一種小型螺旋翼的升力的計算方法
【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)擺脫了無法自動控制的困境。旋翼飛行器具有垂直起降、 定點懸停和原地轉(zhuǎn)向，機(jī)動靈活等其他飛行器所不具有的優(yōu)點，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者的重視。螺旋翼是旋翼無人機(jī)的動力裝置，研究其 工作的動態(tài)特性有利于飛行器的控制器設(shè)計。
[0003] 旋翼是通過自身的旋轉(zhuǎn)，推動氣體向旋翼下方流動，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并且都經(jīng)過一個控制周期，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，計算螺旋翼升力系 數(shù)C;
[0007] (2)測試穩(wěn)態(tài)下任一時刻螺旋翼的角速度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時刻的螺旋翼角速度;h 是時間步長，系數(shù)chahbij的取值如下：
[0011]
[0012] ⑷利用步驟⑶計算的空氣角速度~⑷）以及實測的螺旋翼角速度Ω (tn)計算 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)動到轉(zhuǎn)了 1/N圈的時間內(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態(tài)模型，目的是用于解決螺旋翼在非穩(wěn)態(tài)運動時的升力 變化，并且考慮到了螺旋翼具有多個葉片的情況使本模型的應(yīng)用范圍更廣。由于螺旋翼轉(zhuǎn) 速改變時與升力到達(dá)穩(wěn)態(tài)時會經(jīng)過一個過度過程。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。所以本模型能夠為控制器帶寬的選取提供依據(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比。
【具體實施方式】
[0020]下面結(jié)合附圖1對本發(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的計算公式為：
[0022]
[0023] 螺旋翼從始轉(zhuǎn)動到轉(zhuǎn)了1/N圈的時間內(nèi)，空氣角速度為零。
[0024] 2、測試螺旋翼在穩(wěn)態(tài)情況下某個轉(zhuǎn)速〇3時的升力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時刻的升力Fn等于該時刻螺旋翼的角速度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。^時刻螺旋翼升力的計算方法如 下：
[0029] (1)利用龍格-庫塔法計算空氣角速度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時刻的螺旋翼角速度;h 是時間步長，系數(shù)Chahbij的取值如下：
[0032]
[0033] (2)tn時刻螺旋翼的升力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)的升力計算方法只是計算螺旋翼穩(wěn)態(tài)時的升力，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。
【主權(quán)項】
1. 一種小型螺旋翼的升力的計算方法，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，計算螺旋翼升力系數(shù)C; (2) 測試穩(wěn)態(tài)下任一時刻螺旋翼的角速度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時刻的螺旋翼角速度;h 是時間步長，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)計算的空氣角速度con(tn)以及實測的螺旋翼角速度Q(tn)計算螺旋 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算方法，其特征在于:所述步驟（1) 中螺旋翼從開始轉(zhuǎn)動到轉(zhuǎn)了 1/N圈的時間內(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，計算螺旋翼升力系數(shù)C；(2)測試穩(wěn)態(tài)下任一時刻螺旋翼的角速度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-庫塔法計算空氣角速度ωn(tn)；(4)利用步驟(3)計算的空氣角速度ωn(tn)以及實測的螺旋翼角速度Ω(tn)計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算方法相比，該方法能夠?qū)崟r計算動態(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】CN105468870
【申請?zhí)枴緾N201510980906
【發(fā)明人】呂騰, 魏宗康
【申請人】北京航天控制儀器研究所
【公開日】2016年4月6日
【申請日】2015年12月23日