CN115793699A - 一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法 - Google Patents

一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法 Download PDF

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CN115793699A CN202310077009.1A CN202310077009A CN115793699A CN 115793699 A CN115793699 A CN 115793699A CN 202310077009 A CN202310077009 A CN 202310077009A CN 115793699 A CN115793699 A CN 115793699A
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landing
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曲建清
宋艳平
宁文辉
竹军
卫海粟
熊仁和
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Sichuan Tengdun Technology Co Ltd
Original Assignee
Sichuan Tengdun Technology Co Ltd
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Abstract

本发明公开了一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，涉及无人机性能分析领域，包括：首先通过无人机着陆重量连续解算下滑真速，然后建立动力计算模型和建气动力计算模型，再连续解算进场下滑过程和连续解算着陆滑跑过程，基于解算结果计算得到整个着陆过程的所需水平距离和所需时间，从而实现避障能力分析；本发明，通用性强，符合CCAR23和CCAR25规定的多种螺旋桨飞机，也符合着陆能力更弱的低速螺旋桨无人机，经过螺旋桨无人机实际飞行验证，数据准确可用。

Description

一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法
技术领域
本发明涉及无人机性能分析领域，具体涉及一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法。
背景技术
本节中的陈述仅提供与本公开相关的背景信息，并且可能不构成现有技术。
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，需要对不同着陆能力的飞机进行适用性分析以保障飞行安全；尽管部分民航适航规定CCAR23和CCAR25对螺旋桨飞机的着陆性能和着陆航迹都作了具体的规定，但没有明确的设计思路和计算流程。
不同于有人机，无人机的着陆过程由程序设定自主着陆逻辑实现，需要基于不同重量、不同构型和不同海拔高度（不同功率）下的着陆性能和避障能力的分析结果，设计自主着陆逻辑；尤其是低速螺旋桨无人机自身着陆能力弱，受自主着陆逻辑控制，其在不同通航机场条件的使用能力存在不确定性，着陆安全受到威胁，甚至造成严重的生命和财产损失，需要进行与通航机场条件适用性的精确计算和分析；其中，通航机场低速螺旋桨无人机短跑道着陆避障场景如图7所示。
发明内容
本发明的目的在于：针对目前低速螺旋桨无人机自身着陆能力弱，受自主着陆逻辑控制，其在不同通航机场条件的使用能力存在不确定性，着陆安全受到威胁，甚至造成严重的生命和财产损失的问题，提供了一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，该方法按照无人机正常自主着陆过程的几个重要阶段——着陆下滑、接地着陆、地面滑跑，对气动力和螺旋桨拉力状态进行连续变换，对关联的重要性能数据进行连续解算，实现无人机自主着陆避障能力分析，从而解决了上述问题。
本发明的技术方案如下：
一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，包括：
步骤S1：通过无人机着陆重量连续解算下滑真速；
步骤S2：建立动力计算模型；
步骤S3：建立气动力计算模型；
步骤S4：连续解算进场下滑过程；利用下滑真速，在下滑俯仰力矩模型、下滑合力计算模型、下滑风门开度模型的基础上，结合动力计算模型和气动力计算模型，计算下滑角，以及整个下滑阶段的下滑时间、水平距离和着陆接地重量；
步骤S5：连续解算着陆滑跑过程；对着陆接地进行受力分析，并结合着陆合力模型、接地俯仰力矩模型、起刹前滑跑减速模型和起刹后滑跑减速模型，计算滑跑总时间和滑跑总距离；
步骤S6：基于步骤S4得到的整个下滑阶段的时间、水平距离和步骤S5得到的滑跑总时间和滑跑总距离，计算得到整个着陆过程的所需水平距离和所需时间。
进一步地，所述步骤S1，包括：
步骤S11：已知无人机着陆重量
Figure SMS_1
，根据试飞数据建立的海平面标准大气压下着陆重量与引导下滑表速对应关系，对无人机着陆重量
Figure SMS_2
进行插值得到引导下滑表速
Figure SMS_3
；
步骤S12：根据下滑高度判定下滑方式；
当下滑高度大于中间下滑点高度时，进行陡下滑，陡下滑表速仍为
Figure SMS_4
；
当下滑高度小于中间下滑点高度时，进行浅下滑，浅下滑表速根据民用运输机场标准或军用机场标准进行插值换算，得到浅下滑表速
Figure SMS_5
；
步骤S13：将判定后的下滑表速定义为
Figure SMS_6
；
步骤S14：根据海平面标准大气密度
Figure SMS_7
和飞行海拔高度对应的大气密度
Figure SMS_8
将判定后的下滑表速
Figure SMS_9
转换为下滑真速
Figure SMS_10
；
所述下滑真速
Figure SMS_11
的计算公式如下：
Figure SMS_12
其中：
Figure SMS_13
为飞行海拔高度。
进一步地，所述步骤S2，包括：
步骤S21：将无人机发动机的风门开度设定为
Figure SMS_14
，根据发动机台架试验建立的发动机风门开度与转速对应关系，对风门开度
Figure SMS_15
进行插值得到插值发动机转速
Figure SMS_16
；
步骤S22：选定发动机转速-功率模型，将插值发动机转速RPMR带入选定的发动机转速-功率模型，得到发动机功率
Figure SMS_17
；
步骤S23：根据无人机螺旋桨-发动机匹配关系，计算发动机输出至螺旋桨做功功率
Figure SMS_18
；
所述发动机输出至螺旋桨做功功率
Figure SMS_19
的计算公式如下：
Figure SMS_20
其中：
Figure SMS_21
为由试飞数据分析得到的发动机功率修正系数；
Figure SMS_22
为发动机进气道总压恢复系数；
Figure SMS_23
为单台发动机提取功率；
步骤S24：根据发动机-螺旋桨传动比模型确定传动比
Figure SMS_24
；
步骤S25：计算螺旋桨功率系数
Figure SMS_25
和螺旋桨进距比
Figure SMS_26
；
所述螺旋桨功率系数
Figure SMS_27
和螺旋桨进距比
Figure SMS_28
的计算公式如下：
Figure SMS_29
Figure SMS_30
其中：
Figure SMS_31
为螺旋桨直径；
Figure SMS_32
为飞行速度；
步骤S26：根据螺旋桨数据库对螺旋桨功率系数
Figure SMS_33
和螺旋桨进距比
Figure SMS_34
进行插值计算得到螺旋桨拉力系数
Figure SMS_35
；
步骤S27：根据螺旋桨拉力效率修正模型和试飞数据得到的螺旋桨装机拉力效率
Figure SMS_36
，计算修正螺旋桨装机拉力效率
Figure SMS_37
，并计算螺旋桨输出拉力
Figure SMS_38
；
所述修正螺旋桨装机拉力效率
Figure SMS_39
的计算公式如下：
Figure SMS_40
其中：
Figure SMS_41
为修正因子；
所述螺旋桨输出拉力
Figure SMS_42
的计算公式如下：
Figure SMS_43
其中：
Figure SMS_44
为重力加速度；
步骤S28：考虑拉桨滑流影响量，根据螺旋桨进距比
Figure SMS_45
、机翼参考面积
Figure SMS_46
