CN113895645A - 一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法 - Google Patents

一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113895645A
CN113895645A CN202111498856.2A CN202111498856A CN113895645A CN 113895645 A CN113895645 A CN 113895645A CN 202111498856 A CN202111498856 A CN 202111498856A CN 113895645 A CN113895645 A CN 113895645A
Authority
CN
China
Prior art keywords
takeoff
propeller
calculating
unmanned aerial
aerial vehicle
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202111498856.2A
Other languages
English (en)
Inventor
曲建清
宁文辉
竹军
卫海粟
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Sichuan Tengdun Technology Co Ltd
Original Assignee
Sichuan Tengdun Technology Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Sichuan Tengdun Technology Co Ltd filed Critical Sichuan Tengdun Technology Co Ltd
Priority to CN202111498856.2A priority Critical patent/CN113895645A/zh
Publication of CN113895645A publication Critical patent/CN113895645A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/11—Propulsion using internal combustion piston engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2201/00—UAVs characterised by their flight controls

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)

Abstract

本发明公开了一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法，包括以下步骤：S1、通过无人机起飞重量计算离地起飞真速；S2、根据离地起飞真速和发动机风门开度计算螺旋桨进距比，并根据螺旋桨进距比计算全机等效拉力系数和螺旋桨拉力；S3、根据全机等效拉力系数、螺旋桨拉力以及襟翼舵出舵量计算升力和阻力，并根据升力和阻力计算剩余推力；S4、根据升力和阻力计算起飞滑跑时间和起飞滑跑距离，并根据起飞滑跑时间和起飞滑跑距离计算起飞平均合力；S5、根据升力、阻力以及起飞高度计算平均爬升率、平均爬升梯度和爬升角，进而得到滑跑和爬升所需的总时间和总距离。

Description

一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法
技术领域
本发明属于无人机技术领域，具体涉及一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法。
背景技术
随着我国通用航空的高速发展，通用机场越来越多，但各机场跑道长度、升降带、净空区障碍物情况存在显著差异，需要对不同起飞能力的飞机进行适用性分析以保障飞行安全。尽管中国民航适航规定CCAR23和CCAR25对螺旋桨飞机的起飞性能和起飞航迹都作了具体的规定，甚至给出了方法名称，但没有明确方法的设计思路和计算流程。
不同于有人机，无人机的起飞过程由程序设定自主起飞逻辑实现，需要基于不同重量、不同构型和不同海拔高度（不同功率）下的起飞性能和越障能力的分析结果，设计自主起飞逻辑。尤其是，低速螺旋桨无人机自身起飞能力弱，受自主起飞逻辑控制，其在不同通航机场条件的使用能力存在不确定性，起飞安全受到威胁，甚至造成严重的财产和生命损失，需要进行与通航机场条件适用性的精确计算和分析。通航机场低速螺旋桨无人机短跑道起飞越障场景如图1所示。
发明内容
本发明的目的在于，为克服现有技术缺陷，提供了一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法。
本发明目的通过下述技术方案来实现：一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法，包括以下步骤：
S1、通过无人机起飞重量计算离地起飞真速；
S2、根据离地起飞真速和发动机风门开度计算螺旋桨进距比，并根据螺旋桨进距比计算全机等效拉力系数和螺旋桨拉力；
S3、根据全机等效拉力系数、螺旋桨拉力以及襟翼舵出舵量计算升力和阻力，并根据升力和阻力计算剩余推力；
S4、根据升力和阻力计算起飞滑跑时间和起飞滑跑距离，并根据起飞滑跑时间和起飞滑跑距离计算起飞平均合力；
