CN115795701B - 一种随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法，包括：建立无人机挂载投放的多体动力学方程；求解挂载投放带来的时间历程下非稳态气动力分布的变化；计算投放挂载后机翼的变形情况；计算机翼产生柔性变形后的非稳态气动力分布的变化；将非稳态气动力分布的变化带入多体动力学方程，同时考虑挂载分离带来的无人机质心位置以及惯量矩阵的变化，利用无人机运动学方程分析无人机的动力学响应。该方法同时考虑了系统质量和惯性矩的实时变化以及大展弦比的柔性变形、挂载脱离带来的非稳态气动力，能够更好地预测投放后载机的运动响应情况，尤其适用于挂载质量相较载机较大，大展弦比的察打一体无人机挂载发射的飞行动力学分析。

Description

一种随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法

技术领域

本发明涉及大展弦比无人机飞行动力学领域，尤其涉及一种用于随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法。

背景技术

察打一体无人机总重轻，适应性强，可以满足许多不同场景的任务，随着人工智能技术的发展，未来空战中无人机将扮演越来越重要的角色。而察打一体无人机由于其轻便的特性，因此也势必导致其易受到挂载发射带来的扰动的影响。在挂载发射的过程中，主要包括流场变化带来的扰动；质心、惯量变化带来的扰动以及挂载投放后机翼的变形导致气动力变化带来的扰动。

目前国内外针对挂载发射时载机飞行动力学的研究主要集中在外挂物投放引起的瞬态运动，基本方法是用数值法求解多自由度非线性变系数微分方程组，假设气动导数与结构参数较小，采用线性常微分方程组作近似解。对于载机质量不大时，有研究采用多体动力学考虑载机的质心以及惯量的实时变化，来减小分析载机响应的误差；也有研究假设载机物理参数不变，仅通过气动计算分析挂载发射带来的流场变化，进而分析载机的响应情况。然而，现有研究未曾有过将流场影响、多体动力学影响以及大展弦比机翼的变化同时考虑的研究，考虑因素有限，求解精度有限。

对于无人机的飞行安全研究，应尽可能将可以识别的扰动全部考虑，包括现有的多体动力学分析以及非定常流场计算方法。尤其对于大展弦比（展弦比大于8）无人机，还应将机翼变形所产生的额外气动力一同考虑。现有许多结果表明，挂载发射后载机的姿态角在相当长的时间内都无法恢复至稳定值，因此建立高准确度的扰动分析模型，并设计合理的控制器，对于无人机投放挂载后的安全飞行有重要的意义。

发明内容

本发明要解决的技术问题是如何构建一种随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学问题的分析方法，在动载荷突变、气动干扰、结构变形同时存在并带来相应的扰动的情况下，尽可能准确地分析载机的响应，提升飞行安全性。

为了解决这一技术问题，本发明提供了一种随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法，包括如下步骤：

S1，基于无人机实际飞行状态，获得无人机与挂载的参数，包括无人机与挂载的质心位置坐标、质量以及惯量矩阵；

S2，基于无人机与挂载的参数，运用多刚体动力学原理，根据多刚体理论的Schiehlen法，将无人机及挂载看成单独的刚体，分别建立无人机与挂载的牛顿-欧拉动力学方程，而后组装成矩阵形式并应用达朗伯原理，建立无人机挂载投放的多体动力学方程；

S3：采用适用于移动边界的非结构网格非定常流场计算方法，耦合挂载刚体六自由度运动学、牛顿-欧拉动力学方程，求解非定常流场中无人机的实时气动力，与稳态气动力相减，求出挂载投放带来的时间历程下非稳态气动力分布的变化；

S4，输入机翼结构参数，基于几何精确完全本征梁模型，考虑大展弦比机翼的柔性变形，计算投放挂载后机翼的变形情况；判断机翼的变形是否大于给定的变形，若否，则直接进入S6；若是，则进入S5；

S5：基于投放挂载后机翼的变形情况，利用ONERA气动力模型，计算机翼产生柔性变形后的非稳态气动力分布的变化；

S6：将非稳态气动力分布的变化带入无人机挂载投放的多体动力学方程，同时考虑挂载分离带来的无人机质心位置以及惯量矩阵的变化，利用无人机六自由度运动学方程求解分析无人机的动力学响应。