和拉桨发动机数量
Figure SMS_47
，将螺旋桨拉力系数
Figure SMS_48
转化为全机等效拉力系数
Figure SMS_49
；
所述全机等效拉力系数
Figure SMS_50
的计算公式如下：
Figure SMS_51
其中：
Figure SMS_52
为机翼参考面积；
步骤S29：根据燃油消耗率修正增量
Figure SMS_53
、发动机增压后进气温度油耗修正因子
Figure SMS_54
、发动机功率
Figure SMS_55
、单位油耗
Figure SMS_56
计算发动机小时油耗
Figure SMS_57
；
所述发动机小时油耗
Figure SMS_58
的计算公式如下：
Figure SMS_59
。
进一步地，所述步骤S3，包括：
步骤S31：根据迎角ALFR、侧滑角BETR、升降舵出舵量DER、襟翼舵出舵量DFR、飞行海拔高度RWHR、下滑高度
Figure SMS_60
、全机等效拉力系数GCTR、风洞实验所得的气动力模型
Figure SMS_61
，计算得到气动参数
Figure SMS_62
；
所述气动参数
Figure SMS_63
，包括：全机升力系数CLR、阻力系数CDR、俯仰力矩系数CMR；
所述气动参数由下述插值函数得到：
Figure SMS_64
步骤S32：基于气动参数
Figure SMS_66
，结合飞行海拔高度对应的大气密度
Figure SMS_68
、飞行速度
Figure SMS_70
、机翼参考面积
Figure SMS_67
、纵向参考弦长
Figure SMS_69
，计算升力
Figure SMS_71
、阻力
Figure SMS_72
、气动俯仰力矩
Figure SMS_65
；
所述升力
Figure SMS_73
的计算公式如下：
Figure SMS_74
所述阻力
Figure SMS_75
的计算公式如下：
Figure SMS_76
所述气动俯仰力矩
Figure SMS_77
的计算公式如下：
Figure SMS_78
。
进一步地，所述步骤S4，包括：
步骤S41：根据着陆机场空域情况，进场下滑采用定下滑角和定表速的策略，将整个下滑阶段的轨迹分为三段，第一段的起始高度为
Figure SMS_79
，下滑时间为
Figure SMS_80
；第二段的起始高度为
Figure SMS_81
，下滑时间为
Figure SMS_82
；第三段的起始高度为
Figure SMS_83
，下滑时间为
Figure SMS_84
；
步骤S42：根据下滑俯仰力矩模型计算下滑升降舵出舵量；
步骤S43：根据下滑合力计算模型计算下滑迎角；
步骤S44：根据下滑风门开度模型计算下滑风门开度，将下滑风门开度带入动力计算模型，得到全机等效拉力系数和螺旋桨输出拉力，将全机等效拉力系数、下滑升降舵出舵量、下滑迎角带入气动力计算模型，得到全机升力系数、阻力系数，据此计算下滑角，以及整个下滑阶段的下滑时间、水平距离和着陆接地重量。
进一步地，所述步骤S42，包括：
步骤S421：将下滑速度
Figure SMS_85
带入动力计算模型得到下滑时的等效拉力系数
Figure SMS_86
；
步骤S422：再将下滑时的等效拉力系数
Figure SMS_87
和下滑给定的气动数据带入气动力计算模型，得到升降舵出舵前的气动俯仰力矩
Figure SMS_88
和阻力
Figure SMS_89
，据此计算螺旋桨输出拉力
Figure SMS_90
，以及螺旋桨输出拉力
Figure SMS_91
产生的俯仰力矩
Figure SMS_92
；
所述螺旋桨输出拉力
Figure SMS_93
的计算公式如下：
Figure SMS_94
其中：
Figure SMS_95
为发动机俯仰方向的安装角；
Figure SMS_96
为迎角；
Figure SMS_97
为下滑角；
所述螺旋桨输出拉力
Figure SMS_98
产生的俯仰力矩
Figure SMS_99
的计算公式如下：
Figure SMS_100
其中：
Figure SMS_101
为全机重心坐标；
Figure SMS_102
为螺旋桨重心坐标；
Figure SMS_103
为螺旋桨输出拉力
Figure SMS_104
机身纵向产生的分力，计算公式如下：
Figure SMS_105
其中：
Figure SMS_106
为航向的安装角；
步骤S423：计算空中下滑俯仰力矩
Figure SMS_107
，所述空中下滑俯仰力矩
Figure SMS_108
为气动俯仰力矩
Figure SMS_109
与螺旋桨输出拉力
Figure SMS_110
产生的俯仰力矩
Figure SMS_111
的合力；
所述空中下滑俯仰力矩
Figure SMS_112
的计算公式如下：
Figure SMS_113
步骤S424：根据试飞数据，下滑升降舵出舵量的范围为[
Figure SMS_114
，在其他气动数据已知的前提下，根据方程式
Figure SMS_115
在[
Figure SMS_116
附近的零点计算下滑升降舵出舵量
Figure SMS_117
。
进一步地，所述步骤S43，包括：
步骤S431：将下滑升降舵出舵量
Figure SMS_118
带入气动力计算模型，得到升降舵出舵后的升力
Figure SMS_119
和阻力
Figure SMS_120
，进一步求得下滑阶段的合力
Figure SMS_121
；
所述下滑阶段的合力
Figure SMS_122
的计算公式如下：
Figure SMS_123
步骤S432：将下滑升降舵出舵量
Figure SMS_124
带入下滑阶段合力方程式
Figure SMS_125
，根据试飞数据，下滑迎角在
Figure SMS_126
度附近，在其他气动数据已知的前提下，根据方程式
Figure SMS_127
在
Figure SMS_128
度附近的零点计算下滑迎角
Figure SMS_129
。
进一步地，所述步骤S44，包括：
步骤S441：将下滑速度
Figure SMS_130
带入动力计算模型，计算平衡后的螺旋桨输出拉力；
步骤S442：将下滑迎角
Figure SMS_131
带入气动力计算模型计算固定表速下滑的升力、阻力、俯仰力矩；
步骤S443：将下滑速度
Figure SMS_132
、下滑迎角
Figure SMS_133
、下滑高度
Figure SMS_134
、下滑风门开度
Figure SMS_135
带入动力计算模型，得到固定表速下滑的螺旋桨输出拉力
Figure SMS_136
；
步骤S444：再根据螺旋桨输出拉力
Figure SMS_137
，计算无人机纵轴方向的拉力
Figure SMS_138
；
所述拉力
Figure SMS_139
的计算公式如下：
Figure SMS_140
步骤S445：将下滑最大可用节气门开度
Figure SMS_141
，带入动力计算模型可得最大下滑拉力
Figure SMS_142
，据此计算无人机纵轴方向的最大拉力
Figure SMS_143
，当无人机阻力
Figure SMS_144
小于
Figure SMS_145
时，下滑剩余推力为
Figure SMS_146
，否则为0；
所述最大拉力
Figure SMS_147
的计算公式如下：
Figure SMS_148
所述下滑剩余推力
Figure SMS_149
的计算公式如下：
Figure SMS_150
；
步骤S446：根据步骤S441-步骤S445可得
Figure SMS_151
函数，对
Figure SMS_152
函数求零点，求得风门开度
Figure SMS_153
；
步骤S447：根据下滑阶段发动机风门开度判断逻辑设定风门开度
Figure SMS_155
，并将风门开度
Figure SMS_157
带入发动机数据模型，得到全机等效拉力系数
Figure SMS_159
和螺旋桨输出拉力
Figure SMS_156
，将全机等效拉力系数
Figure SMS_158
带入气动力数据模型得到全机升力系数
Figure SMS_160
、阻力系数
Figure SMS_161
，据此可计算下滑角
Figure SMS_154
；
所述下滑角
Figure SMS_162
的计算公式如下：
Figure SMS_163
其中：
Figure SMS_164
为性质角，即为升力和阻力的合力与升力之间的夹角，计算公式如下：
Figure SMS_165
步骤S448：经过下滑时间
Figure SMS_166
之后，可得每阶段的当前高度
Figure SMS_167
