一種小型螺旋翼的升力的計(jì)算方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種螺旋翼升力和轉(zhuǎn)速關(guān)系確定方法，屬于飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 近年來得益于微機(jī)電(MEMS)和計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，出現(xiàn)了微小型的姿態(tài)和位置測 量傳感器，使得小型多旋翼無人機(jī)擺脫了無法自動(dòng)控制的困境。旋翼飛行器具有垂直起降、 定點(diǎn)懸停和原地轉(zhuǎn)向，機(jī)動(dòng)靈活等其他飛行器所不具有的優(yōu)點(diǎn)，在一些地理環(huán)境復(fù)雜，空間 狹小，和需要持續(xù)關(guān)注某一地區(qū)的情況下，旋翼飛行器無疑是最合適的選擇。多旋翼無人機(jī) 越來越受到軍方、科研人員和大眾消費(fèi)者的重視。螺旋翼是旋翼無人機(jī)的動(dòng)力裝置，研究其 工作的動(dòng)態(tài)特性有利于飛行器的控制器設(shè)計(jì)。
[0003] 旋翼是通過自身的旋轉(zhuǎn)，推動(dòng)氣體向旋翼下方流動(dòng)，從而產(chǎn)生向上的反作用力。其 作用力的大小與轉(zhuǎn)速成正比例關(guān)系。目前，對(duì)螺旋翼的建模多采用轉(zhuǎn)速的二次方與升力成 正比的關(guān)系式，該模型是描述螺旋翼在穩(wěn)定工作狀態(tài)時(shí)角速度和升力的關(guān)系，不能反映螺 旋翼的具有角加速度時(shí)的角速度與升力變化關(guān)系。旋翼無人機(jī)的控制多采用負(fù)反饋的方 法，每一次控制輸出一次控制信號(hào)并且都經(jīng)過一個(gè)控制周期，所以螺旋翼并不能持續(xù)地處 于穩(wěn)態(tài)工作狀態(tài)，因此以前的螺旋翼升力模型并不準(zhǔn)確。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種小型螺旋翼的升力的 計(jì)算方法。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)方案是:一種小型螺旋翼的升力的計(jì)算方法，步驟如下：
[0006] (1)假設(shè)空氣角速度為零，測試螺旋翼穩(wěn)定前的角速度和升力，計(jì)算螺旋翼升力系 數(shù)C;
[0007] (2)測試穩(wěn)態(tài)下任一時(shí)刻螺旋翼的角速度Ω s和升力Fs，確定空氣角速度與螺旋翼 角速度的比例關(guān)系式中的常數(shù)α的值；
[0008] (3)根據(jù)步驟(1)、（2)的結(jié)果，利用龍格-庫塔法計(jì)算空氣角速度《"(1);具體公式 為：
[0009]
[0010] 其中
i，慣性環(huán)節(jié)系數(shù)
延時(shí)系數(shù)
，比例系數(shù)Κη = α · Ω (tn)，a為常數(shù)，Ω (tn)為測試的tn時(shí)刻的螺旋翼角速度;h 是時(shí)間步長，系數(shù)chahbij的取值如下：
[0011]
[0012] ⑷利用步驟⑶計(jì)算的空氣角速度~⑷）以及實(shí)測的螺旋翼角速度Ω (tn)計(jì)算 螺旋翼的升力
；其中P為空氣密度，N為螺旋翼的葉片數(shù)。
[0013] 所述步驟(1)中螺旋翼從開始轉(zhuǎn)動(dòng)到轉(zhuǎn)了 1/N圈的時(shí)間內(nèi)，空氣角速度為零。
[0014]所述步驟(2)中的
[0015]
[0016] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：
[0017] 本發(fā)明建立了螺旋翼的動(dòng)態(tài)模型，目的是用于解決螺旋翼在非穩(wěn)態(tài)運(yùn)動(dòng)時(shí)的升力 變化，并且考慮到了螺旋翼具有多個(gè)葉片的情況使本模型的應(yīng)用范圍更廣。由于螺旋翼轉(zhuǎn) 速改變時(shí)與升力到達(dá)穩(wěn)態(tài)時(shí)會(huì)經(jīng)過一個(gè)過度過程。過渡過程的越短螺旋翼的升力越快的到 達(dá)穩(wěn)態(tài)，使得進(jìn)行一次控制的周期越短。所以本模型能夠?yàn)榭刂破鲙挼倪x取提供依據(jù)。
【附圖說明】
[0018] 圖1本方法的流程圖。
[0019]圖2仿真曲線和本方法得到的曲線對(duì)比。
【具體實(shí)施方式】
[0020]下面結(jié)合附圖1對(duì)本發(fā)明做詳細(xì)說明，具體步驟如下：
[0021 ] 1、測試螺旋翼在空氣角速度為零的情況下螺旋翼的某一角速度Ω。和其升力F。。螺 旋翼的升力系數(shù)為C的計(jì)算公式為：
[0022]
[0023] 螺旋翼從始轉(zhuǎn)動(dòng)到轉(zhuǎn)了1/N圈的時(shí)間內(nèi)，空氣角速度為零。
[0024] 2、測試螺旋翼在穩(wěn)態(tài)情況下某個(gè)轉(zhuǎn)速〇3時(shí)的升力Fs<3a為比例系數(shù)1中的常數(shù)，其 具體公式為：
[0025]
