CN111553018B - 一种无人机水平测量数据快速处理方法 - Google Patents

一种无人机水平测量数据快速处理方法 Download PDF

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CN111553018B CN202010295531.3A CN202010295531A CN111553018B CN 111553018 B CN111553018 B CN 111553018B CN 202010295531 A CN202010295531 A CN 202010295531A CN 111553018 B CN111553018 B CN 111553018B
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Abstract

本发明公开了一种无人机水平测量数据快速处理方法，涉及航空航天技术领域，包括分别将左机翼和右机翼沿翼展方向等分为多段，并采用CFD仿真一次性获取机翼沿展向的升力分布数据，根据试验数据构建机翼气动特性估算模型，并通过机翼气动特性估算模型进行机翼的水平测量数据分析。本发明公开的一种无人机水平测量数据快速处理方法采用CFD仿真一次性获取机翼沿展向的升力分布数据，结合试验数据以及测量数据，进行产生偏差后的机翼的气动特性估算分析，快速获取水平测量数据分析结果。

Description

一种无人机水平测量数据快速处理方法
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种无人机水平测量数据快速处理方法。
背景技术
为满足无人机快速转运、作战、机动等需求，无人机一般采用模块化设计，在转运过程中各部件分拆运输，到达目的地后进行快速重新组装，每次无人机拆卸组装后都需对飞机进行水平测量，确定飞机机翼的左右对称性以及机翼剖面的扭转角与设计值一致，避免飞机因不对称或者与设计状态不一致造成的气动特性发生重大变化，从而影响飞行安全。
水平测量的数据包含飞机左右机翼的上反角数据，左右机翼各测量机翼剖面扭转角数据。机翼的扭转角和上反角主要影响机翼的升力，如果左右机翼的扭转角或者上反角不一致，会使得飞机产生滚转力矩。目前水平测量数据主要采用CFD仿真分析和基于风洞试验数据的估算两种方法，分析内容包括因左右扭转角和上反角产生的升力增量以及因机翼左右的扭转角和上反角不对称产生的滚转力矩。
CFD仿真方法主要是基于计算流体力学技术（简称CFD），通过对机翼测量数据进行三维建模，对产生偏差的机翼模型进行CFD仿真，获取因机翼偏差产生的气动数据增量。这种方法每次测量都需要建立三维模型、划分计算网格以及完成CFD计算，整个过程耗时长，无法满足无人机在快速转运、作战过程中要求快速分析处理飞机水平测量数据的要求。
基于风洞试验数据的估算方法，根据测量数据对机翼沿展向插值，结合试验数据，获取产生偏差后的气动数据增量。该方法采用估算方法，速度快，但是由于机翼受到机身影响，机翼沿展向的升力分布不均匀，分析的结果与实际情况有一定的差异，数据处理的精度不够高。
发明内容
本发明针对现有技术，提供了一种无人机水平测量数据快速处理方法，采用CFD仿真一次性获取机翼沿展向的升力分布数据，结合试验数据以及测量数据，进行产生偏差后的机翼的气动特性估算分析，快速获取水平测量数据分析结果。
本发明通过下述技术方案实现：所述一种无人机水平测量数据快速处理方法，分别将左机翼和右机翼沿翼展方向等分为多段，并采用CFD仿真一次性获取机翼沿展向的升力分布数据，根据试验数据构建机翼气动特性估算模型，并通过机翼气动特性估算模型进行机翼的水平测量数据分析。
上述技术方案采用CFD仿真一次性获取机翼沿展向的升力分布数据，结合试验数据以及测量数据，进行产生偏差后的机翼的气动特性估算分析，快速获取水平测量数据分析结果。本方法的优点在于只需要使用CFD计算一次，获取机翼沿展向的升力分布，后续每次进行水平测量数据分析时无需再进行CFD计算，直接通过公式快速计算出分析结果，大大节省了分析处理时间，提高了水平测量数据的分析效率。
进一步地，所述机翼气动特性估算模型包括全机升力系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE001
模型和全机滚转力矩系数增量
Figure 210995DEST_PATH_IMAGE002
模型；所诉全机升力系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE003
模型通过式一获得；所述全机滚转力矩系数增量
Figure 659294DEST_PATH_IMAGE004
模型通过式二获得；
Figure 439031DEST_PATH_IMAGE006
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE007
为左机翼第i段机翼分段的升力系数增量；
Figure 365399DEST_PATH_IMAGE008
为左机翼第i段机翼分段的力臂；
Figure DEST_PATH_IMAGE009
为左机翼的展长；
Figure 710929DEST_PATH_IMAGE010
为左机翼的上反角超差值；