、下滑水平距离
Figure SMS_168
、当前飞机重量
Figure SMS_169
，将三个阶段累加可得到整个下滑阶段的水平距离
Figure SMS_170
、下滑时间
Figure SMS_171
、着陆接地重量
Figure SMS_172
；
所述当前高度
Figure SMS_173
的计算公式如下：
Figure SMS_174
所述下滑水平距离
Figure SMS_175
的计算公式如下：
Figure SMS_176
所述当前飞机重量
Figure SMS_177
的计算公式如下：
Figure SMS_178
所述水平距离
Figure SMS_179
的计算公式如下：
Figure SMS_180
所述下滑时间
Figure SMS_181
的计算公式如下：
Figure SMS_182
。
进一步地，所述步骤S5，包括：
步骤S51：对着陆接地进行受力分析，根据着陆合力模型和接地俯仰力矩模型计算着陆接地速度；
步骤S52：将着陆滑跑阶段分为两个子阶段：着陆滑跑第一阶段和着陆滑跑第二阶段，分别对应起刹前滑跑和起刹后滑跑；
步骤S53：根据起刹前滑跑减速模型计算着陆滑跑第一阶段滑跑时间和距离，具体为通过ode45函数求解出滑跑时间与滑跑距离、滑跑速度所对应的向量组，根据起刹速度，在向量组中找到对应的着陆滑跑第一阶段着陆滑跑时间和着陆滑跑距离；
步骤S54：根据起刹后滑跑减速模型计算着陆滑跑第二阶段的滑跑时间和距离，同理，通过ode45函数求得向量组，根据停止速度，在向量组中找到对应的着陆滑跑第二阶段着陆滑跑时间和着陆滑跑距离；
步骤S55：根据着陆滑跑第一阶段着陆滑跑时间和着陆滑跑距离、着陆滑跑第二阶段着陆滑跑时间和着陆滑跑距离，计算整个着陆滑跑阶段的着陆滑跑时间和着陆滑跑距离。
进一步地，所述步骤S51，包括：
步骤S511：对无人机着陆进行受力分析，得到着陆合力
Figure SMS_183
；
所述着陆合力
Figure SMS_184
的计算公式如下：
Figure SMS_185
Figure SMS_186
步骤S512：根据试飞数据，无人机的主轮接地速度为
Figure SMS_187
，在其他气动数据已知的前提下，根据函数
Figure SMS_188
在
Figure SMS_189
附近的零点计算主轮接地速度
Figure SMS_190
；
步骤S513：将主轮接地速度
Figure SMS_191
带入动力计算模型得到着陆时的等效拉力系数
Figure SMS_192
；
步骤S514：再将着陆时的等效拉力系数
Figure SMS_193
和着陆给定的气动数据带入气动力计算模型，得到俯仰力矩
Figure SMS_194
，再由全机重心坐标
Figure SMS_195
、发动机重心坐标
Figure SMS_196
，计算发动机推力产生的俯仰力矩
Figure SMS_197
，进而计算接地俯仰力矩
Figure SMS_198
；
所述发动机推力产生的俯仰力矩
Figure SMS_199
的计算公式如下：
Figure SMS_200
所述接地俯仰力矩
Figure SMS_201
的计算公式如下：
Figure SMS_202
步骤S515：根据试飞数据，着陆配平舵面在
Figure SMS_204
度附近，在其他气动数据已知的前提下，根据函数
Figure SMS_207
在
Figure SMS_209
度附近的零点计算着陆配平舵面
Figure SMS_205
，将
Figure SMS_208
带入着陆合力公式，根据试飞数据，三轮接地着陆速度在
Figure SMS_210
附近，在其他气动数据已知的前提下，根据函数
Figure SMS_211
在
Figure SMS_203
附近的零点计算三轮接地着陆速度
Figure SMS_206
。
与现有的技术相比本发明的有益效果是：
一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，通用性强，符合CCAR23和CCAR25规定的多种螺旋桨飞机，也符合着陆能力更弱的低速螺旋桨无人机，经过螺旋桨无人机实际飞行验证，数据准确可用。
附图说明
图1为一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法流程图；
图2为步骤S1的详细流程图；
图3为步骤S2的详细流程图；
图4为步骤S3的详细流程图；
图5为步骤S4的详细流程图；
图6为步骤S5的详细流程图；
图7为通航机场低速螺旋桨无人机短跑道着陆避障场景示意图；
图8为着陆下滑受力分析图；
图9为着陆接地受力分析图；
图10为实施例二中螺旋桨无人机不同重量着陆下滑航迹示意图。
具体实施方式
需要说明的是，术语“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
下面结合实施例对本发明的特征和性能作进一步的详细描述。
实施例一
在通航机场着陆时，低速螺旋桨无人机由于自身着陆能力较弱，会受到机场跑道长度、升降带、端净空等条件和状况的限制，需要准确分析与机场跑道长度、升降带、端净空等条件和状况的适用性，针对自主着陆逻辑，明确着陆使用能力和限制条件。
CCAR23对于正常类、实用类和特技类最大重量超过2722公斤的活塞发动机飞机，有参考着陆进场速度；CCAR23和CCAR25都规定对于着陆，必须在运行限制内、标准温度下的每一重量和高度，确定飞机从高于着陆表面15米的一点到飞机着陆并完全停止所需的水平距离；但规章并没有明确说明具体计算和分析方法，尤其是对于无人机，更加需要一种明确的方法来分析着陆性能，设计自主着陆逻辑。
因此，本实施例针对于上述问题，提出了一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，该方法按照无人机正常自主着陆过程的几个重要阶段——着陆下滑、接地着陆、地面滑跑，对气动力和螺旋桨拉力状态进行连续变换，对关联的重要性能数据进行连续解算，包括：
计算着陆下滑速度：根据机场净空区情况将下滑分为三段，在中间下滑高度之上实行陡下滑，到达中间下滑高度实行浅下滑，根据重量和试飞数据设定下滑速度。
计算着陆下滑航迹：无人机进入自主航路着陆滑跑前所经历的水平距离和时间，以及对应着陆下滑航迹等。
计算着陆速度：主轮接地速度和三轮接地着陆速度。
计算着陆滑跑距离：在螺旋桨和发动机着陆状态作用下，从三轮接地着陆速度减速到0所经历的距离和时间。
计算着陆时间和距离：下滑着陆过程和接地减速滑跑所经历的总时间以及总水平距离。
实现无人机自主着陆避障能力分析，同时通用性强，符合CCAR23和CCAR25规定的多种螺旋桨飞机，也符合着陆能力更弱的低速螺旋桨无人机，经过螺旋桨无人机实际飞行验证，数据准确可用。
具体的，请参阅图1，一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，包括：
步骤S1：通过无人机着陆重量连续解算下滑真速；
步骤S2：建立动力计算模型；即根据飞行高度、飞行速度和发动机风门开度计算螺旋桨拉力、全机等效拉力系数、小时油耗；
步骤S3：建立气动力计算模型；即根据全机等效拉力系数、襟翼舵出舵量等参数在气动数据库中插值得到全机升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数，并根据速度等参数计算升力、阻力、俯仰力矩；
步骤S4：连续解算进场下滑过程；利用下滑真速，在下滑俯仰力矩模型、下滑合力计算模型、下滑风门开度模型的基础上，结合动力计算模型和气动力计算模型，计算下滑角，以及整个下滑阶段的下滑时间、水平距离和着陆接地重量；其中，随着高度降低，每段的下滑角逐渐减小，着陆下滑受力分析如图8所示；
步骤S5：连续解算着陆滑跑过程；对着陆接地进行受力分析，并结合着陆合力模型、接地俯仰力矩模型、起刹前滑跑减速模型和起刹后滑跑减速模型，计算滑跑总时间和滑跑总距离；其中，着陆接地受力分析如图9所示；
步骤S6：基于步骤S4得到的整个下滑阶段的时间、水平距离和步骤S5得到的滑跑总时间和滑跑总距离，计算得到整个着陆过程的所需水平距离和所需时间。
如图2所示，在本实施例中，具体的，所述步骤S1，包括：
步骤S11：已知无人机着陆重量
Figure SMS_212
，根据试飞数据建立的海平面标准大气压下着陆重量与引导下滑表速对应关系(根据自主预置的着陆重量-下滑表速对应模型)，对无人机着陆重量
Figure SMS_213
进行插值得到引导下滑表速
Figure SMS_214
；
步骤S12：根据下滑高度判定下滑方式；
当下滑高度大于中间下滑点高度时，进行陡下滑，陡下滑表速仍为
Figure SMS_215
