轉速的值，利用飛行器的幾 何參數和質量分布獲得飛行器的預期偏屯、距，使得飛行器的預期偏屯、距大于其最小偏屯、 距，飛行器的預期轉速大于其最小轉速；
[0009] 步驟=，基于葉素動量混合理論，獲得飛行器的動力學非線性模型，基于所述飛行 器的動力學非線性模型，利用小擾動方法，獲得飛行器的動力學線性化模型，基于步驟二所 初選取的飛行器的幾何參數、質量分布和預期轉速的值，并根據自旋穩定理論獲得翼型靜 穩定度的取值范圍；
[0010] 步驟四，基于飛行器的動力學線性化模型的穩定解，獲得翼型靜穩定度與飛行器 的懸停攻角之間的關系式；
[0011] 步驟五，在所述翼型靜穩定度的取值范圍內選取翼型靜穩定度；
[0012] 步驟六，基于所述翼型靜穩定度與飛行器的懸停攻角之間的關系式、選取的翼型 靜穩定度、幾何參數、質量分布和預期轉速的值，計算飛行器的懸停升力；
[0013] 步驟屯，利用獲得的飛行器的懸停升力與自身重力進行比較，若選取翼型靜穩定 度的值已遍歷當前的取值范圍，且獲得飛行器懸停升力均小于自身重力，重復步驟二~六 進行參數的重復選取;若選取翼型靜穩定度的值使得獲得飛行器懸停升力大于自身重力 時，將當前選取翼型靜穩定度的值作為優化結果，從而完成了飛行器升力的優化設計。
[0014] 進一步地，步驟一具體過程如下：
[0015] 根據人眼視覺暫留效應，暫留時間為1/24S，單翼回旋飛行器的飛行初選轉速ro取 r〇>3i/( 1/24) >75.40rad/s，獲得飛行器的最小轉速為 75.40rad/s;
[0016] 旋轉中屯、到單翼回旋飛行器主翼根部的距離定義為偏屯、距e，根據人眼的分辨力 為2角分，獲得人眼能分辨的最小偏屯、距emin =時/60/180,其中P為觀察距離。
[0017] 進一步地，步驟=的具體過程如下：
[0018] 2.1基于葉素動量混合理論，獲得飛行器的動力學非線性模型為：
[0019] (6)
[0020] (7)
[0021] 其中，￥?=[11，乂，巧^，￥。。是飛行器機體系下速度，0=[口，9^]\〇是飛行器機體
系下轉動角速度，Faer。= [0 , A , -N]T,Faer。是飛化器機體系下所雙氣動力,Maer。= [Mr ,Mn ,Ma]T , Mn、Ma和Mr分別'I A" 一'一 ?俯仰力矩、偏航力矩、滾轉力矩，Maero是飛行器機體系下 所受氣動力矩 I為飛行器慣量矩陣;m為飛行器總質量，A和N分別為作用 于主翼的法向力、軸向力；
[0022] 2.2求取線性化模型的解，獲得翼型靜穩定度的取值范圍
[0023] 將攻角a細責/1、值底.飛斤黑々h干懸偉獻杰.錶巧底沿么她4V音責委，繞機體系Z軸 轉速固定為ro，^
,其中，1為積分 替換變量，I康示主翼旋轉運動所設及空氣的慣量，C為主翼弦長，P為空氣密度，Cmo、Cm汾別 為翼型力矩系數Cm的常數項和一階系數，Wih為懸停時的誘導速度，Aih表示懸停時誘導速度 入流比，。和Qfi分別表示力矩Mn和滾轉力矩Mr擬合系數標準化系數，貝U
[00%] 其中，Tl為翼型靜穩定度，4 I為主翼扭轉角，Ad為展弦比的倒數，Iw為主翼展長，e為
[0024]
[0025] 偏屯、距;Clg、Cli分別為翼型升力系數Cl的常數項和一階系數；
[0027]利用小擾動方法，將P、q視為小量Ep、Eq并忽略Ep、Eq的二階小量，代入轉動動力學 方程(7)，獲得飛行器的動力學線性化模型 [002引
[0029]
[0030]
[0031]
[0032]
[0033]
[0034]
[0035]
[0036] 動力學線性化模型的解為，根據動力學系統的穩定性 條件，需321312<0，則有
[0037] Ki 化 aKs-l)<0
[003引其中
（I為慣量參數