S5、根据升力、阻力以及起飞高度计算平均爬升率、平均爬升梯度和爬升角，进而得到滑跑和爬升所需的总时间和总距离。
前述本发明主方案及其各进一步选择方案可以自由组合以形成多个方案，均为本发明可采用并要求保护的方案。本领域技术人员在了解本发明方案后根据现有技术和公知常识可明了有多种组合，均为本发明所要保护的技术方案，在此不做穷举。
本发明的有益效果：本发明提出了一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力的计算和分析方法，该方法通用性强，符合CCAR23和CCAR25规定的多种螺旋桨飞机，也符合起飞能力更弱的低速螺旋桨无人机，经过无人机实际飞行验证，数据准确可用。
附图说明
图1是背景技术中短跑道起飞越障场景示意图；
图2是本发明流程示意图；
图3是本发明离地起飞受力分析示意图；
图4是本发明爬升受力分析示意图；
图5是本发明无人机不同重量起飞爬升航迹示意图。
具体实施方式
以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。
需要说明的是，为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。
在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
另外，本发明要指出的是，本发明中，如未特别写出具体涉及的结构、连接关系、位置关系、动力来源关系等，则本发明涉及的结构、连接关系、位置关系、动力来源关系等均为本领域技术人员在现有技术的基础上，可以不经过创造性劳动可以得知的。
实施例1：
参考图2所示，本发明公开了一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法，包括以下步骤：
S1、通过无人机起飞重量计算离地起飞真速：
根据试飞数据建立的海平面标准大气压下起飞重量与抬前轮表速对应关系，对无人机起飞重量MASS进行插值得到抬前轮表速
Figure 903601DEST_PATH_IMAGE001
，再根据海平面标准大气密度
Figure 2007DEST_PATH_IMAGE002
和机场大气密度
Figure DEST_PATH_IMAGE003
将抬前轮表速
Figure 628161DEST_PATH_IMAGE004
转换为抬前轮真速
Figure DEST_PATH_IMAGE005
，所述抬前轮真速
Figure 562750DEST_PATH_IMAGE005
的计算公式为：
Figure 932551DEST_PATH_IMAGE006
根据无人机抬前轮真速
Figure 88726DEST_PATH_IMAGE005
与离地真速转换模型计算离地真速
Figure DEST_PATH_IMAGE007
，其计算公式为：
Figure 948098DEST_PATH_IMAGE008
上式中，KVT为离地真速转换模型的转换因子。
S2、根据离地起飞真速和发动机风门开度计算螺旋桨进距比，并根据螺旋桨进距比计算全机等效拉力系数和螺旋桨拉力：
将无人机滑跑起飞时发动机的风门开度设定为DTR，根据无人机试飞数据建立的发动机风门开度与转速对应关系（风门开度-转速对应模型），对DTR进行插值得到插值发动机转速RPMR，选定转速-最大连续功率模型，将转速代入该模型得到最大连续功率ENGPOR，根据该无人机螺旋桨-发动机匹配关系，计算发动机输出至螺旋桨做功功率ENGPR，计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE009
其中，KP为由试飞数据分析得到的发动机功率修正系数，AeroPresRec为发动机进气道总压恢复系数，
Figure 556933DEST_PATH_IMAGE010
为单台发动机提取功率。
根据发动机-螺旋桨传动比模型确定传动比
Figure DEST_PATH_IMAGE011
，并计算螺旋桨功率系数CPR和螺旋桨进距比LAGR，计算公式为：
Figure 464847DEST_PATH_IMAGE012
Figure DEST_PATH_IMAGE013
上式中，R为螺旋桨直径。
对CPR和LAGR进行插值计算得到CTR，根据螺旋桨拉力效率修正模型和无人机理论螺旋桨装机拉力效率
Figure 790042DEST_PATH_IMAGE014
计算修正螺旋桨装机拉力效率
Figure DEST_PATH_IMAGE015
，并计算螺旋桨拉力TR，计算公式为：
Figure 757998DEST_PATH_IMAGE016
Figure DEST_PATH_IMAGE017
上式中，
Figure 916447DEST_PATH_IMAGE018
为螺旋桨拉力效率修正模型的修正因子。
考虑拉桨滑流影响，根据螺旋桨进距比LAGR、机翼参考面积SREF和拉桨发动机数量N，将螺旋桨拉力系数转化为全机等效拉力系数GCTR，计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE019
。
S3、根据全机等效拉力系数、螺旋桨拉力以及襟翼舵出舵量计算升力和阻力，并根据升力和阻力计算剩余推力：
根据无人机抬前轮时刻的飞行姿态，计算离地升力L、阻力D、气动俯仰力矩MQ，图3为无人机离地起飞时刻受力分析示意图。计算公式为：
Figure 628051DEST_PATH_IMAGE020
Figure DEST_PATH_IMAGE021
Figure 571867DEST_PATH_IMAGE022
上式中，CLR为升力系数，CDR为阻力系数，CMR为俯仰力矩系数，BA为纵向参考弦长。