；
当下滑高度小于中间下滑点高度时，进行浅下滑，浅下滑表速根据民用运输机场标准或军用机场标准进行插值换算，得到浅下滑表速
Figure SMS_216
；
步骤S13：将判定后的下滑表速定义为
Figure SMS_217
；即为实际下滑表速；
步骤S14：根据海平面标准大气密度
Figure SMS_218
和飞行海拔高度对应的大气密度
Figure SMS_219
将判定后的下滑表速
Figure SMS_220
转换为下滑真速
Figure SMS_221
；即为实际下滑真速；
所述下滑真速
Figure SMS_222
的计算公式如下：
Figure SMS_223
其中：
Figure SMS_224
为飞行海拔高度。
如图3所示，在本实施例中，具体的，所述步骤S2，包括：
步骤S21：将无人机发动机的风门开度（油门）设定为
Figure SMS_225
，根据发动机台架试验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），对风门开度
Figure SMS_226
进行插值得到插值发动机转速
Figure SMS_227
；
步骤S22：选定发动机转速-功率模型，将插值发动机转速RPMR带入选定的发动机转速-功率模型，得到发动机功率
Figure SMS_228
；
步骤S23：根据无人机螺旋桨-发动机匹配关系，计算发动机输出至螺旋桨做功功率
Figure SMS_229
；
所述发动机输出至螺旋桨做功功率
Figure SMS_230
的计算公式如下：
Figure SMS_231
其中：
Figure SMS_232
为由试飞数据分析得到的发动机功率修正系数；
Figure SMS_233
为发动机进气道总压恢复系数；
Figure SMS_234
为单台发动机提取功率；
步骤S24：根据发动机-螺旋桨传动比模型确定传动比
Figure SMS_235
；
步骤S25：计算螺旋桨功率系数
Figure SMS_236
和螺旋桨进距比
Figure SMS_237
；
所述螺旋桨功率系数
Figure SMS_238
和螺旋桨进距比
Figure SMS_239
的计算公式如下：
Figure SMS_240
Figure SMS_241
其中：
Figure SMS_242
为螺旋桨直径；
Figure SMS_243
为飞行速度；
步骤S26：根据螺旋桨数据库对螺旋桨功率系数
Figure SMS_244
和螺旋桨进距比
Figure SMS_245
进行插值计算得到螺旋桨拉力系数
Figure SMS_246
；
步骤S27：根据螺旋桨拉力效率修正模型（修正因子
Figure SMS_247
）和试飞数据得到的螺旋桨装机拉力效率
Figure SMS_248
，计算修正螺旋桨装机拉力效率
Figure SMS_249
，并计算螺旋桨输出拉力
Figure SMS_250
；
所述修正螺旋桨装机拉力效率
Figure SMS_251
的计算公式如下：
Figure SMS_252
其中：
Figure SMS_253
为修正因子；
所述螺旋桨输出拉力
Figure SMS_254
的计算公式如下：
Figure SMS_255
其中：
Figure SMS_256
为重力加速度；
步骤S28：考虑拉桨滑流影响量，根据螺旋桨进距比
Figure SMS_257
、机翼参考面积
Figure SMS_258
和拉桨发动机数量
Figure SMS_259
，将螺旋桨拉力系数
Figure SMS_260
转化为全机等效拉力系数
Figure SMS_261
；
所述全机等效拉力系数
Figure SMS_262
的计算公式如下：
Figure SMS_263
其中：
Figure SMS_264
为机翼参考面积；
步骤S29：根据燃油消耗率修正增量
Figure SMS_265
、发动机增压后进气温度油耗修正因子
Figure SMS_266
、发动机功率
Figure SMS_267
、单位油耗
Figure SMS_268
计算发动机小时油耗
Figure SMS_269
；
所述发动机小时油耗
Figure SMS_270
的计算公式如下：
Figure SMS_271
。
如图4所示，在本实施例中，具体的，所述步骤S3，包括：
步骤S31：根据迎角ALFR、侧滑角BETR、升降舵出舵量DER、襟翼舵出舵量DFR、飞行海拔高度RWHR、下滑高度
Figure SMS_272
、全机等效拉力系数GCTR、风洞实验所得的气动力模型
Figure SMS_273
（根据风洞实验数据进行插值计算得到），计算得到气动参数
Figure SMS_274
；
所述气动参数
Figure SMS_275
，包括：全机升力系数CLR、阻力系数CDR、俯仰力矩系数CMR；
所述气动参数由下述插值函数得到：
Figure SMS_276
步骤S32：基于气动参数
Figure SMS_278
，结合飞行海拔高度对应的大气密度
Figure SMS_280
、飞行速度
Figure SMS_282
、机翼参考面积
Figure SMS_279
、纵向参考弦长
Figure SMS_281
，计算升力
Figure SMS_283
、阻力
Figure SMS_284
、气动俯仰力矩
Figure SMS_277
；
所述升力
Figure SMS_285
的计算公式如下：
Figure SMS_286
所述阻力
Figure SMS_287
的计算公式如下：
Figure SMS_288
所述气动俯仰力矩
Figure SMS_289
的计算公式如下：
Figure SMS_290
。
如图5所示，在本实施例中，具体的，所述步骤S4，包括：
步骤S41：根据着陆机场空域情况，进场下滑采用定下滑角和定表速的策略，将整个下滑阶段的轨迹分为三段，第一段的起始高度为
Figure SMS_291
，下滑时间为
Figure SMS_292
；第二段的起始高度为
Figure SMS_293
，下滑时间为
Figure SMS_294
；第三段的起始高度为
Figure SMS_295
，下滑时间为
Figure SMS_296
；
步骤S42：根据下滑俯仰力矩模型计算下滑升降舵出舵量；
步骤S43：根据下滑合力计算模型计算下滑迎角；
步骤S44：根据下滑风门开度模型计算下滑风门开度，将下滑风门开度等参数带入动力计算模型，得到全机等效拉力系数和螺旋桨输出拉力，将全机等效拉力系数、下滑升降舵出舵量、下滑迎角等参数带入气动力计算模型，得到全机升力系数、阻力系数，据此计算下滑角，以及整个下滑阶段的下滑时间、水平距离和着陆接地重量。
在本实施例中，具体的，所述步骤S42，包括：
步骤S421：将下滑速度
Figure SMS_297
带入动力计算模型得到下滑时的等效拉力系数
Figure SMS_298
；
步骤S422：再将下滑时的等效拉力系数
Figure SMS_299
和下滑给定的气动数据带入气动力计算模型，得到升降舵出舵前的气动俯仰力矩
Figure SMS_300
和阻力
Figure SMS_301
，据此计算螺旋桨输出拉力
Figure SMS_302
，以及螺旋桨输出拉力
Figure SMS_303
产生的俯仰力矩
Figure SMS_304
；
所述螺旋桨输出拉力
Figure SMS_305
的计算公式如下：
Figure SMS_306
其中：
Figure SMS_307
为发动机俯仰方向的安装角；
Figure SMS_308
为迎角；
Figure SMS_309
为下滑角；
所述螺旋桨输出拉力
Figure SMS_310
产生的俯仰力矩
Figure SMS_311
的计算公式如下：
Figure SMS_312
其中：
Figure SMS_313
为全机重心坐标；
Figure SMS_314
为螺旋桨重心坐标；
Figure SMS_315
为螺旋桨输出拉力
Figure SMS_316
机身纵向产生的分力，计算公式如下：
Figure SMS_317
其中：
Figure SMS_318
为航向的安装角；
步骤S423：计算空中下滑俯仰力矩
Figure SMS_319
，所述空中下滑俯仰力矩
Figure SMS_320
为气动俯仰力矩
Figure SMS_321
与螺旋桨输出拉力
Figure SMS_322
产生的俯仰力矩
Figure SMS_323
的合力；
所述空中下滑俯仰力矩
Figure SMS_324
的计算公式如下：
Figure SMS_325
步骤S424：根据试飞数据，下滑升降舵出舵量的范围为[
Figure SMS_326
，在其他气动数据已知的前提下，根据方程式