进一步，所述步骤S1中，无人机为大展弦比固定翼无人机，展弦比大于8。

进一步，所述步骤S2中，在组装时，无人机与挂载的相对位置由系统的广义坐标给出；无人机与挂载的相对位置以及机翼的夹角可根据实际情况改变。

进一步，所述步骤S2中，无人机挂载投放的多体动力学方程为

其中，为质量对角矩阵，为几何雅可比矩阵，表示陀螺力和离心力矩阵，为系统的广义坐标，为主动力矩阵，为时间。

进一步，所述步骤S3中，所述适用于移动边界的非结构网格非定常流场计算方法具体为：运用重叠网格技术以及6DOF模型实现挂载投放的瞬态计算。

进一步，所述步骤S3中，稳态气动力由非结构网格定常流场计算方法得到。

进一步，所述步骤S4中，几何精确完全本征梁模型为

其中，前两式为动力学方程，后两式为运动学方程；和分别表示对时间和梁参考线坐标求导；表示矢量叉乘算子；为沿直角坐标系第一个分量方向的单位矢量；和分别为内力和内力矩；是预扭/弯曲率；和分别为力应变和力矩应变；和分别为惯性线动量和角动量；和分别为惯性速度和角速度；和分别为单位长度上的外力和外力矩。

进一步，所述步骤S5中，所述气动力分布包括升力系数和俯仰力矩系数，统一表示为：

其中，表示气动力系数，表示不考虑失速情况下的环量气动力系数，表示失速情况下实际环量气动力系数相对于不考虑失速时的静态环量气动力系数的变化量；为有效攻角，为俯仰角，单位为弧度制；为远前方来流速度；为半弦长；，，，，，，，，和为根据流场计算数据拟合而得的系数。

进一步，所述步骤S6中，无人机六自由度运动学方程为

其中，、、和、、分别为无人机质心平动速度和绕质心转动角速度在机体坐标系三轴的分量；、、为无人机在地面坐标系下的位置；、、分别为载机的滚转角、俯仰角以及偏航角。

本发明与现有技术相比的优点在于：

（1）本发明所构建随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法，相比常规方法复杂度相当，且可以考虑大展弦比机翼产生形变的情况。

（2）本发明所构建随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法，综合考虑了挂载投放过程中可能产生的气动以及质心、惯量变化带来的多种扰动，具有更高的准确性。

附图说明

图1是无人机投放挂载后产生扰动示意图。

图2是为本发明提供的一种随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法的流程图。

具体实施方式

为了更加明晰的阐述本发明的技术方案，下面结合附图对本发明做进一步详细描述。

如图1所示，无人机在空中飞行状态出发，完成任务目标搜寻后，开始进行挂载的投放，处于受扰动状态，自身的姿态角受到较为强烈的干扰，这可能会带来严重的飞行安全问题。因此，本发明提供一种飞行动力学分析方法，通过对挂载投放后无人机受到扰动产生的位姿变化以及响应进行分析，分别考虑动力学特性、气动特性以及结构变形特性，共同量化载机受到的扰动，提升飞行安全性。首先无人机投放挂载，机体的质心、惯量发生改变，并且反应到力的不平衡的扰动，这一阶段对无人机和挂载进行多体动力学建模。投放挂载后，由于大展弦比无人机的柔性特性，机翼会向升力方向产生变形，此时机翼的气动载荷及分布情况会发生改变，此阶段用本征梁模型以及非定常气动力模型对扰动进行计算。而后，挂载逐渐脱离载机过程中，会使载机的流场受到干扰，带来非稳态的气动力，这一部分通过CFD方法量化非稳态气动干扰力。最终通过分析三种扰动同时存在的情况下，无人机投放挂载后的运动学特性，为后续安全飞行控制的设计提供支持。

本发明提出的一种随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法，如图2所示，包括以下步骤：

步骤一，取地面坐标系为惯性坐标系，输入无人机与挂载的质心位置，，无人机与挂载的质量，以及惯量矩阵，；

步骤二，运用多刚体动力学原理，根据多刚体理论的Schiehlen法，将无人机及挂载看成单独的刚体，分别给出两者的牛顿-欧拉动力学方程，而后组装成矩阵形式并应用达朗伯原理，建立无人机挂载投放的多体动力学方程：

其中，为质量对角矩阵，为几何雅可比矩阵，表示陀螺力和离心力矩阵，为系统的广义坐标，为主动力矩阵，为时间；

步骤三，考虑挂载投放过程中的流场干扰情况，采用适用于移动边界的非结构网格非定常流场计算方法，耦合挂载刚体六自由度运动学、动力学方程，求解非定常流场中无人机的实时气动力，与稳态气动力相减，求出挂载投放带来的时间历程下非稳态气动力；

步骤四，考虑大展弦比机翼卸载后产生的形变带来的扰动影响，输入机翼结构参数，基于几何精确完全本征梁模型，考虑大展弦比机翼的柔性变形，计算投放挂载后机翼的变形情况；其中几何精确完全本征梁模型如下：

其中，前两式为动力学方程，后两式为运动学方程，和分别表示对时间和梁参考线坐标求导；表示矢量叉乘算子；为沿直角坐标系第一个分量方向的单位矢量；和分别为内力和内力矩；是预扭/弯曲率，和分别为力应变和力矩应变（合称广义应变）；和分别为惯性线动量和角动量；和分别为惯性速度和角速度；和分别为单位长度上的外力和外力矩。方程中各未知量均是和的函数，各变量均以列矢量形式表达；