Figure DEST_PATH_IMAGE011
为右机翼第i段机翼分段的升力系数增量；
Figure 533392DEST_PATH_IMAGE012
为右机翼第i段机翼分段的力臂；
Figure 331584DEST_PATH_IMAGE013
为右机翼的展长；
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
为右机翼的上反角超差值；
其中，所述
Figure 530484DEST_PATH_IMAGE015
和
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
以通式
Figure 730521DEST_PATH_IMAGE017
表示，所述
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
通过式三获得：
Figure 255043DEST_PATH_IMAGE019
其中，
Figure 9373DEST_PATH_IMAGE020
为第i段机翼的升力线斜率贡献值；
Figure DEST_PATH_IMAGE021
为整段机翼的升力线斜率；
Figure 746384DEST_PATH_IMAGE022
为第i段机翼的扭转角超差值。
上述技术方案中，所述第i段机翼的升力系数增量计算时需要通过第i段机翼的机翼升力线斜率试验修正值
Figure DEST_PATH_IMAGE023
进行修正，得到修正后的第i段机翼的升力系数增量，使其计算获得的机翼气动特性估算引进了偏差因素，获得的结果更加准确。
进一步地，所述第i段机翼的扭转角超差值
Figure 800928DEST_PATH_IMAGE024
和左机翼的上反角超差值
Figure DEST_PATH_IMAGE025
、右机翼的上反角超差值
Figure 761931DEST_PATH_IMAGE026
通过水平测量得到。
进一步地，所述整段机翼的升力线斜率
Figure DEST_PATH_IMAGE027
通过风洞试验获得。
进一步地，每一机翼分段的所述升力线斜率贡献值
Figure 3556DEST_PATH_IMAGE028
通过式四获得：
Figure DEST_PATH_IMAGE029
其中，每一机翼分段的升力线斜率
Figure 809838DEST_PATH_IMAGE030
和整段机翼的升力线斜率
Figure DEST_PATH_IMAGE031
；通过所述CFD仿真方法获取。
进一步地，所述左机翼和右机翼分别沿翼展方向等分为10~15段。
本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：本发明所提供的一种无人机水平测量数据快速处理方法，具有精度高，速度快的优点，能够满足无人机快速转运、作战时进行快速水平测量数据处理的需求。只需要将计算公式编写为程序代码，每次只要输入扭转角超差值和上反角超差值就可以快速计算出水平测量数据的分析结果，分析效率高，实用性好，具有极大的推广应用价值。
附图说明
图1是本申请一些实施例中的理论机翼的俯视图；
图2是本申请一些实施例中的理论右机翼弦平面与测量右机翼弦平面示意图；
图3是本申请一些实施例中的理论机翼剖面与测量机翼剖面示意图；
其中，1-理论右机翼，2-理论左机翼，4-第i段机翼，5-对称面，6-机翼展长
Figure 453309DEST_PATH_IMAGE032
，7-第i段机翼力臂
Figure DEST_PATH_IMAGE033
， 8-上反角理论值，9-上反角测量值，10-上反角超差值，12-测量右机翼，17-扭转角理论值，18-扭转角测量值，19-扭转角超差值。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步地详细说明，但本发明的实施方式不限于此。
本发明为了实现上述目的，采用如下技术方案：首先将机翼（这里的机翼是指左机翼或者右机翼）沿翼展方向等分为10-15段，通过CFD仿真的方法获取第i（i=10-15）段机翼的升力线斜率
Figure 319634DEST_PATH_IMAGE030
以及整段机翼的升力线斜率
Figure 48556DEST_PATH_IMAGE031
。升力线斜率是指机翼每1°攻角产生的升力系数
Figure 658529DEST_PATH_IMAGE034
。通过将第i段机翼的升力线斜率除以整段机翼的升力线斜率得到第i段机翼的升力线斜率贡献值
Figure 156506DEST_PATH_IMAGE035
。
通过水平测量数据得到第i段机翼的扭转角超差值
Figure 928153DEST_PATH_IMAGE024
和上反角超差值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE036
。扭转角和上反角超差值是指水平测量值与理论值的差值。
通过风洞试验获取整段机翼的升力线斜率
Figure 409950DEST_PATH_IMAGE031
，将试验升力线斜率与CFD仿真得到的第i段机翼的升力线斜率贡献值相乘即可得到第i段机翼的机翼升力线斜率试验修正值如下为
Figure 292455DEST_PATH_IMAGE037