Figure SMS_327
在[
Figure SMS_328
附近的零点计算下滑升降舵出舵量
Figure SMS_329
。
在本实施例中，具体的，所述步骤S43，包括：
步骤S431：将下滑升降舵出舵量
Figure SMS_330
带入气动力计算模型，得到升降舵出舵后的升力
Figure SMS_331
和阻力
Figure SMS_332
，进一步求得下滑阶段的合力
Figure SMS_333
；
所述下滑阶段的合力
Figure SMS_334
的计算公式如下：
Figure SMS_335
步骤S432：将下滑升降舵出舵量
Figure SMS_336
带入下滑阶段合力方程式
Figure SMS_337
，根据试飞数据，下滑迎角在
Figure SMS_338
度附近，在其他气动数据已知的前提下，根据方程式
Figure SMS_339
在
Figure SMS_340
度附近的零点计算下滑迎角
Figure SMS_341
。
在本实施例中，具体的，所述步骤S44，包括：
步骤S441：将下滑速度
Figure SMS_342
带入动力计算模型，计算平衡后的螺旋桨输出拉力；
步骤S442：将下滑迎角
Figure SMS_343
带入气动力计算模型计算固定表速下滑的升力、阻力、俯仰力矩；
步骤S443：将下滑速度
Figure SMS_344
、下滑迎角
Figure SMS_345
、下滑高度
Figure SMS_346
、下滑风门开度
Figure SMS_347
带入动力计算模型，得到固定表速下滑的螺旋桨输出拉力
Figure SMS_348
；
步骤S444：再根据螺旋桨输出拉力
Figure SMS_349
，计算无人机纵轴方向的拉力
Figure SMS_350
；
所述拉力
Figure SMS_351
的计算公式如下：
Figure SMS_352
步骤S445：将下滑最大可用节气门开度
Figure SMS_353
，带入动力计算模型可得最大下滑拉力
Figure SMS_354
，据此计算无人机纵轴方向的最大拉力
Figure SMS_355
，当无人机阻力
Figure SMS_356
小于
Figure SMS_357
时，下滑剩余推力为
Figure SMS_358
，否则为0；
所述最大拉力
Figure SMS_359
的计算公式如下：
Figure SMS_360
所述下滑剩余推力
Figure SMS_361
的计算公式如下：
Figure SMS_362
；
步骤S446：根据步骤S441-步骤S445可得
Figure SMS_363
函数，对
Figure SMS_364
函数求零点，求得风门开度
Figure SMS_365
；
步骤S447：根据下滑阶段发动机风门开度判断逻辑设定风门开度
Figure SMS_368
，并将风门开度
Figure SMS_370
带入发动机数据模型，得到全机等效拉力系数
Figure SMS_372
和螺旋桨输出拉力
Figure SMS_367
，将全机等效拉力系数
Figure SMS_369
带入气动力数据模型得到全机升力系数
Figure SMS_371
、阻力系数
Figure SMS_373
，据此可计算下滑角
Figure SMS_366
；
所述下滑角
Figure SMS_374
的计算公式如下：
Figure SMS_375
其中：
Figure SMS_376
为性质角，即为升力和阻力的合力与升力之间的夹角，计算公式如下：
Figure SMS_377
步骤S448：经过下滑时间
Figure SMS_378
之后，可得每阶段的当前高度
Figure SMS_379
、下滑水平距离
Figure SMS_380
、当前飞机重量
Figure SMS_381
，将三个阶段累加可得到整个下滑阶段的水平距离
Figure SMS_382
、下滑时间
Figure SMS_383
、着陆接地重量
Figure SMS_384
；
所述当前高度
Figure SMS_385
的计算公式如下：
Figure SMS_386
所述下滑水平距离
Figure SMS_387
的计算公式如下：
Figure SMS_388
所述当前飞机重量
Figure SMS_389
的计算公式如下：
Figure SMS_390
所述水平距离
Figure SMS_391
的计算公式如下：
Figure SMS_392
所述下滑时间
Figure SMS_393
的计算公式如下：
Figure SMS_394
。
如图6所示，在本实施例中，具体的，所述步骤S5，包括：
步骤S51：对着陆接地进行受力分析，根据着陆合力模型和接地俯仰力矩模型计算着陆接地速度；
步骤S52：将着陆滑跑阶段分为两个子阶段：着陆滑跑第一阶段和着陆滑跑第二阶段，分别对应起刹前滑跑和起刹后滑跑；
步骤S53：根据起刹前滑跑减速模型计算着陆滑跑第一阶段滑跑时间和距离，具体为通过ode45函数求解出滑跑时间与滑跑距离、滑跑速度所对应的向量组，根据起刹速度，在向量组中找到对应的着陆滑跑第一阶段着陆滑跑时间和着陆滑跑距离；
步骤S54：根据起刹后滑跑减速模型计算着陆滑跑第二阶段的滑跑时间和距离，同理，通过ode45函数求得向量组，根据停止速度，在向量组中找到对应的着陆滑跑第二阶段着陆滑跑时间和着陆滑跑距离；
步骤S55：根据着陆滑跑第一阶段着陆滑跑时间和着陆滑跑距离、着陆滑跑第二阶段着陆滑跑时间和着陆滑跑距离，计算整个着陆滑跑阶段的着陆滑跑时间和着陆滑跑距离。
在本实施例中，具体的，所述步骤S51，包括：
步骤S511：对无人机着陆进行受力分析，得到着陆合力
Figure SMS_395
；
所述着陆合力
Figure SMS_396
的计算公式如下：
Figure SMS_397
Figure SMS_398
步骤S512：根据试飞数据，无人机的主轮接地速度为
Figure SMS_399
，在其他气动数据已知的前提下，根据函数
Figure SMS_400
在
Figure SMS_401
附近的零点计算主轮接地速度
Figure SMS_402
；
步骤S513：将主轮接地速度
Figure SMS_403
带入动力计算模型得到着陆时的等效拉力系数
Figure SMS_404
；
步骤S514：再将着陆时的等效拉力系数
Figure SMS_405
和着陆给定的气动数据带入气动力计算模型，得到俯仰力矩
Figure SMS_406
，再由全机重心坐标
Figure SMS_407
、发动机重心坐标
Figure SMS_408
，计算发动机推力产生的俯仰力矩
Figure SMS_409
，进而计算接地俯仰力矩
Figure SMS_410
；
所述发动机推力产生的俯仰力矩
Figure SMS_411
的计算公式如下：
Figure SMS_412
所述接地俯仰力矩
Figure SMS_413
的计算公式如下：
Figure SMS_414
步骤S515：根据试飞数据，着陆配平舵面在
Figure SMS_416
度附近，在其他气动数据已知的前提下，根据函数
Figure SMS_419
在
Figure SMS_421
度附近的零点计算着陆配平舵面
Figure SMS_417
，将
Figure SMS_420
带入着陆合力公式，根据试飞数据，三轮接地着陆速度在
Figure SMS_422
附近，在其他气动数据已知的前提下，根据函数
Figure SMS_423
在
Figure SMS_415
附近的零点计算三轮接地着陆速度
Figure SMS_418
。
在本实施例中，具体的，所述步骤S53，包括：
步骤S531：根据三轮接地着陆速度
Figure SMS_424
以及试飞数据得到的起刹速度与接地速度之比
Figure SMS_425
，计算起刹速度
Figure SMS_426
；
步骤S532：在达到起刹速度前根据起刹前滑跑减速模型，计算着陆滑跑第一阶段着陆滑跑时间和着陆滑跑距离；
所述起刹前滑跑减速模型，包括：
根据机场跑道坡度
Figure SMS_427
、跑道滚动摩擦系数
Figure SMS_428
，计算反支力
Figure SMS_429
和着陆滑跑加速度
Figure SMS_430
；
所述反支力
Figure SMS_431
的计算公式如下：
Figure SMS_432
所述着陆滑跑加速度
Figure SMS_433
的计算公式如下：
Figure SMS_434
设
Figure SMS_435
为第一阶段着陆滑跑水平距离，
Figure SMS_436
为第一阶段滑跑速度；
令
Figure SMS_437
，根据以上表达式可得到函数关系