；Ka為旋翼氣動參數，
S為翼型靜穩定度參數；
[0039] 由于Ki>0，則穩定性條件簡化為
[0040] KaKs <1
[0041] 當飛行器的幾何參數確定后，Ka已固定，此時待設計參數為Ks;保證Ka>0,確定翼 型靜穩巧原的取值淑雨為
[0042]
[0043] 進一步地，步驟四的具體過程如下：
[0044] 由步驟=獲得的飛行器的動力學線性化模型，線性化模型的穩定解對應為&和& ; 則
[0045]
[0046]
[0047] 化據懸停町線速巧化機體各軸分量為零，獲得翼型靜穩定度與飛行器的懸停攻角 之間的關系式為
[004引
[0049] 有益效果：
[0050] (1)本發明給出了保證單翼回旋飛行器自旋穩定的量化設計方法，當旋翼氣動參 數(靜穩定度參數）已預置時，可根據本發明給出的方法設計靜穩定度參數（旋翼氣動參 數)。
[0051] (2)根據本發明給出的設計范圍，在保證自旋穩定的基礎上，可放寬翼型靜穩定度 選擇，增加平衡攻角，W便在懸停時獲得額外升力，降低懸停所需轉速。
【附圖說明】
[0052] 圖1為本發明的流程圖；
[0053] 圖2為單翼回旋飛行器俯視圖；
[0054] 圖3為飛行器坐標系及入流示意圖；
[0055] 圖4為單位葉素入流及受力示意圖；
[0056] 圖5為主翼靜穩定度示意圖；
[0057] 圖6為飛行器機體角速度；
[005引圖7為飛行器構造面攻角；
[0059] 圖8為飛行器飛行軌跡。
【具體實施方式】
[0060] 下面結合附圖并舉實施例，對本發明進行詳細描述。
[0061] 本發明提供了一種基于自旋穩定的單翼回旋飛行器升力優化設計方法，如圖1所 示，其具體步驟如下：
[0062] 步驟一:根據人眼視覺暫留效應，暫留時間約為t = l/24s。W保證隱身效果為設計 前提時，則要求單翼回旋飛行器的飛行轉速r〇>V(l/24)>75.4化ad/s。為避免旋轉周期 與人眼數據額采集頻率接近，造成飛行器重合的靜止影像、削弱隱身效果，應避免轉速接近 ;r*=^3T/(l/24)rad/s,k=l,2,...n。
[0063] 偏屯、距e定義為旋轉中屯、（質屯O到單翼回旋飛行器主翼根部的距離，如圖2所示。 對偏屯、距進行設計時，考慮到人眼在一般光線情況下分辨能力為2角分，偏屯、距過小將導致 人眼將飛行器識別為非旋轉體，進而喪失隱身效果。假設觀察距離為P米，則人眼能分辨的 最小偏屯、距日。1。= ?31/60/180。^觀察距離為100米為例，可求得日。1。= 0.029米，即假設觀察 者在100米距離采用人眼視覺捕捉飛行器的情況下，單翼回旋飛行器能實現有效隱身的偏 屯、距為0.029米。
[0064] 步驟二:初步選取飛行器的幾何參數、質量分布、翼型靜穩定度和預期轉速的值， 利用飛行器的幾何參數和質量分布獲得飛行器的預期偏屯、距，使得飛行器的預期偏屯、距大 于其最小偏屯、距，飛行器的預期轉速大于其最小轉速;此處需注意，應盡量在初步設計時保 證單翼回旋飛行器繞最大或最小慣量主軸自旋，W便為靜穩定度的調整留下余地，增加懸 停攻角，否則為保證飛行器穩定懸停，必須選擇靜穩定翼型W補償由慣性造成的不穩定自 旋狀態，無法提供額外的懸停攻角。
[0065] 步驟基于葉素動量混合理論，獲得飛行器的動力學非線性模型，利用小擾動方 法，獲得飛行器的動力學線性化模型，基于步驟二所初選取的飛行器的幾何參數、質量分布 和預期轉速的值，并根據自旋穩定理論獲得翼型靜穩定度的取值范圍；
[0066] 2.1基于葉素動量混合理論對飛行器進行氣動建模
[0067] 為準確模擬單翼回旋飛行器氣動特性，此處采用葉素動量混合理論描述主翼。由 葉素理論可知，單位葉素的入流速度為
[006引