将离地迎角ALFR、襟翼舵出舵量BETR、升降舵出舵量DER、襟翼舵出舵量DFR、襟副翼舵出舵量DFAR、机场海拔高度RWHR和全机等效拉力系数GCTR，根据风洞实验所得的气动力模型LONUAVInterp计算升力系数CLR、阻力系数CDR和俯仰力矩系数CMR，计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE023
将离地起飞时所受的力分解为水平方向上的合力DF和垂直方向上的合力F，计算公式为：
Figure 710725DEST_PATH_IMAGE024
Figure DEST_PATH_IMAGE025
上式中，
Figure 90890DEST_PATH_IMAGE026
为发动机安装角，
Figure DEST_PATH_IMAGE027
为爬升角，初始值为0，随着DF的大小发生变化。
设定无人机的离地迎角为M度附近，在其他气动数据设定为固定值的情况下，根据函数F(ALFR)在M附近的零点计算离地起飞迎角
Figure 606185DEST_PATH_IMAGE028
。
根据发动机推力产生的俯仰力矩TL、全机重心坐标CGREF和发动机重心坐标MCGREF以及气动俯仰力矩MQ计算离地起飞俯仰力矩
Figure DEST_PATH_IMAGE029
，计算公式为：
Figure 903043DEST_PATH_IMAGE030
Figure DEST_PATH_IMAGE031
无人机设定的升舵量为N度附近，根据函数
Figure 212802DEST_PATH_IMAGE032
在N度的零点计算离地起飞升降舵出舵量
Figure DEST_PATH_IMAGE033
，将离地起飞迎角
Figure 80264DEST_PATH_IMAGE028
和离地起飞升降舵出舵量
Figure 133671DEST_PATH_IMAGE034
带入气动力模型得到升力系数CLR和阻力系数CDR，通过升力系数CLR和阻力系数CDR计算起飞时的升力
Figure DEST_PATH_IMAGE035
、阻力
Figure 973451DEST_PATH_IMAGE036
以及剩余推力
Figure DEST_PATH_IMAGE037
。
起飞滑跑时的升力
Figure 267160DEST_PATH_IMAGE038
和阻力
Figure 825180DEST_PATH_IMAGE036
计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE039
Figure 479015DEST_PATH_IMAGE040
其中，y 2为滑跑速度。
S4、根据升力和阻力计算起飞滑跑时间和起飞滑跑距离，并根据起飞滑跑时间和起飞滑跑距离计算起飞平均合力：
无人机自主起飞的风门开度为DTR，若起飞滑跑加速时间t小于风门指令软化时间与达到最大转速时间之和t s ，DTR由初始风门开度DT s0 与最大风门开度DT max 计算得出，根据步骤S2计算螺旋桨输出拉力和单发全机等效拉力系数。
Figure DEST_PATH_IMAGE041
离地迎角ALFR为无人机停机角ALF0，令y=[y 1,y 2]，y 1为滑跑水平距离。
根据起飞滑跑时的升力
Figure 438881DEST_PATH_IMAGE038
和阻力
Figure 90442DEST_PATH_IMAGE036
计算起飞滑跑加速度a，计算公式为：
Figure 870179DEST_PATH_IMAGE042
其中， u为跑道滚动摩擦系数，RunwaySlope为机场跑道坡度，Q为中间参数，Q的计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE043
其中，W为无人机起飞重量（N）。
根据起飞滑跑加速度a和y可得函数关系a=f(t,y)，根据y的初值y=[ (y10y20 )]，可通过积分
Figure 568184DEST_PATH_IMAGE044
得到起飞滑跑时间点t的列向量和解数组y，y中的每一行都与t的相应行中返回的时间相对应，y的第一列与y1相对应，第二列与y2相对应；tA为大致预估的起飞滑跑时间，tA大于试飞验证的最大起飞滑跑时间。
当y 2与离地真速
Figure DEST_PATH_IMAGE045
相等时，可得起飞滑跑时间
Figure 382556DEST_PATH_IMAGE046
和起飞滑跑距离
Figure DEST_PATH_IMAGE047
，进而计算起飞平均合力
Figure 267336DEST_PATH_IMAGE048
，计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE049
。
S5、根据升力、阻力以及起飞高度计算平均爬升率、平均爬升梯度和爬升角，进而得到滑跑和爬升所需的总时间和总距离。
无人机在爬升阶段的气动数据随起落架、襟翼和襟副翼等收放情况发生变化，在起落架开始收起之前，无人机气动数据设定为气动数据一; 起落架收起到襟翼和襟副翼开始收起之前，无人机气动数据设定为气动数据二；襟翼和襟副翼收起至转入正常爬升高度，无人机气动数据设定为气动数据三。
设定x1为爬升水平距离，x2为水平速度，x3为垂直海拔高度，x4为垂直速度，爬升角γ的计算公式为：
Figure 534369DEST_PATH_IMAGE050
根据试飞建立的起飞重量模型得到重量影响因子THETAMAX。若γ的值不小于THETAMAX与迎角ALFR之差，则对垂直速度进行修正，计算爬升速度VT，计算公式为：
Figure DEST_PATH_IMAGE051