。将第i段机翼的升力线斜率试验修正值乘以第i段机翼的扭转角超差值可以得到该段机翼的升力系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE038
。
将第i段机翼的升力系数增量乘以上反角超差值的余弦值得到考虑上反角超差的第i段机翼的升力系数增量
Figure 176098DEST_PATH_IMAGE039
。将每一段机翼的升力系数增量求和，得到整段机翼的升力系数增量本发明为了实现上述目的，采用如下技术方案：首先将机翼（这里的机翼是指左机翼或者右机翼）沿翼展方向等分为10-15段，通过CFD仿真的方法获取第i（i=10-15）段机翼的升力线斜率
Figure 118646DEST_PATH_IMAGE030
以及整段机翼的升力线斜率
Figure 556580DEST_PATH_IMAGE031
。升力线斜率是指机翼每1°攻角产生的升力系数
Figure 508356DEST_PATH_IMAGE034
。通过将第i段机翼的升力线斜率除以整段机翼的升力线斜率得到第i段机翼的升力线斜率贡献值
Figure DEST_PATH_IMAGE040
。
通过水平测量数据得到第i段机翼的扭转角超差值
Figure 980926DEST_PATH_IMAGE024
和上反角超差值
Figure 625533DEST_PATH_IMAGE036
。扭转角和上反角超差值是指水平测量值与理论值的差值。
通过风洞试验获取整段机翼的升力线斜率
Figure 550764DEST_PATH_IMAGE031
，将试验升力线斜率与CFD仿真得到的第i段机翼的升力线斜率贡献值相乘即可得到第i段机翼的机翼升力线斜率试验修正值如下为
Figure 775072DEST_PATH_IMAGE037
。将第i段机翼的升力线斜率试验修正值乘以第i段机翼的扭转角超差值可以得到该段机翼的升力系数增量
Figure 367727DEST_PATH_IMAGE038
。
将第i段机翼的升力系数增量乘以上反角超差值的余弦值得到考虑上反角超差的第i段机翼的升力系数增量
Figure 652078DEST_PATH_IMAGE041
。将每一段机翼的升力系数增量求和，得到整段机翼的升力系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE042
。左右机翼分别采用以上的方法可以分别得到左右机翼的升力系数增量
Figure 64605DEST_PATH_IMAGE043
和
Figure DEST_PATH_IMAGE044
。全机的升力系数增量
Figure 623762DEST_PATH_IMAGE045
为左右机翼升力系数增量之和
Figure DEST_PATH_IMAGE046
。
将第i段机翼考虑上反角超差的升力系数增量乘以第i段机翼的力臂
Figure 336503DEST_PATH_IMAGE047
（
Figure 526176DEST_PATH_IMAGE047
是指第i段机翼的中心点到飞机对称面5的距离）除以机翼展长
Figure DEST_PATH_IMAGE048
得到第i段机翼产生的滚转力矩系数增量
Figure 957158DEST_PATH_IMAGE049
。将每一段机翼的滚转力矩系数增量求和，得到整段机翼的滚转力矩系数增量
Figure 523268DEST_PATH_IMAGE050
。左右机翼分别采用以上的方法可以得到左右机翼的滚转力矩系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE051
和
Figure 824937DEST_PATH_IMAGE052
。全机的滚转力矩系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE053
为左右机翼升力系数增量之和
Figure 716669DEST_PATH_IMAGE054
。
通过以上的方法可以得到全机水平测量数据最终的分析结果，全机升力系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE055
和全机滚转力矩系数增量
Figure 634947DEST_PATH_IMAGE056
。左右机翼分别采用以上的方法可以分别得到左右机翼的升力系数增量
Figure 4748DEST_PATH_IMAGE057
和
Figure 895344DEST_PATH_IMAGE058
。全机的升力系数增量
Figure 223557DEST_PATH_IMAGE059
为左右机翼升力系数增量之和
Figure DEST_PATH_IMAGE060
。
将第i段机翼考虑上反角超差的升力系数增量乘以第i段机翼的力臂
Figure 832393DEST_PATH_IMAGE047
（
Figure 537044DEST_PATH_IMAGE047
是指第i段机翼的中心点到飞机对称面5的距离）除以机翼展长bA得到第i段机翼产生的滚转力矩系数增量
Figure 547725DEST_PATH_IMAGE049
。将每一段机翼的滚转力矩系数增量求和，得到整段机翼的滚转力矩系数增量
Figure 515681DEST_PATH_IMAGE042