步骤五，利用ONERA气动力模型计算出机翼产生柔性变形后的非稳态气动力分布的变化，升力系数和俯仰力矩系数统一表示如下形式：

其中，表示气动力系数，表示不考虑失速情况下的环量气动力系数， 表示失速情况下实际环量气动力系数相对于不考虑失速时的静态环量气动力系数的变化量；为有效攻角，为俯仰角，单位为弧度制；为远前方来流速度；为半弦长；，，，，，，，，和为根据流场计算数据拟合而得的系数。得到不同机翼剖面的气动力分布后沿展向积分，即可得到机翼产生变形后的气动力分布；

步骤六：将上述气动力的变化带入无人机挂载投放的多体动力学方程，求解得到无人机的加速度，积分得到速度后将其带入无人机六自由度运动学方程，利用无人机六自由度运动学方程求解分析无人机的响应，下式为机体运动学方程：

其中，、、和、、分别为无人机质心平动速度和绕质心转动角速度在机体坐标系三轴的分量；、、为无人机在地面坐标系下的位置；、、分别为载机的滚转角、俯仰角以及偏航角。

Claims (8)

1.一种随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1，基于无人机实际飞行状态，获得无人机与挂载的参数，包括无人机与挂载的质心位置坐标、质量以及惯量矩阵；

S2，基于无人机与挂载的参数，运用多刚体动力学原理，根据多刚体理论的Schiehlen法，将无人机及挂载看成单独的刚体，分别建立无人机与挂载的牛顿-欧拉动力学方程，而后组装成矩阵形式并应用达朗伯原理，建立无人机挂载投放的多体动力学方程；

S3：采用适用于移动边界的非结构网格非定常流场计算方法，耦合挂载刚体六自由度运动学、牛顿-欧拉动力学方程，求解非定常流场中无人机的实时气动力，与稳态气动力相减，求出挂载投放带来的时间历程下非稳态气动力分布的变化；

S4，输入机翼结构参数，基于几何精确完全本征梁模型，考虑大展弦比机翼的柔性变形，计算投放挂载后机翼的变形情况；判断机翼的变形是否大于给定的变形，若否，则直接进入S6；若是，则进入S5；

S5：基于投放挂载后机翼的变形情况，利用ONERA气动力模型，计算机翼产生柔性变形后的非稳态气动力分布的变化；

S6：将非稳态气动力分布的变化带入无人机挂载投放的多体动力学方程，同时考虑挂载分离带来的无人机质心位置以及惯量矩阵的变化，利用无人机六自由度运动学方程求解分析无人机的动力学响应；

所述步骤S2中，无人机挂载投放的多体动力学方程为

其中，为质量对角矩阵，为几何雅可比矩阵，表示陀螺力和离心力矩阵，为系统的广义坐标，为主动力矩阵，为时间。

2.如权利要求1所述的随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法，其特征在于，所述步骤S1中，无人机为大展弦比固定翼无人机，展弦比大于8。

3.如权利要求1所述的随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法，其特征在于，所述步骤S2中，在组装时，无人机与挂载的相对位置由系统的广义坐标给出；无人机与挂载的相对位置以及机翼的夹角可根据实际情况改变。

4.如权利要求1所述的随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法，其特征在于，所述步骤S3中，所述适用于移动边界的非结构网格非定常流场计算方法具体为：运用重叠网格技术以及6DOF模型实现挂载投放的瞬态计算。

5.如权利要求4所述的随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法，其特征在于，所述步骤S3中，稳态气动力由非结构网格定常流场计算方法得到。

6.如权利要求1所述的随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法，其特征在于，所述步骤S4中，几何精确完全本征梁模型为

其中，前两式为动力学方程，后两式为运动学方程；和分别表示对时间和梁参考线坐标求导；表示矢量叉乘算子；为沿直角坐标系第一个分量方向的单位矢量；和分别为内力和内力矩；是预扭/弯曲率；和分别为力应变和力矩应变；和分别为惯性线动量和角动量；和分别为惯性速度和角速度；和分别为单位长度上的外力和外力矩。

7.如权利要求1所述的随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法，其特征在于，所述步骤S5中，所述气动力分布包括升力系数和俯仰力矩系数，统一表示为：

其中，表示气动力系数，表示不考虑失速情况下的环量气动力系数，表示失速情况下实际环量气动力系数相对于不考虑失速时的静态环量气动力系数的变化量；为有效攻角，为俯仰角，单位为弧度制；为远前方来流速度；为半弦长；，，，，，，，，和为根据流场计算数据拟合而得的系数。

8.如权利要求1所述的随动载荷突变的大展弦比无人机飞行动力学分析方法，其特征在于，所述步骤S6中，无人机六自由度运动学方程为

其中，、、和、、分别为无人机质心平动速度和绕质心转动角速度在机体坐标系三轴的分量；、、为无人机在地面坐标系下的位置；、、分别为载机的滚转角、俯仰角以及偏航角。

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