利用步骤S2计算出螺旋桨输出拉力和单发全机等效拉力系数，由步骤S3计算爬升时的升力和阻力，将爬升合力分解为水平方向合力F x 和垂直方向合力F y ，图4为爬升受力分析示意图，计算公式为：
Figure 546319DEST_PATH_IMAGE052
Figure DEST_PATH_IMAGE053
计算爬升阶段水平方向上的加速度a x ，垂直方向上的加速度a y 和爬升高度HR，计算公式为：
Figure 215197DEST_PATH_IMAGE054
Figure DEST_PATH_IMAGE055
Figure 208561DEST_PATH_IMAGE056
根据水平速度、水平加速度、垂直速度、垂直加速度可得关系式：
Figure DEST_PATH_IMAGE057
根据初值
Figure 25207DEST_PATH_IMAGE058
，通过积分
Figure DEST_PATH_IMAGE059
得到时间点t的列向量和解数组b，b中的每一行都与t的相应行中返回的时间相对应，b的第一列与b1相对应，第二列与b2相对应，tB为大致预估的爬升时间，tB大于试飞验证的最大爬升时间。
当爬升到规定的海拔高度
Figure 27798DEST_PATH_IMAGE060
时，可得爬升时间
Figure DEST_PATH_IMAGE061
、爬升水平速度
Figure 862768DEST_PATH_IMAGE062
、爬升率
Figure DEST_PATH_IMAGE063
、爬升水平距离
Figure 27033DEST_PATH_IMAGE064
、爬升距离
Figure DEST_PATH_IMAGE065
、爬升梯度TGAMA和轨迹角
Figure 330976DEST_PATH_IMAGE066
，计算公式为：
Figure 871678DEST_PATH_IMAGE067
Figure DEST_PATH_IMAGE068
Figure 62619DEST_PATH_IMAGE069
Figure DEST_PATH_IMAGE070
Figure 663365DEST_PATH_IMAGE071
计算滑跑和爬升的总时间
Figure DEST_PATH_IMAGE072
和总距离
Figure 189024DEST_PATH_IMAGE073
，计算公式为：
Figure 533418DEST_PATH_IMAGE074
Figure DEST_PATH_IMAGE075
用不同重量无人机对本方法进行验证， 表1为三种不同重量无人机在起飞过程中的部分性能参数。
表1无人机不同起飞重量起飞性能数据
起飞重量（kg） 离地表速（km/h） 滑跑距离（m） 滑跑时间（s） 爬升空中 段距离（m） 爬升空中 段时间（s） 起飞距 离（m） 起飞时 间（s）
重量一 133 333 16 2489 60 2822 76
重量二 142 559 24 2716 67 3275 91
重量三 159 1130 40 5243 117 6373 157
图5为不同重量无人机爬升航迹示意图。试飞机场海拔高度120m，重量一为最小起飞重量，重量二在重量一的基础上加500kg，重量三在重量一的基础上加1000kg。验证结果与试飞情况吻合，可通过本方法对不同通航机场进行无人机起飞越障能力分析。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、通过无人机起飞重量计算离地起飞真速；
S2、根据离地起飞真速和发动机风门开度计算螺旋桨进距比，并根据螺旋桨进距比计算全机等效拉力系数和螺旋桨拉力；
S3、根据全机等效拉力系数、螺旋桨拉力以及襟翼舵出舵量计算升力和阻力，并根据升力和阻力计算剩余推力；
S4、根据升力和阻力计算起飞滑跑时间和起飞滑跑距离，并根据起飞滑跑时间和起飞滑跑距离计算起飞平均合力；
S5、根据升力、阻力以及起飞高度计算平均爬升率、平均爬升梯度和爬升角，进而得到滑跑和爬升所需的总时间和总距离。
2.根据权利要求1所述的螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法，其特征在于，所述步骤S1中离地起飞真速的计算方法为：
根据试飞数据建立的海平面标准大气压下起飞重量与抬前轮表速对应关系，对无人机起飞重量MASS进行插值得到抬前轮表速
Figure 351358DEST_PATH_IMAGE001
，再根据海平面标准大气密度
Figure 703842DEST_PATH_IMAGE002
和机场大气密度
Figure 646390DEST_PATH_IMAGE003
将抬前轮表速
Figure 146642DEST_PATH_IMAGE004
转换为抬前轮真速
Figure 567259DEST_PATH_IMAGE005
，所述抬前轮真速
Figure 39828DEST_PATH_IMAGE005
的计算公式为：
Figure 887699DEST_PATH_IMAGE006
根据无人机抬前轮真速
Figure 625979DEST_PATH_IMAGE005
与离地真速转换模型计算离地真速
Figure 850286DEST_PATH_IMAGE007
，其计算公式为：
Figure 177363DEST_PATH_IMAGE008
上式中，KVT为离地真速转换模型的转换因子。
3.根据权利要求2所述的螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法，其特征在于，所述步骤S2中全机等效拉力系数和螺旋桨拉力的计算方法为：