Figure SMS_438
；
由加速度对时间积分为速度，速度对时间积分为距离，将
Figure SMS_439
展开为：
Figure SMS_440
根据y的初值
Figure SMS_443
]，
Figure SMS_445
为着陆滑跑第一阶段滑跑水平距离初值，
Figure SMS_446
为着陆滑跑第一阶段滑跑速度初值，可通过积分
Figure SMS_442
、
Figure SMS_444
得到时间点t的列向量和解数组y，解算函数为MTALAB中的ode45函数，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
Figure SMS_447
与滑跑水平距离相对应，第二列
Figure SMS_448
与滑跑速度相对应，其中
Figure SMS_441
为第一阶段预估滑跑时间。
当
Figure SMS_449
与
Figure SMS_450
相等时，从时间点t的列向量组中找出对应的时间，可得着陆第一阶段滑跑时间
Figure SMS_451
，同时在y向量组中找出与
Figure SMS_452
相对应的滑跑距离
Figure SMS_453
，可得着陆第一阶段滑跑距离
Figure SMS_454
。
在本实施例中，具体的，所述步骤S54，包括：
由于地面摩擦力，当无人机滑跑速度达到起刹速度时，进入起刹后滑跑阶段直至速度为0；起刹后滑跑阶段的反支力同起刹前滑跑阶段，而着陆滑跑减速会根据等效刹车摩擦阻力系数发生改变；将着陆接地重量带入刹车摩擦阻力系数模型插值计算等效刹车摩擦阻力系数
Figure SMS_455
（刹车摩擦阻力系数模型由试飞数据建立），进而建立第二阶段滑跑减速模型：
Figure SMS_456
其中：
Figure SMS_457
为第二阶段滑跑水平距离，
Figure SMS_458
为第二阶段滑跑速度；
令
Figure SMS_459
，根据以上表达式可得到函数关系
Figure SMS_460
。
同理，将
Figure SMS_461
展开为：
Figure SMS_462
根据y的初值
Figure SMS_464
]，
Figure SMS_466
为着陆滑跑第二阶段滑跑水平距离初值，
Figure SMS_468
为着陆滑跑第二阶段滑跑速度初值，可通过积分
Figure SMS_465
、
Figure SMS_467
得到时间点t的列向量和解数组y，解算函数为MTALAB中的ode45函数，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
Figure SMS_469
与滑跑水平距离相对应，第二列
Figure SMS_470
与滑跑速度相对应，其中
Figure SMS_463
为第二阶段预估滑跑时间。
当
Figure SMS_471
与停止速度0相等时，从时间点t的列向量组中找出对应的时间，可得着陆第二阶段滑跑时间
Figure SMS_472
，同时在y向量组中找出与0相对应的滑跑距离
Figure SMS_473
，可得着陆第二阶段滑跑距离
Figure SMS_474
。
在本实施例中，具体的，所述步骤S55，包括：
所述整个着陆滑跑阶段的着陆滑跑时间采用如下公式计算：
Figure SMS_475
所述整个着陆滑跑阶段的着陆滑跑距离采用如下公式计算：
Figure SMS_476
实施例二
实施例二基于实施例一提出的一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，对不同着陆重量螺旋桨无人机进行着陆性能分析，分析结果见表1，着陆下滑航迹如图10所示。
表1 螺旋桨无人机不同着陆重量着陆性能数据
着陆接地重量（kg） 下滑水平距离（m） 下滑时间（s） 接地表速（km/h） 滑跑距离（m） 滑跑时间 （s） 着陆距离 （m） 着陆时间 （s）
重量一 1195 28 146 598 26 1793 54
重量二 1168 26 154 660 27 1828 53
重量三 1176 25 161 725 29 1901 54
重量一为最小着陆接地重量，重量二在重量一的基础上加250kg，重量三在重量一的基础上加500kg。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螺旋桨无人机着陆避障能力分析。
以上所述实施例仅表达了本申请的具体实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本申请保护范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请技术方案构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。
提供本背景技术部分是为了大体上呈现本发明的上下文，当前所署名的发明人的工作、在本背景技术部分中所描述的程度上的工作以及本部分描述在申请时尚不构成现有技术的方面，既非明示地也非暗示地被承认是本发明的现有技术。

Claims (10)

1.一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，其特征在于，包括：
步骤S1：通过无人机着陆重量连续解算下滑真速；
步骤S2：建立动力计算模型；
步骤S3：建立气动力计算模型；
步骤S4：连续解算进场下滑过程；利用下滑真速，在下滑俯仰力矩模型、下滑合力计算模型、下滑风门开度模型的基础上，结合动力计算模型和气动力计算模型，计算下滑角，以及整个下滑阶段的下滑时间、水平距离和着陆接地重量；
步骤S5：连续解算着陆滑跑过程；对着陆接地进行受力分析，并结合着陆合力模型、接地俯仰力矩模型、起刹前滑跑减速模型和起刹后滑跑减速模型，计算滑跑总时间和滑跑总距离；
步骤S6：基于步骤S4得到的整个下滑阶段的时间、水平距离和步骤S5得到的滑跑总时间和滑跑总距离，计算得到整个着陆过程的所需水平距离和所需时间。
2.根据权利要求1所述的一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，其特征在于，所述步骤S1，包括：
步骤S11：已知无人机着陆重量
Figure QLYQS_1
，根据试飞数据建立的海平面标准大气压下着陆重量与引导下滑表速对应关系，对无人机着陆重量
Figure QLYQS_2
进行插值得到引导下滑表速
Figure QLYQS_3
；
步骤S12：根据下滑高度判定下滑方式；
当下滑高度大于中间下滑点高度时，进行陡下滑，陡下滑表速仍为
Figure QLYQS_4
；
当下滑高度小于中间下滑点高度时，进行浅下滑，浅下滑表速根据民用运输机场标准或军用机场标准进行插值换算，得到浅下滑表速
Figure QLYQS_5
；
步骤S13：将判定后的下滑表速定义为
Figure QLYQS_6
；
步骤S14：根据海平面标准大气密度
Figure QLYQS_7
和飞行海拔高度对应的大气密度
Figure QLYQS_8
将判定后的下滑表速
Figure QLYQS_9
转换为下滑真速
Figure QLYQS_10
；
所述下滑真速
Figure QLYQS_11
的计算公式如下：
Figure QLYQS_12
其中：
Figure QLYQS_13
为飞行海拔高度。
3.根据权利要求2所述的一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，其特征在于，所述步骤S2，包括：
步骤S21：将无人机发动机的风门开度设定为
Figure QLYQS_14
，根据发动机台架试验建立的发动机风门开度与转速对应关系，对风门开度
Figure QLYQS_15
进行插值得到插值发动机转速
Figure QLYQS_16
；
步骤S22：选定发动机转速-功率模型，将插值发动机转速RPMR带入选定的发动机转速-功率模型，得到发动机功率
Figure QLYQS_17
；
步骤S23：根据无人机螺旋桨-发动机匹配关系，计算发动机输出至螺旋桨做功功率
Figure QLYQS_18
；
所述发动机输出至螺旋桨做功功率
Figure QLYQS_19
的计算公式如下：
Figure QLYQS_20
其中：
Figure QLYQS_21
为由试飞数据分析得到的发动机功率修正系数；
Figure QLYQS_22
为发动机进气道总压恢复系数；
Figure QLYQS_23
为单台发动机提取功率；
步骤S24：根据发动机-螺旋桨传动比模型确定传动比
Figure QLYQS_24
；
步骤S25：计算螺旋桨功率系数
Figure QLYQS_25
和螺旋桨进距比
Figure QLYQS_26
；
所述螺旋桨功率系数
Figure QLYQS_27
和螺旋桨进距比
Figure QLYQS_28
的计算公式如下：
Figure QLYQS_29
Figure QLYQS_30
其中：
Figure QLYQS_31
为螺旋桨直径；
Figure QLYQS_32
为飞行速度；
步骤S26：根据螺旋桨数据库对螺旋桨功率系数
Figure QLYQS_33
和螺旋桨进距比
Figure QLYQS_34
进行插值计算得到螺旋桨拉力系数
Figure QLYQS_35
；
步骤S27：根据螺旋桨拉力效率修正模型和试飞数据得到的螺旋桨装机拉力效率
Figure QLYQS_36
，计算修正螺旋桨装机拉力效率
Figure QLYQS_37
，并计算螺旋桨输出拉力
Figure QLYQS_38
；
所述修正螺旋桨装机拉力效率
Figure QLYQS_39
的计算公式如下：
Figure QLYQS_40
其中：
Figure QLYQS_41
为修正因子；
所述螺旋桨输出拉力
Figure QLYQS_42
的计算公式如下：
Figure QLYQS_43
其中：
Figure QLYQS_44
为重力加速度；
步骤S28：考虑拉桨滑流影响量，根据螺旋桨进距比
Figure QLYQS_45
、机翼参考面积
Figure QLYQS_46
和拉桨发动机数量
Figure QLYQS_47
，将螺旋桨拉力系数
Figure QLYQS_48
转化为全机等效拉力系数
Figure QLYQS_49
；
所述全机等效拉力系数
Figure QLYQS_50
的计算公式如下：
Figure QLYQS_51
其中：
Figure QLYQS_52
为机翼参考面积；
步骤S29：根据燃油消耗率修正增量
Figure QLYQS_53
、发动机增压后进气温度油耗修正因子
Figure QLYQS_54
、发动机功率
Figure QLYQS_55
、单位油耗
Figure QLYQS_56
计算发动机小时油耗
Figure QLYQS_57
；
所述发动机小时油耗
Figure QLYQS_58
的计算公式如下：
Figure QLYQS_59
。
4.根据权利要求3所述的一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，其特征在于，所述步骤S3，包括：
步骤S31：根据迎角ALFR、侧滑角BETR、升降舵出舵量DER、襟翼舵出舵量DFR、飞行海拔高度RWHR、下滑高度
Figure QLYQS_60
、全机等效拉力系数GCTR、风洞实验所得的气动力模型
Figure QLYQS_61
，计算得到气动参数
Figure QLYQS_62
；
所述气动参数
Figure QLYQS_63
，包括：全机升力系数CLR、阻力系数CDR、俯仰力矩系数CMR；
所述气动参数由下述插值函数得到：
Figure QLYQS_64
步骤S32：基于气动参数
Figure QLYQS_66
，结合飞行海拔高度对应的大气密度
Figure QLYQS_69
、飞行速度
Figure QLYQS_71
、机翼参考面积
Figure QLYQS_67
、纵向参考弦长
Figure QLYQS_68
，计算升力
Figure QLYQS_70
、阻力
Figure QLYQS_72
、气动俯仰力矩
Figure QLYQS_65
；
所述升力
Figure QLYQS_73
的计算公式如下：
Figure QLYQS_74
所述阻力
Figure QLYQS_75
的计算公式如下：
Figure QLYQS_76
所述气动俯仰力矩
Figure QLYQS_77
的计算公式如下：
Figure QLYQS_78
。
5.根据权利要求4所述的一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，其特征在于，所述步骤S4，包括：
步骤S41：根据着陆机场空域情况，进场下滑采用定下滑角和定表速的策略，将整个下滑阶段的轨迹分为三段，第一段的起始高度为
Figure QLYQS_79
，下滑时间为
Figure QLYQS_80
；第二段的起始高度为
Figure QLYQS_81
，下滑时间为
Figure QLYQS_82
；第三段的起始高度为
Figure QLYQS_83
，下滑时间为
Figure QLYQS_84
；
步骤S42：根据下滑俯仰力矩模型计算下滑升降舵出舵量；
步骤S43：根据下滑合力计算模型计算下滑迎角；
步骤S44：根据下滑风门开度模型计算下滑风门开度，将下滑风门开度带入动力计算模型，得到全机等效拉力系数和螺旋桨输出拉力，将全机等效拉力系数、下滑升降舵出舵量、下滑迎角带入气动力计算模型，得到全机升力系数、阻力系数，据此计算下滑角，以及整个下滑阶段的下滑时间、水平距离和着陆接地重量。
6.根据权利要求5所述的一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，其特征在于，所述步骤S42，包括：
步骤S421：将下滑速度
Figure QLYQS_85
带入动力计算模型得到下滑时的等效拉力系数
Figure QLYQS_86
；
步骤S422：再将下滑时的等效拉力系数
Figure QLYQS_87
和下滑给定的气动数据带入气动力计算模型，得到升降舵出舵前的气动俯仰力矩
Figure QLYQS_88
和阻力
Figure QLYQS_89
，据此计算螺旋桨输出拉力
Figure QLYQS_90
，以及螺旋桨输出拉力
Figure QLYQS_91
产生的俯仰力矩
Figure QLYQS_92
；
所述螺旋桨输出拉力
Figure QLYQS_93
的计算公式如下：
Figure QLYQS_94
其中：
Figure QLYQS_95
为发动机俯仰方向的安装角；
Figure QLYQS_96
为迎角；
Figure QLYQS_97
为下滑角；
所述螺旋桨输出拉力
Figure QLYQS_98
产生的俯仰力矩
Figure QLYQS_99
的计算公式如下：
Figure QLYQS_100
其中：
Figure QLYQS_101
为全机重心坐标；
Figure QLYQS_102
为螺旋桨重心坐标；
Figure QLYQS_103
为螺旋桨输出拉力
Figure QLYQS_104
机身纵向产生的分力，计算公式如下：
Figure QLYQS_105
其中：
Figure QLYQS_106
为航向的安装角；
步骤S423：计算空中下滑俯仰力矩
Figure QLYQS_107
，所述空中下滑俯仰力矩
Figure QLYQS_108
为气动俯仰力矩
Figure QLYQS_109
与螺旋桨输出拉力
Figure QLYQS_110
产生的俯仰力矩
Figure QLYQS_111
的合力；
所述空中下滑俯仰力矩
Figure QLYQS_112
的计算公式如下：
Figure QLYQS_113
步骤S424：根据试飞数据，下滑升降舵出舵量的范围为[
Figure QLYQS_114
，在其他气动数据已知的前提下，根据方程式
Figure QLYQS_115
在[
Figure QLYQS_116
附近的零点计算下滑升降舵出舵量
Figure QLYQS_117
。
7.根据权利要求6所述的一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，其特征在于，所述步骤S43，包括：
步骤S431：将下滑升降舵出舵量
Figure QLYQS_118
带入气动力计算模型，得到升降舵出舵后的升力
Figure QLYQS_119
和阻力
Figure QLYQS_120
，进一步求得下滑阶段的合力
Figure QLYQS_121
；
所述下滑阶段的合力
Figure QLYQS_122
的计算公式如下：
Figure QLYQS_123
步骤S432：将下滑升降舵出舵量
Figure QLYQS_124
带入下滑阶段合力方程式
Figure QLYQS_125
，根据试飞数据，下滑迎角在
Figure QLYQS_126
度附近，在其他气动数据已知的前提下，根据方程式
Figure QLYQS_127
在
Figure QLYQS_128
度附近的零点计算下滑迎角
Figure QLYQS_129
。
8.根据权利要求7所述的一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，其特征在于，所述步骤S44，包括：