[0026] 3、計(jì)算慣性環(huán)節(jié)系數(shù)Tn的值和延遲系數(shù)^的值，其具體公式為：
[0027]
[0028] 4、tn時(shí)刻的升力Fn等于該時(shí)刻螺旋翼的角速度Ω (tn)與空氣角速度(〇"差值的平 方，乘以螺旋翼升力系數(shù)C、空氣密度P和葉片數(shù)量的一半。^時(shí)刻螺旋翼升力的計(jì)算方法如 下：
[0029] (1)利用龍格-庫塔法計(jì)算空氣角速度con(tn);具體公式為：
[0030]
[0031] 其中
慣性環(huán)節(jié)系ij
延時(shí)系數(shù)
:匕例系數(shù)Κη = α · Ω (tn)，a為常數(shù)，Ω (tn)為測試的tn時(shí)刻的螺旋翼角速度;h 是時(shí)間步長，系數(shù)Chahbij的取值如下：
[0032]
[0033] (2)tn時(shí)刻螺旋翼的升力Fn的具體公式為：
[0034]
[0035] 本發(fā)明中涉及的測試時(shí)的螺旋翼角速度和升力可以利用仿真軟件仿真得到，也可 以利用目前常用的測試設(shè)備進(jìn)行測試。附圖2中灰色曲線(箭頭指向的曲線)為仿真的結(jié)果， 黑色曲線為本方法的結(jié)果。傳統(tǒng)的升力計(jì)算方法只是計(jì)算螺旋翼穩(wěn)態(tài)時(shí)的升力，忽略了到 達(dá)穩(wěn)態(tài)之前的過度過程，本方補(bǔ)充了傳統(tǒng)方法在這一方面的欠缺并且適用于具有N個(gè)葉片 的螺旋翼。
[0036]本發(fā)明未詳細(xì)說明部分屬于本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識(shí)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種小型螺旋翼的升力的計(jì)算方法，其特征在于步驟如下： (1) 假設(shè)空氣角速度為零，測試螺旋翼穩(wěn)定前的角速度和升力，計(jì)算螺旋翼升力系數(shù)C; (2) 測試穩(wěn)態(tài)下任一時(shí)刻螺旋翼的角速度Ω s和升力Fs，確定空氣角速度與螺旋翼角速 度的比例關(guān)系式中的常數(shù)α的值； (3) 根據(jù)步驟(1)、（2)的結(jié)果，利用龍格-庫塔法計(jì)算空氣角速度〇^(仏）；具體公式為： (?η I ! i I ) = (0" {(η ) + Λ (ΓΙ^? + CZkZ + C.^：, + ) K = s{ta^") - k2 = * + a2l^&n + h，ni\k\ ) k:; = + arJ^ + h [b:A + hnki)) k4 = g b + d-A⑴,,+ Hhiki + hJc2 + 十 h-v'k'')) 其中慣性環(huán)節(jié)系數(shù)、延時(shí)系數(shù) 9π = jmjyy，比例系數(shù)Κη = α · Ω (tn)，α為常數(shù)，Ω (tn)為測試的tn時(shí)刻的螺旋翼角速度;h 是時(shí)間步長，系數(shù)chahbij的取值如下： c\ ~ t c2 = 2, % = 2,，c4 = 1 _ 1 _1 ,= 25 °-t ^21 = ^- /1 , = 〇, &32 = -·, fe41 = 〇, hA2 - 0,: b43 ~ 1 (4) 利用步驟(3)計(jì)算的空氣角速度con(tn)以及實(shí)測的螺旋翼角速度Q(tn)計(jì)算螺旋 翼的升力巧=令/^[〇(，")-6>(，,,)] 2;其4^為空氣密度』為螺旋翼的葉片數(shù)。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種小型螺旋翼升力的計(jì)算方法，其特征在于:所述步驟（1) 中螺旋翼從開始轉(zhuǎn)動(dòng)到轉(zhuǎn)了 1/N圈的時(shí)間內(nèi)，空氣角速度為零。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種小型螺旋翼升力的計(jì)算方法，其特征在于:所述步驟(2) 中的 ,/ 2F a =1 - 4 〇 ipcn：
【專利摘要】本發(fā)明提供了一種小型螺旋翼的升力的計(jì)算方法，步驟如下：(1)假設(shè)空氣角速度為零，測試螺旋翼穩(wěn)定前的角速度和升力，計(jì)算螺旋翼升力系數(shù)C；(2)測試穩(wěn)態(tài)下任一時(shí)刻螺旋翼的角速度Ωs和升力Fs，確定空氣角速度與螺旋翼角速度的比例關(guān)系式中的常數(shù)α的值；(3)利用龍格-庫塔法計(jì)算空氣角速度ωn(tn)；(4)利用步驟(3)計(jì)算的空氣角速度ωn(tn)以及實(shí)測的螺旋翼角速度Ω(tn)計(jì)算螺旋翼的升力其中ρ為空氣密度，N為螺旋翼的葉片數(shù)。與一般的螺旋翼升力計(jì)算方法相比，該方法能夠?qū)崟r(shí)計(jì)算動(dòng)態(tài)過程中具有不同葉片數(shù)的螺旋翼的升力。
【IPC分類】G06F17/50
【公開號(hào)】CN105468870
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510980906
【發(fā)明人】呂騰, 魏宗康
【申請(qǐng)人】北京航天控制儀器研究所
【公開日】2016年4月6日
【申請(qǐng)日】2015年12月23日