将无人机滑跑起飞时发动机的风门开度设定为DTR，根据无人机试飞数据建立的发动机风门开度与转速对应关系，对DTR进行插值得到插值发动机转速RPMR，选定转速-最大连续功率模型，将转速代入该模型得到最大连续功率ENGPOR，根据该无人机螺旋桨-发动机匹配关系，计算发动机输出至螺旋桨做功功率ENGPR，计算公式为：
Figure 461713DEST_PATH_IMAGE009
其中，KP为由试飞数据分析得到的发动机功率修正系数，AeroPresRec为发动机进气道总压恢复系数，
Figure 936557DEST_PATH_IMAGE010
为单台发动机提取功率；
根据发动机-螺旋桨传动比模型确定传动比
Figure 698977DEST_PATH_IMAGE011
，并计算螺旋桨功率系数CPR和螺旋桨进距比LAGR，计算公式为：
Figure 880559DEST_PATH_IMAGE012
Figure 335811DEST_PATH_IMAGE013
上式中，R为螺旋桨直径；
根据螺旋桨拉力效率修正模型和无人机理论螺旋桨装机拉力效率
Figure 235634DEST_PATH_IMAGE014
计算修正螺旋桨装机拉力效率
Figure 127978DEST_PATH_IMAGE015
，并计算螺旋桨拉力TR，计算公式为：
Figure 164067DEST_PATH_IMAGE016
Figure 790220DEST_PATH_IMAGE017
上式中，
Figure 177339DEST_PATH_IMAGE018
为螺旋桨拉力效率修正模型的修正因子，CTR为螺旋桨拉力系数；
考虑拉桨滑流影响，根据螺旋桨进距比LAGR、机翼参考面积SREF和拉桨发动机数量N，将螺旋桨拉力系数转化为全机等效拉力系数GCTR，计算公式为：
Figure 343879DEST_PATH_IMAGE019
。
4.根据权利要求3所述的螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法，其特征在于，所述步骤S3中升力和阻力的计算方法为：
根据无人机抬前轮时刻的飞行姿态，计算离地升力L、阻力D、气动俯仰力矩MQ，计算公式为：
Figure 500053DEST_PATH_IMAGE020
Figure 297108DEST_PATH_IMAGE021
Figure 905944DEST_PATH_IMAGE022
上式中，CLR为升力系数，CDR为阻力系数，CMR为俯仰力矩系数，BA为纵向参考弦长；
将离地迎角ALFR、襟翼舵出舵量BETR、升降舵出舵量DER、襟翼舵出舵量DFR、襟副翼舵出舵量DFAR、机场海拔高度RWHR和全机等效拉力系数GCTR，根据风洞实验所得的气动力模型LONUAVInterp计算升力系数CLR、阻力系数CDR和俯仰力矩系数CMR，计算公式为：
Figure 892486DEST_PATH_IMAGE023
将离地起飞时所受的力分解为水平方向上的合力DF和垂直方向上的合力F，计算公式为：
Figure 903167DEST_PATH_IMAGE024
Figure 871123DEST_PATH_IMAGE025
上式中，
Figure 967255DEST_PATH_IMAGE026
为发动机安装角，
Figure 475597DEST_PATH_IMAGE027
为爬升角，初始值为0，随着DF的大小发生变化；
设定无人机的离地迎角为M度，在其他气动数据设定为固定值的情况下，根据函数F(ALFR)在M处的零点计算离地起飞迎角
Figure 606364DEST_PATH_IMAGE028
；
根据发动机推力产生的俯仰力矩TL、全机重心坐标CGREF和发动机重心坐标MCGREF以及气动俯仰力矩MQ计算离地起飞俯仰力矩
Figure 745221DEST_PATH_IMAGE029
，计算公式为：
Figure 328649DEST_PATH_IMAGE030
Figure 889949DEST_PATH_IMAGE031
无人机设定的升舵量为N度，根据函数
Figure 875223DEST_PATH_IMAGE032
在N度的零点计算离地起飞升降舵出舵量
Figure 184981DEST_PATH_IMAGE033
，将离地起飞迎角
Figure 255706DEST_PATH_IMAGE028
和离地起飞升降舵出舵量
Figure 371429DEST_PATH_IMAGE034
带入气动力模型得到升力系数CLR和阻力系数CDR，通过升力系数CLR和阻力系数CDR计算起飞时的升力
Figure 211209DEST_PATH_IMAGE035
、阻力
Figure 691869DEST_PATH_IMAGE036
以及剩余推力
Figure 984310DEST_PATH_IMAGE037
；
起飞滑跑时的升力
Figure 654457DEST_PATH_IMAGE038
和阻力
Figure 348744DEST_PATH_IMAGE036
计算公式为：
Figure 305DEST_PATH_IMAGE039
Figure 45621DEST_PATH_IMAGE040
其中，y 2为滑跑速度。
5.根据权利要求4所述的螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法，其特征在于，所述步骤S4的具体步骤为：
令y=[y 1,y 2]，y 1为滑跑水平距离；
根据起飞滑跑时的升力
Figure 503147DEST_PATH_IMAGE038
和阻力
Figure 51940DEST_PATH_IMAGE036
计算起飞滑跑加速度a，计算公式为：
Figure 139982DEST_PATH_IMAGE041
其中， u为跑道滚动摩擦系数，RunwaySlope为机场跑道坡度，Q为中间参数，Q的计算公式为：