[0069] 具甲u、v、w分別刃化機體系x、y、z軸的速度，p、q、r為沿機體系x、y、z軸的角速度， Ibe為單位葉素位置，Wi為誘導速度，Ut、Ur、Up分別為單位葉素的切向、徑向、法向入流速度， 如圖3所示。
[0070] 由于徑向入流速度對主翼受力影響較小，所W對徑向入流速度忽略不計，可得作 用于單位葉素上的升力和阻力分別為
[0071]
[0072]
[0073] 其中Fp為翼尖損失修正系數，P為空氣密度，U為總入流速度，C為主翼弦長，Cl、Cd分 別為升力、阻力系數。
[0074] 由圖3可知，構造面攻角〇 = 1：曰]1-1(化/化），獲得葉素攻角日* =日+(1)1化6)，<1)1()為主 翼扭轉角函數，根據葉素攻角擬合，菊 CLiXDi分別為升力、阻力系數對應的擬合系數，i = 0，1，2。
[0075] 將上述氣動力轉換至機體坐標系，可得
[0076] dN=dL cosa+dD sin口
[0077] dA =郵 cosa-dL sina
[0078] 即為單位葉素所產生的軸向力和法向力，如圖4所示。對上式沿主翼展向進行積 分，可得到整個機體所受的軸向力A與法向力N，該法向力即為主翼在飛行器自旋時產生的 拉力。
[0079] 將所述升力和阻力的入流坐標系轉換至機體坐標系，獲得
[0080] dN=dL cosa+dD sina (1)
[0081] dA =郵 cosa-dL sina (2)
[0082] 由（I)和(2)獲得整個機體所受的俯仰力矩Mn、偏航力矩Ma和滾轉力矩Mr:
[0083] (3)
[0084] (4)
[0085] (:5)
[0086] 其中e為偏屯、距，Ue為單位葉素位置，Iw為主翼展長，Cm為翼型力矩系數， (
型靜穩定度，Xem為主翼質屯、弦向位置，Xaer。 為主翼的氣動力作用弦向位置。
[0087] 由（3)、（4)巧化)得到單翼回旋飛行器六自由度動力學模型為：
[0088] (6)
[0089] (7)
[0090] 其中，Vcm= [11，乂，巧^，￥。。是飛行器機體系下速度，0=[口，9^]\〇是飛行器機體 系下轉動角速度，Faer。= [0 , A , -N]T,Faer。是飛化器機體系下所雙氣動力,Maer。= [Mr ,Mn ,Ma]T , Mn、Ma和Mr分別為整個機體所受的俯仰力矩、偏航力矩、滾轉力矩，Maero是飛行器機體系下 所受氣動力矩
％飛行器慣量矩陣;m為飛行器總質量，G為飛行器在機體 系下所受重力，A和N分別為作用于主翼的法向力、軸向力；
[0091] 2.2求取線性化模型的解，獲得穩定自旋范圍；
[0092] 將攻角n細兩/I、值睛-飛打毀々S平縣倍棘太-純巧睛化義勒1A吾兩乗-緝機體系Z軸 轉速固定為ro，^^ 申，1為積分 替換變量，I康示主翼旋轉運動所設及空氣的慣量，C為主翼弦長，P為空氣密度，Cmo、Cm汾別 為翼型力矩系數Cm的常數項和一階系數，Wih為懸停時的誘導速度，Aih表示懸停時誘導速度 入流比，馬^。和每H分別表示力矩Mn和滾轉力矩Mr擬合系數標準化系數，貝U
[0093]
[0094]
[00M] 其中，Tl為翼型靜穩定度，4 I為主翼扭轉角，Ad為展弦比的倒數，Iw為主翼展長，e為 偏屯、距;Clg、Cli分別為翼型升力系數Cl的常數項和一階系數；
[0096] 利用小擾動方法，將p、q視為小量ep、Eq并忽略Ep、eq的二階小量，代入轉動動力學 方程(7) ^"^^^//^^嗎動力學線性化模型
[0097]
[009引 丑:由
[0099]
[0100]
[0101]
[0102]
[0103] I
[0104]
[01化]其中，日12、日21、日22為矩陣A中元素，bl、b2為矩陣B中元素；
[0106] 動力學線性化模型的解為
，根據動力學系統的穩定性 條件，需日21日12<0,則有