。左右机翼分别采用以上的方法可以得到左右机翼的滚转力矩系数增量
Figure 611813DEST_PATH_IMAGE051
和
Figure 854575DEST_PATH_IMAGE052
。全机的滚转力矩系数增量
Figure 719763DEST_PATH_IMAGE053
为左右机翼升力系数增量之和
Figure 858621DEST_PATH_IMAGE054
。
通过以上的方法可以得到全机水平测量数据最终的分析结果，全机升力系数增量
Figure 973207DEST_PATH_IMAGE055
和全机滚转力矩系数增量
Figure 222923DEST_PATH_IMAGE056
。
其具体实施例如下：
如图1所示，分别将理论右机翼1和理论左机翼2等分为10段，通过CFD仿真方法得到理论机翼的升力线斜率
Figure 208196DEST_PATH_IMAGE061
以及第i段机翼升力线斜率
Figure 49113DEST_PATH_IMAGE030
，则第i段机翼4的升力线斜率贡献值
Figure 119838DEST_PATH_IMAGE062
计算公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE063
如图2所示，通过水平测量获取上反角超差值
Figure 173244DEST_PATH_IMAGE064
，上反角超差值
Figure 544183DEST_PATH_IMAGE064
由上反角测量值9减去上反角理论值8得到。
如图3所示，通过水平测量获取扭转角超差值
Figure DEST_PATH_IMAGE065
，扭转角超差值
Figure 24843DEST_PATH_IMAGE065
由扭转角测量值18减去扭转角理论值17。
通过风洞试验得到理论机翼的升力线斜率
Figure 848442DEST_PATH_IMAGE031
，根据CFD仿真得到的第i段机翼4的升力线斜率贡献
Figure 705540DEST_PATH_IMAGE062
，可以得到第i段机翼4升力线斜率试验修正值
Figure 399826DEST_PATH_IMAGE066
，计算公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE067
根据第i段机翼4的升力线斜率试验修正值
Figure 582546DEST_PATH_IMAGE066
和扭转角超差值
Figure 627862DEST_PATH_IMAGE065
，可以得到第i段机翼4的升力系数增量
Figure 23072DEST_PATH_IMAGE068
，其计算公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE069
第i段机翼4的升力系数增量不仅受到扭转角超差值19影响，同时也受上反角超差值10的影响，考虑上发角超差后最终的升力系数增量
Figure 103023DEST_PATH_IMAGE070
计算公式如下：
Figure DEST_PATH_IMAGE071
将第i段机翼4最终的升力系数增量
Figure 722223DEST_PATH_IMAGE072
乘以第i段机翼力臂
Figure DEST_PATH_IMAGE073
除以机翼展长
Figure 520415DEST_PATH_IMAGE074
得到第i段机翼4产生的滚转力矩系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE075
，其计算公式如下：
Figure 719315DEST_PATH_IMAGE076
右机翼1的第i段机翼4最终的升力系数增量为
Figure DEST_PATH_IMAGE077
，左机翼2的第i段机翼4最终的升力系数增量为
Figure 653773DEST_PATH_IMAGE078
，其计算公式与公式（4）相同。
右机翼1的第i段机翼4滚转力矩系数增量为
Figure DEST_PATH_IMAGE079
，左机翼2的第i段机翼4的滚转力矩系数系数增量为
Figure 443874DEST_PATH_IMAGE080
，其计算公式与公式（5）相同。
右机翼1的升力系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE081
可以将1-右机翼的每一段机翼最终的升力系数增量叠加得到，计算公式如下：
Figure 198204DEST_PATH_IMAGE082
左机翼2的升力系数增量
Figure 466374DEST_PATH_IMAGE083
可以将左机翼2的每一段机翼最终的升力系数增量叠加得到，计算公式如下：
Figure 989759DEST_PATH_IMAGE084
全机的升力系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE085
为左右机翼升力系数增量之和，公式如下：
Figure 419604DEST_PATH_IMAGE086
右机翼1的滚转力矩系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE087