Figure 407015DEST_PATH_IMAGE042
其中，W为无人机起飞重量；
根据起飞滑跑加速度a和y可得函数关系a=f(t,y)，根据y的初值y=[y 10,y 20]，y 10为滑跑水平距离初值，y 20为滑跑速度初值，可通过积分
Figure 654850DEST_PATH_IMAGE043
得到起飞滑跑时间点t的列向量和解数组y；tA为预估的起飞滑跑时间，tA大于试飞验证的最大起飞滑跑时间；
当y 2与离地真速
Figure 323729DEST_PATH_IMAGE044
相等时，可得起飞滑跑时间
Figure 582672DEST_PATH_IMAGE045
和起飞滑跑距离
Figure 71422DEST_PATH_IMAGE046
，进而计算起飞平均合力
Figure 136330DEST_PATH_IMAGE047
，计算公式为：
Figure 659716DEST_PATH_IMAGE048
。
6.根据权利要求5所述的螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法，其特征在于，所述步骤S5的具体步骤为：
设定x1为爬升水平距离，x2为水平速度，x3为垂直海拔高度，x4为垂直速度，爬升角γ的计算公式为：
Figure 823981DEST_PATH_IMAGE049
计算爬升速度VT，计算公式为：
Figure 65606DEST_PATH_IMAGE050
将爬升合力分解为水平方向合力F x 和垂直方向合力F y ，计算公式为：
Figure 419358DEST_PATH_IMAGE051
Figure 797250DEST_PATH_IMAGE052
计算爬升阶段水平方向上的加速度a x ，垂直方向上的加速度a y 和爬升高度HR，计算公式为：
Figure 397996DEST_PATH_IMAGE053
Figure 861338DEST_PATH_IMAGE054
Figure 205732DEST_PATH_IMAGE055
根据水平速度、水平加速度、垂直速度、垂直加速度可得关系式：
Figure 766026DEST_PATH_IMAGE056
根据初值
Figure 272094DEST_PATH_IMAGE057
，通过积分
Figure 488311DEST_PATH_IMAGE058
得到时间点t的列向量和解数组b，tB为预估的爬升时间，tB大于试飞验证的最大爬升时间；
当爬升到规定的海拔高度
Figure 370817DEST_PATH_IMAGE059
时，可得爬升时间
Figure 34885DEST_PATH_IMAGE060
、爬升水平速度
Figure 711854DEST_PATH_IMAGE061
、爬升率
Figure 149789DEST_PATH_IMAGE062
、爬升水平距离
Figure 835985DEST_PATH_IMAGE063
、爬升距离
Figure 105292DEST_PATH_IMAGE064
、爬升梯度TGAMA和轨迹角
Figure 218742DEST_PATH_IMAGE065
，计算公式为：
Figure 143972DEST_PATH_IMAGE066
Figure 368280DEST_PATH_IMAGE067
Figure 508406DEST_PATH_IMAGE068
Figure 792757DEST_PATH_IMAGE069
Figure 939704DEST_PATH_IMAGE070
计算滑跑和爬升的总时间
Figure 967703DEST_PATH_IMAGE071
和总距离
Figure 211603DEST_PATH_IMAGE072
，计算公式为：
Figure 666855DEST_PATH_IMAGE073
Figure 566678DEST_PATH_IMAGE074
。
CN202111498856.2A 2021-12-09 2021-12-09 一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法 Pending CN113895645A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111498856.2A CN113895645A (zh) 2021-12-09 2021-12-09 一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111498856.2A CN113895645A (zh) 2021-12-09 2021-12-09 一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN113895645A true CN113895645A (zh) 2022-01-07

Family

ID=79025710

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111498856.2A Pending CN113895645A (zh) 2021-12-09 2021-12-09 一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113895645A (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114647994A (zh) * 2022-05-24 2022-06-21 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种爬升性能快速处理方法