步骤S441：将下滑速度
Figure QLYQS_130
带入动力计算模型，计算平衡后的螺旋桨输出拉力；
步骤S442：将下滑迎角
Figure QLYQS_131
带入气动力计算模型计算固定表速下滑的升力、阻力、俯仰力矩；
步骤S443：将下滑速度
Figure QLYQS_132
、下滑迎角
Figure QLYQS_133
、下滑高度
Figure QLYQS_134
、下滑风门开度
Figure QLYQS_135
带入动力计算模型，得到固定表速下滑的螺旋桨输出拉力
Figure QLYQS_136
；
步骤S444：再根据螺旋桨输出拉力
Figure QLYQS_137
，计算无人机纵轴方向的拉力
Figure QLYQS_138
；
所述拉力
Figure QLYQS_139
的计算公式如下：
Figure QLYQS_140
步骤S445：将下滑最大可用节气门开度
Figure QLYQS_141
，带入动力计算模型可得最大下滑拉力
Figure QLYQS_142
，据此计算无人机纵轴方向的最大拉力
Figure QLYQS_143
，当无人机阻力
Figure QLYQS_144
小于
Figure QLYQS_145
时，下滑剩余推力为
Figure QLYQS_146
，否则为0；
所述最大拉力
Figure QLYQS_147
的计算公式如下：
Figure QLYQS_148
所述下滑剩余推力
Figure QLYQS_149
的计算公式如下：
Figure QLYQS_150
；
步骤S446：根据步骤S441-步骤S445可得
Figure QLYQS_151
函数，对
Figure QLYQS_152
函数求零点，求得风门开度
Figure QLYQS_153
；
步骤S447：根据下滑阶段发动机风门开度判断逻辑设定风门开度
Figure QLYQS_155
，并将风门开度
Figure QLYQS_157
带入发动机数据模型，得到全机等效拉力系数
Figure QLYQS_159
和螺旋桨输出拉力
Figure QLYQS_156
，将全机等效拉力系数
Figure QLYQS_158
带入气动力数据模型得到全机升力系数
Figure QLYQS_160
、阻力系数
Figure QLYQS_161
，据此可计算下滑角
Figure QLYQS_154
；
所述下滑角
Figure QLYQS_162
的计算公式如下：
Figure QLYQS_163
其中：
Figure QLYQS_164
为性质角，即为升力和阻力的合力与升力之间的夹角，计算公式如下：
Figure QLYQS_165
步骤S448：经过下滑时间
Figure QLYQS_166
之后，可得每阶段的当前高度
Figure QLYQS_167
、下滑水平距离
Figure QLYQS_168
、当前飞机重量
Figure QLYQS_169
，将三个阶段累加可得到整个下滑阶段的水平距离
Figure QLYQS_170
、下滑时间
Figure QLYQS_171
、着陆接地重量
Figure QLYQS_172
；
所述当前高度
Figure QLYQS_173
的计算公式如下：
Figure QLYQS_174
所述下滑水平距离
Figure QLYQS_175
的计算公式如下：
Figure QLYQS_176
所述当前飞机重量
Figure QLYQS_177
的计算公式如下：
Figure QLYQS_178
所述水平距离
Figure QLYQS_179
的计算公式如下：
Figure QLYQS_180
所述下滑时间
Figure QLYQS_181
的计算公式如下：
Figure QLYQS_182
。
9.根据权利要求8所述的一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，其特征在于，所述步骤S5，包括：
步骤S51：对着陆接地进行受力分析，根据着陆合力模型和接地俯仰力矩模型计算着陆接地速度；
步骤S52：将着陆滑跑阶段分为两个子阶段：着陆滑跑第一阶段和着陆滑跑第二阶段，分别对应起刹前滑跑和起刹后滑跑；
步骤S53：根据起刹前滑跑减速模型计算着陆滑跑第一阶段滑跑时间和距离，具体为通过ode45函数求解出滑跑时间与滑跑距离、滑跑速度所对应的向量组，根据起刹速度，在向量组中找到对应的着陆滑跑第一阶段着陆滑跑时间和着陆滑跑距离；
步骤S54：根据起刹后滑跑减速模型计算着陆滑跑第二阶段的滑跑时间和距离，同理，通过ode45函数求得向量组，根据停止速度，在向量组中找到对应的着陆滑跑第二阶段着陆滑跑时间和着陆滑跑距离；
步骤S55：根据着陆滑跑第一阶段着陆滑跑时间和着陆滑跑距离、着陆滑跑第二阶段着陆滑跑时间和着陆滑跑距离，计算整个着陆滑跑阶段的着陆滑跑时间和着陆滑跑距离。
10.根据权利要求9所述的一种螺旋桨无人机自主着陆避障能力分析方法，其特征在于，所述步骤S51，包括：
步骤S511：对无人机着陆进行受力分析，得到着陆合力
Figure QLYQS_183
；
所述着陆合力
Figure QLYQS_184
的计算公式如下：
Figure QLYQS_185
Figure QLYQS_186
步骤S512：根据试飞数据，无人机的主轮接地速度为
Figure QLYQS_187
，在其他气动数据已知的前提下，根据函数
Figure QLYQS_188
在
Figure QLYQS_189
附近的零点计算主轮接地速度
Figure QLYQS_190
；
步骤S513：将主轮接地速度
Figure QLYQS_191
带入动力计算模型得到着陆时的等效拉力系数
Figure QLYQS_192
；
步骤S514：再将着陆时的等效拉力系数
Figure QLYQS_193
和着陆给定的气动数据带入气动力计算模型，得到俯仰力矩
Figure QLYQS_194
，再由全机重心坐标
Figure QLYQS_195
、发动机重心坐标
Figure QLYQS_196
，计算发动机推力产生的俯仰力矩
Figure QLYQS_197
，进而计算接地俯仰力矩
Figure QLYQS_198
；
所述发动机推力产生的俯仰力矩
Figure QLYQS_199
的计算公式如下：
Figure QLYQS_200
所述接地俯仰力矩
Figure QLYQS_201
的计算公式如下：
Figure QLYQS_202
步骤S515：根据试飞数据，着陆配平舵面在
Figure QLYQS_204
度附近，在其他气动数据已知的前提下，根据函数
Figure QLYQS_207
在
Figure QLYQS_209
度附近的零点计算着陆配平舵面
Figure QLYQS_205
，将
Figure QLYQS_208
带入着陆合力公式，根据试飞数据，三轮接地着陆速度在
Figure QLYQS_210
附近，在其他气动数据已知的前提下，根据函数
Figure QLYQS_211
在
Figure QLYQS_203
附近的零点计算三轮接地着陆速度
Figure QLYQS_206
。
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Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108931990A (zh) * 2018-07-19 2018-12-04 四川腾盾科技有限公司 一种大展弦比无人机无动力空滑着陆控制方法
CN113895645A (zh) * 2021-12-09 2022-01-07 四川腾盾科技有限公司 一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108931990A (zh) * 2018-07-19 2018-12-04 四川腾盾科技有限公司 一种大展弦比无人机无动力空滑着陆控制方法
CN113895645A (zh) * 2021-12-09 2022-01-07 四川腾盾科技有限公司 一种螺旋桨无人机自主起飞越障能力分析方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116101509A (zh) * 2023-04-07 2023-05-12 四川腾盾科技有限公司 一种无人机刹车能量限制下的着陆适应性分析方法
CN116101509B (zh) * 2023-04-07 2023-08-29 四川腾盾科技有限公司 一种无人机刹车能量限制下的着陆适应性分析方法

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