可以将右机翼1的每一段机翼的滚转力矩系数增量叠加得到，计算公式如下：
Figure 926808DEST_PATH_IMAGE088
左机翼2的滚转力矩系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE089
可以将左机翼2的每一段机翼的滚转力矩系数增量叠加得到，计算公式如下：
Figure 998670DEST_PATH_IMAGE090
全机的滚转力矩系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE091
为左右机翼滚转力矩系数增量之和，公式如下：
Figure 642141DEST_PATH_IMAGE092
通过上述的方法则可以得到最终的水平测量数据分析结果
Figure 508465DEST_PATH_IMAGE091
和
Figure DEST_PATH_IMAGE093
。只要将上述公式编写成代码，每次输入上反角超差值
Figure 237387DEST_PATH_IMAGE094
和扭转角超差值
Figure DEST_PATH_IMAGE095
就可以快速得到准确的水平测量数据分析结果，大量节省了数据分析处理时间，且提升了分析结果的准确性，实用性较好。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种无人机水平测量数据快速处理方法，其特征在于：分别将左机翼和右机翼沿翼展方向等分为多段，并采用CFD仿真一次性获取机翼沿展向的升力分布数据，根据试验数据构建机翼气动特性估算模型，并通过机翼气动特性估算模型进行机翼的水平测量数据分析；所述机翼气动特性估算模型包括全机升力系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE002
模型和全机滚转力矩系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE004
模型；所述全机升力系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE006
模型通过式一获得；所述全机滚转力矩系数增量
Figure DEST_PATH_IMAGE008
模型通过式二获得；
Figure DEST_PATH_IMAGE010
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE012
为左机翼第i段机翼分段的升力系数增量；
Figure DEST_PATH_IMAGE014
为左机翼第i段机翼分段的力臂；
Figure DEST_PATH_IMAGE016
为左机翼的展长；
Figure DEST_PATH_IMAGE018
为左机翼的上反角超差值；
Figure DEST_PATH_IMAGE020
为右机翼第i段机翼分段的升力系数增量；
Figure DEST_PATH_IMAGE022
为右机翼第i段机翼分段的力臂；
Figure DEST_PATH_IMAGE024
为右机翼的展长；
Figure DEST_PATH_IMAGE026
为右机翼的上反角超差值；
其中，所述
Figure DEST_PATH_IMAGE028
和
Figure DEST_PATH_IMAGE030
以通式
Figure DEST_PATH_IMAGE032
表示，所述
Figure DEST_PATH_IMAGE034
通过式三获得：
Figure DEST_PATH_IMAGE036
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE037
为第i段机翼的升力线斜率贡献值；
Figure DEST_PATH_IMAGE039
为整段机翼的升力线斜率；
Figure DEST_PATH_IMAGE041
为第i段机翼的扭转角超差值。
2.根据权利要求1所述的一种无人机水平测量数据快速处理方法，其特征在于，所述第i段机翼的扭转角超差值
Figure DEST_PATH_IMAGE043
和左机翼的上反角超差值
Figure DEST_PATH_IMAGE045
、右机翼的上反角超差值
Figure DEST_PATH_IMAGE047
通过水平测量得到。
3.根据权利要求1所述的一种无人机水平测量数据快速处理方法，其特征在于，所述整段机翼的升力线斜率
Figure DEST_PATH_IMAGE049
通过风洞试验获得。
4.根据权利要求1所述的一种无人机水平测量数据快速处理方法，其特征在于，每一机翼分段的所述升力线斜率贡献值
Figure DEST_PATH_IMAGE050
通过式四获得：
Figure DEST_PATH_IMAGE052
其中，每一机翼分段的升力线斜率
Figure DEST_PATH_IMAGE054
和整段机翼的升力线斜率
Figure DEST_PATH_IMAGE056
；通过所述CFD仿真方法获取。
5.根据权利要求1~4任一项所述的一种无人机水平测量数据快速处理方法，其特征在于，所述左机翼和右机翼分别沿翼展方向等分为10~15段。
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