[0107]
[0108] Ki為慣量參數
，Ka為旋翼氣動參數，
Ks為翼型靜穩定度參數；
[0109] 由于Ki>0，則穩定性條件簡化為
[0110] KaKs <1
[0111] 當飛行器的幾何參數確定后，Ka已固定，此時待設計參數為Ks;保證Ka>0,確定翼 型靜穩定度的取值范圍
如圖5所示。
[0112] 步驟四：基于飛行器的動力學線性化模型的穩定解，獲得翼型靜穩定度與飛行器 的懸停攻角之間的關系式；
[0113] 根據飛行器的動力學線性化模型穩定解，計算改變翼型靜穩定度后可增加的懸停 攻角，從而得到額外的升力。
[0114] 由上步中的得到的單翼回旋飛行器的動力學線性化模型，令= 可得穩定解為
[0115]
[0116]
[0117]由于懸停時線速度沿機體各軸分量為零，忽略誘導速度影響W及非線性系數Cm， 可得翼型靜穩定度與飛行器的懸停攻角之間的關系式為 [0118：
[0119] 步驟五，在所述翼型靜穩定度的取值范圍內選取翼型靜穩定度；
[0120] 步驟六，基于所述翼型靜穩定度與飛行器的懸停攻角之間的關系式、所述選取的 翼型靜穩定度和所述初步選取飛行器的幾何參數、質量分布、和預期轉速的值，計算飛行器 的懸停升力；
[0121] 步驟屯，利用獲得的飛行器的懸停升力與自身重力進行比較，若選取翼型靜穩定 度的值已遍歷當前的取值范圍，且獲得飛行器懸停升力均小于自身重力，重復步驟二~六 進行參數的重復選取;若選取翼型靜穩定度的值使得獲得飛行器懸停升力大于自身重力 時，將當前選取翼型靜穩定度的值作為優化結果，從而完成了飛行器升力的優化設計。
[0122] 上步中已經給出了穩定設計標準，依照該標準給出的范圍對翼型靜穩定度進行再 設計，便可得出新的懸停攻角。將新的懸停攻角帶入升力計算步驟，判斷是否滿足升力需求 W及自旋穩定需求。如果不滿足，再從新選取靜穩定度，重復上述流程，直到滿足指標要求。
[0123] 實施例
[0124] W某預設計單翼回旋飛行器為例，說明本發明的具體實施方法。該單翼回旋飛行 器設計初步參數如表1所示。
[0125] 表1. 「01261
LU IZ/」 恨巧巧驟^街出W々化，恃判仕個加八異型靜穩疋度化情/兒h，該化巧訂參甄所 能提供的拉力為N=2.0777N，小于飛行器所受重力G = 2.1560N。因此執行步驟S。
[0128] 根據表1參數計算可得Ia = Pcl4 = 〇. 0007808'
[0129] 根據步驟=中給出的穩定性條件，有
[0130]
[0131 ]由于Ks中待定參數為靜穩定度n，可得
[0132] n<509.4990
[0133] 在給出的設計范圍內，將翼型設計為靜不穩定，選取Ii = O.3。根據步驟四中的計算 公式，得函
[0134] 利用調整后的靜穩定度所增加的攻角計算升力，可得N = 2.1540N，與飛行器所受 重力之差小于0.1%。仿真結果如圖6-8所示。
[0135] 綜上所述，W上僅為本發明的較佳實施例而已，并非用于限定本發明的保護范圍。 凡在本發明的精神和原則之內，所作的任何修改、等同替換、改進等，均應包含在本發明的 保護范圍之內。
【主權項】
1. 一種基于自旋穩定的單翼回旋飛行器升力優化設計方法，其特征在于，具體步驟如 下： 步驟一，根據人眼分辨率和視覺暫留時間獲得飛行器的最小偏屯、距和最小轉速； 步驟二，初步選取飛行器的幾何參數、質量分布和預期轉速的值，利用飛行器的幾何參 數和質量分布獲得飛行器的預期偏屯、距，使得飛行器的預期偏屯、距大于其最小偏屯、距，飛 行器的預期轉速大于其最小轉速； 步驟=，基于葉素動量混合理論，獲得飛行器的動力學非線性模型，基于所述飛行器的 動力學非線性模型，利用小擾動方法，獲得飛行器的動力學線性化模型，基于步驟二所初選 取的飛行器的幾何參數、質量分布和預期轉速的值，并根據自旋穩定理論獲得翼型靜穩定 度的取值范圍； 步驟四，基于飛行器的動力學線性化模型的穩定解，獲得翼型靜穩定度與飛行器的懸 停攻角之間的關系式； 步驟五，在所述翼型靜穩定度的取值范圍內選取翼型靜穩定度； 步驟六，基于所述翼型靜穩定度與飛行器的懸停攻角之間的關系式、選取的翼型靜穩 定度、幾何參數、質量分布和預期轉速的值，計算飛行器的懸停升力； 步驟屯，利用獲得的飛行器的懸停升力與自身重力進行比較，若選取翼型靜穩定度的 值已遍歷當前的取值范圍，且獲得飛行器懸停升力均小于自身重力，重復步驟二~六;若選 取翼型靜穩定度的值使得獲得飛行器懸停升力大于自身重力時，將當前選取翼型靜穩定度 的值作為優化結果，從而完成了飛行器升力的優化設計。2. 如權利要求1所述一種基于自旋穩定的單翼回旋飛行器升力優化設計方法，其特征 在于，步驟一具體過程如下： 根據人眼視覺暫留效應，暫留時間為1/24S，單翼回旋飛行器的飛行初選轉速ro取r〇> V( 1/24) >75.40rad/s，獲得飛行器的最小轉速為75.40rad/s; 旋轉中屯、到單翼回旋飛行器主翼根部的距離定義為偏屯、距e，根據人眼的分辨力為2角 分，獲得人眼能分辨的最小偏屯、距Gmin =時/60/180,其中P為觀察距離。3. 如權利要求1所述一種基于自旋穩定的單翼回旋飛行器升力優化設計方法，其特征 在于，步驟=的具體過程如下：2.1基于葉素動畳濕合理論，巧得飛行器的動力學非線性模型為： 輸 (7) 其中，Vcm=[U，V，W]T，Vcm是飛行器機體系下速度，〇=[口，9，引了，0是飛行器機體 系下轉動角速度，Faero = [0 ,A , -N]T ,Faero是飛化器機體系下所雙氣動力，Maero = [Mr ,Mn , Ma]T，Mn、Ma和Mr分別為整個化體所受的俯仰力矩、偏航力矩、滾轉力矩，Maern是飛行器機體系 下所受氣動力矩I為飛行器慣量矩陣;m為飛行器總質量，A和N分別為作 用于主翼的法向力、軸向力； 2.2求取線性化模型的解，獲得翼型靜穩定度的取值范圍 將攻角a視為小角度，飛行器處于懸停狀杰，線速度沿各軸分量為零，繞機體系Z軸轉速 固定為ro，^;其中，1為積分替換變 量，Ia表不主翼旋轉擔動所設及至氣的慣量，C為主翼弦長，P為至氣醬度，Cmq、Cmi分別為翼型 力矩系數Cm的常數項和一階系數，Wih為懸停時的誘導速度，Aih表示懸停時誘導速度入流比， Aw和Qi分別表示力巧Mn巧療按力巧Mr擬合系示準化系#，剛其中，n為翼型靜穩定度，4 I為主翼扭轉角，Ad為展弦比的倒數，Iw為主翼展長，e為偏屯、 距;Clq、Cli分別為翼型升力系數Cl的常數項和一階系數；需曰21日12<0,則有 Ki(K-K--1 利用小擾動方法，將P、q視為小量ep、Eq并忽略Ep、eq的二階小量，代入轉動動力學方程 (7)，獲得飛行器的動力學線性化模型 5 藻件，其4 Ki為慣量參數為旋翼氣動參數， ;s為翼型靜穩定度參數； 田于Ki>U，則穩足性條件簡化為 KaKs <1 當飛行器的幾何參數確定后，Ka已固定，此時待設計參數為Ks;保證Ka>0,確定翼型靜 穩定度的取值范圍為4.如權利要求1所述一種基于目兩穩足的早異凹旋飛行器升力優化設計方法，其特征 在于，步驟四的具體過程如下： 由步驟=獲得的飛行器的動力學線性化模型，線性化模型的穩定解對應為每和句;，則根據懸停時線速度沿機體各軸分量為零，獲得翼型靜穩定度與飛行器的懸停攻角之間 的關系式為
【文檔編號】B64C27/54GK105905296SQ201610329445
【公開日】2016年8月31日
【申請日】2016年5月18日
【發明人】王佳楠, 康珅, 單家元
【申請人】北京理工大學