CN114818150A (zh) * 2022-06-28 2022-07-29 尚良仲毅(沈阳)高新科技有限公司 一种螺旋桨动拉力的计算方法及装置
CN114896680A (zh) * 2022-03-18 2022-08-12 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法
CN115292557A (zh) * 2022-07-29 2022-11-04 深圳微品致远信息科技有限公司 滑跑起飞的推算方法、装置、计算机设备和存储介质
CN115618502A (zh) * 2022-12-14 2023-01-17 四川腾盾科技有限公司 一种适用于螺旋桨飞机发动机散热器进排气高效设计方法
CN115793699A (zh) * 2023-02-08 2023-03-14 四川腾盾科技有限公司 一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法
CN115839283A (zh) * 2023-02-22 2023-03-24 四川腾盾科技有限公司 一种无人机活塞式发动机起动方法及系统

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101441478A (zh) * 2008-12-26 2009-05-27 北京航空航天大学 一种小型无人机自动着陆拉平控制方法及其装置
US20100204909A1 (en) * 2008-12-19 2010-08-12 Thales Method for Aiding the Taxiing of an Aircraft
CN102862682A (zh) * 2011-06-10 2013-01-09 埃姆普里萨有限公司 爬升优化的自动起飞系统
CN109116866A (zh) * 2018-09-20 2019-01-01 四川腾盾科技有限公司 一种无人机双向自主驶入控制方法
US10202204B1 (en) * 2016-03-25 2019-02-12 AAR Aerospace Consulting, LLC Aircraft-runway total energy measurement, monitoring, managing, safety, and control system and method
CN110147107A (zh) * 2019-05-29 2019-08-20 南京拓兴智控科技有限公司 无人机滑跑纠偏控制方法、装置、无人机以及存储介质
CN112034875A (zh) * 2020-09-15 2020-12-04 西安爱生技术集团公司 一种常规布局通用型无人机全自动离地起飞控制方法
CN112147881A (zh) * 2020-08-25 2020-12-29 彩虹无人机科技有限公司 一种无人自转旋翼机起飞控制方法
CN112380792A (zh) * 2020-11-17 2021-02-19 中航通飞华南飞机工业有限公司 一种水陆两栖飞机飞行性能适航符合性的评估方法

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100204909A1 (en) * 2008-12-19 2010-08-12 Thales Method for Aiding the Taxiing of an Aircraft
CN101441478A (zh) * 2008-12-26 2009-05-27 北京航空航天大学 一种小型无人机自动着陆拉平控制方法及其装置
CN102862682A (zh) * 2011-06-10 2013-01-09 埃姆普里萨有限公司 爬升优化的自动起飞系统
US10202204B1 (en) * 2016-03-25 2019-02-12 AAR Aerospace Consulting, LLC Aircraft-runway total energy measurement, monitoring, managing, safety, and control system and method
CN109116866A (zh) * 2018-09-20 2019-01-01 四川腾盾科技有限公司 一种无人机双向自主驶入控制方法
CN110147107A (zh) * 2019-05-29 2019-08-20 南京拓兴智控科技有限公司 无人机滑跑纠偏控制方法、装置、无人机以及存储介质
CN112147881A (zh) * 2020-08-25 2020-12-29 彩虹无人机科技有限公司 一种无人自转旋翼机起飞控制方法
CN112034875A (zh) * 2020-09-15 2020-12-04 西安爱生技术集团公司 一种常规布局通用型无人机全自动离地起飞控制方法
CN112380792A (zh) * 2020-11-17 2021-02-19 中航通飞华南飞机工业有限公司 一种水陆两栖飞机飞行性能适航符合性的评估方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
曲建清等: "无人机总体与起飞性能匹配性设计优化", 《飞行力学》 *

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114896680A (zh) * 2022-03-18 2022-08-12 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种基于爬升试飞数据的稳定盘旋过载修正方法
CN114647994A (zh) * 2022-05-24 2022-06-21 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种爬升性能快速处理方法
CN114818150A (zh) * 2022-06-28 2022-07-29 尚良仲毅(沈阳)高新科技有限公司 一种螺旋桨动拉力的计算方法及装置
CN114818150B (zh) * 2022-06-28 2022-09-16 尚良仲毅(沈阳)高新科技有限公司 一种螺旋桨动拉力的计算方法及装置
CN115292557A (zh) * 2022-07-29 2022-11-04 深圳微品致远信息科技有限公司 滑跑起飞的推算方法、装置、计算机设备和存储介质
CN115292557B (zh) * 2022-07-29 2023-08-25 深圳微品致远信息科技有限公司 滑跑起飞的推算方法、装置、计算机设备和存储介质
CN115618502A (zh) * 2022-12-14 2023-01-17 四川腾盾科技有限公司 一种适用于螺旋桨飞机发动机散热器进排气高效设计方法
CN115793699A (zh) * 2023-02-08 2023-03-14 四川腾盾科技有限公司 一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法
CN115839283A (zh) * 2023-02-22 2023-03-24 四川腾盾科技有限公司 一种无人机活塞式发动机起动方法及系统

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN113895645A (zh) 一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法
CN110589034B (zh) 一种可回收高速飞行火箭及回收方法
CN109871628B (zh) 一种用于评估水陆两栖飞机适航符合性的仿真计算系统和方法
KR20110112402A (ko) 공기역학 및 운송 특징들을 완전하게 증가시키기 위한 방법, 상기 방법（변형들)을 실행하기 위한 위그선 및 비행을 실현하기 위한 방법
EP3764189B1 (en) Takeoff / landing stability augmentation by active wind gust sensing
CN107140179B (zh) 一种尾座式串列翼长航时飞行器气动布局
CN101893892B (zh) 一种无人机自动伞降回收控制方法
CN103640696A (zh) 垂降无人机及其控制方法
CN102117362A (zh) 滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法
Mizobata et al. Development of a small-scale supersonic flight experiment vehicle as a flying test bed for future space transportation research
CN109614644B (zh) 一种外吹式襟翼布局飞机动力增升效果评估方法
CN110989397B (zh) 一种航空器失事搜寻仿真方法及系统
Mathur et al. Wind Tunnel Testing and Aerodynamic Characterization of a QuadPlane Uncrewed Aircraft System
CN115793699A (zh) 一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法
CN114326815B (zh) 一种湿滑跑道下无人机安全起飞轨迹设计方法
CN110733664A (zh) 一种水上飞机起飞性能验证方法
CN114357764A (zh) 用于适航验证的水陆两栖飞机水上起降性能建模方法
CN110329532B (zh) 一种超声速无人机回收方法
Mizobata et al. Development of a small-scale supersonic flight experiment vehicle as a flying test bed
CN112224402A (zh) 一种物探型垂直起降复合翼无人机布局
Sattarov et al. Aerodynamic performance improvement of UAV by means of leading-edge vortex generators
Haag et al. Computational analysis of the bow wave effect in air-to-air refueling
Shen et al. Comprehensive analysis of two downburst-related aircraft accidents
Richter et al. Experimental Results of a Straight Tapered Flying Wing with Bell-Shaped Lift Distribution
CN113753256B (zh) 一种舰载无人预警机顶层参数优化设计方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination