CN118094780A - 基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法，该方法包括：基于气动干扰建立涵道中螺旋桨的初始动力学模型，各所述涵道中匹配一所述螺旋桨；将所述螺旋桨的出流口的尾流边界、不同所述涵道中螺旋桨的间距以及所述螺旋桨的尾迹平面到所述螺旋桨的桨盘的归一化距离予以关联，计算出所述螺旋桨的尾流边界的偏移量；基于所述尾流边界的偏移量对所述初始动力学模型进行转化，得到目标动力学模型。通过本申请，能够得到更为精确的样机的动力学模型，有效地提升了样机的控制性能，且在高空修复设备、救援及接近复杂紧凑环境下的机动与相关作业等方面有广泛的应用前景。
Description
技术领域
本发明涉及无人机控制技术领域，特别涉及一种基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法。
背景技术
一般而言，保证无人机作业具备高效的工作性能的前提是其闭环系统控制性能良好，而闭环系统的控制性能，往往由于其标称动力学模型息息相关。因此需要对无人机系统开展耦合动力学的研究，这是进一步改善其控制性能的理论基础。为了保证控制性能的跟踪误差响应尽可能小，往往需要一个好的开环控制系统，而开环控制系统又需要一个良好可靠的动力学模型，它能准确地表示出所期望的系统动力学。
以往涵道式无人机动力学的建模研究，为了建模的简化和后续控制器的设计方便，涵道螺旋桨之间相互干扰所带来的气动影响通常被忽略，然而未建模且复杂的空气动力学是精确飞行控制的最显著挑战之一。
传统的无人机控制方法在控制设计中忽略了这些非定常、非线性的气动效应，会导致控制性能大幅下降，因此，考虑涵道螺旋桨气动干扰的系统非线性动力学机理推导还有待探索。
发明内容
基于此，本发明的目的是提供一种基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法，以解决现有技术中的不足。
为实现上述目的，本发明提供了一种基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法，所述方法包括：
基于气动干扰建立涵道中螺旋桨的初始动力学模型，各所述涵道中匹配一所述螺旋桨；
将所述螺旋桨的出流口的尾流边界、不同所述涵道中螺旋桨的间距以及所述螺旋桨的尾迹平面到所述螺旋桨的桨盘的归一化距离予以关联，计算出所述螺旋桨的尾流边界的偏移量；
基于所述尾流边界的偏移量对所述初始动力学模型进行转化，得到目标动力学模型。
优选的，所述基于气动干扰建立涵道中螺旋桨的初始动力学模型的步骤包括：
建立无气动干扰下涵道中螺旋桨的动量理论模型和叶素理论模型；
将所述动量理论模型和所述叶素理论模型进行联立，并基于气动干扰建立多涵道中一螺旋桨的初始动力学模型。
优选的，所述初始动力学模型的表达式如下所示：
其中，为气动干扰下所述螺旋桨的气动升力，/>为空气密度，/>为所述涵道中螺旋桨的半径，/>为所述螺旋桨的桨盘的平面面积，/>为所述涵道的入流口的入流平面面积，/>为所述螺旋桨的桨盘处的气流流速，/>为所述螺旋桨的桨叶的数目，/>为升力系数的斜率，/>为所述桨叶的弦长，/>为所述螺旋桨的转速，/>为所述螺旋桨的安装角，为所述螺旋桨的桨叶的扭转角，/>为前进比。
优选的，所述计算出所述螺旋桨的尾流边界的偏移量的步骤包括：
创建样机三维模型，简化所述三维模型并保留其主要特征，得到预备模型；
通过旋转参考系法对所述预备模型中处于预设转速时的螺旋桨的气动特性进行数值仿真，得到相应速度流线云图；
通过所述速度流线云图拟合得到相邻所述涵道的螺旋桨处于气动干扰时的尾流边界参考曲线，并基于所述尾流边界参考曲线拟合出所述预备模型中第一归一化距离为0.8437时所述螺旋桨的归一化尾迹偏移量与第二归一化距离的第一关系式。
优选的，所述得到预备模型的步骤之后，所述方法还包括：
将所述预备模型导入有限元网格划分软件中，并改变所述预备模型中相邻所述涵道中螺旋桨的间距后，对所述螺旋桨的尾迹偏移量进行相应数据仿真分析，得到所述第一归一化距离的第二关系式；
基于所述第一关系式和所述第二关系式分析并计算所述螺旋桨的尾流边界的偏移量。
优选的，所述方法还包括：
基于所述螺旋桨建立需要坐标系，其中，以多个所述涵道的所在平面的中心点为原点，以附有最短间距的相邻两个所述涵道的对称轴为X轴，以附有最长间距的相邻两个所述涵道的对称轴为Y轴，以垂直于所述涵道的平面的直线为Z轴。
优选的，所述方法还包括：
将不同所述涵道的螺旋桨之间的距离沿所述X轴或所述Y轴进行归一化处理，得到第一归一化距离；
将所述螺旋桨的尾迹平面到桨盘的距离沿所述Z轴进行归一化处理，得到第二归一化距离，所述第二归一化距离为所述螺旋桨的尾迹平面到所述螺旋桨的桨盘的归一化距离。
优选的，所述预备模型中当第一归一化距离为0.8437时所述螺旋桨的归一化尾迹偏移量与第二归一化距离的第一关系式如下所示：
其中，为所述螺旋桨的内尾迹边界，/>为所述螺旋桨的外尾迹边界，R为所述螺旋桨的旋翼半径，/>代表气动干扰下所述螺旋桨的归一化尾迹偏移量，/>和/>分别为所述螺旋桨的内尾迹边界与外尾迹边界的偏移常数，/>和/>分别为所述螺旋桨的内尾迹边界与外尾迹边界的偏移形状因子，/>为所述螺旋桨沿Z轴的归一化尾迹偏移量，Z为以螺旋桨中心为Z轴起点。
优选的，所述螺旋桨的尾迹偏移量与所述第一归一化距离的第二关系式如下所示：
其中，和/>分别为不同所述螺旋桨的第一归一化距离的指数函数，/>为相邻所述螺旋桨之间的间距，/>和/>分别为内侧尾流边界偏移量与不同旋翼之间的归一化距离拟合时的拟合指数，/>和/>分别为外侧尾流边界偏移量与不同旋翼之间的归一化距离拟合时的拟合指数。
本发明的有益效果是：通过将螺旋桨的出流口的尾流边界、不同涵道中螺旋桨的间距以及螺旋桨的尾迹平面到螺旋桨的键盘的归一化距离予以关联，计算出螺旋桨的尾流边界的偏移量，然后将该尾流边界的偏移量对带有气动干扰的初始动力学模型进行转化，得到更为精确的样机的目标动力学模型，有效地提升了样机的控制性能，且在高空修复设备、救援及接近复杂紧凑环境下的机动与相关作业等方面有广泛的应用前景。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
附图说明
图1为本发明实施例提供的基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的四涵道式无人机的结构示意图；
图3为本发明实施例提供的考虑相邻螺旋桨无气动干扰下的螺旋桨的动量理论模型的示意图；
图4为本发明实施例提供的考虑相邻螺旋桨气动干扰下的螺旋桨的动量理论模型的示意图；
图5为本发明实施例提供的考虑螺旋桨相互作用的内外尾迹边界模型示意图；
图6为本发明实施例提供的无机身的四涵道式无人机的俯视图；
图7为本发明实施例提供的考虑相邻螺旋桨无气动干扰下的螺旋桨的叶素理论模型的示意图；
图8为本发明实施例提供的考虑相邻螺旋桨气动干扰下的螺旋桨的叶素理论模型的示意图；
图9为本发明实施例提供的单涵道中螺旋桨与相邻所述螺旋桨的近似尾流边界的示意图。
如下具体实施方式将结合上述附图进一步说明本发明。
具体实施方式
为了便于理解本发明，下面将参照相关附图对本发明进行更全面的描述。附图中给出了本发明的若干实施例。但是，本发明可以以许多不同的形式来实现，并不限于本文所描述的实施例。相反地，提供这些实施例的目的是使对本发明的公开内容更加透彻全面。
需要说明的是，当元件被称为“固设于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者也可以存在居中的元件。当一个元件被认为是“连接”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或者可能同时存在居中元件。本文所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明的目的。
除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明。本文所使用的术语“及／或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。
请参阅图1，为本发明实施例中的基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法的流程图，该基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法，其研究对象为四涵道式无人机，以四涵道式无人机作为样机，该四涵道式无人机的结构示意图如图2所示，该无人机主要由四个涵道螺旋桨系统以及机身构成，四个涵道螺旋桨系统采用纵列形式，一边两个，且对称设置于机身两侧，每一个涵道内安装一个三叶的螺旋桨，且螺旋桨为炭纤维螺旋桨，其中，整个无人机的主要升力来源是四个涵道螺旋桨系统，其俯仰方向力矩由涵道1、涵道2中螺旋桨与涵道3、涵道4中螺旋桨转速差提供，滚转方向力矩由涵道1、涵道4中螺旋桨与涵道2、涵道3中螺旋桨转速差提供，偏航力矩由涵道1、涵道3中螺旋桨与涵道2、涵道4中螺旋桨转速差提供，以实现各种姿态的控制，其中，如图2所示，以涵道1中螺旋桨与涵道2中螺旋桨的连接方向为平台的Y方向，涵道1中螺旋桨与涵道4中螺旋桨的连接方向平台的X方向，以垂直于涵道的平面的方向为Z方向。
需要说明的是，当样机在悬停工况或者低速飞行时，每个涵道中的螺旋桨都会从其上方吸入气流，又从螺旋桨下方将其排出，而在进排气的过程中，相邻所述涵道中的螺旋桨的气流会相互干扰，影响样机的气动性能与动力学建模精度，研究考虑相邻所述涵道中螺旋桨相互气动干扰的无人机动力学建模，不仅有利于明确无人机系统的非线性耦合动力学机理，也有利于后续控制器的设计，有着重大的意义，这也是保障无人机在室内等约束环境中安全高效作业的重要支撑。
由于本实施例中的四涵道式无人机是关于X方向和Y方向对称的结构，以涵道1中的螺旋桨为例进行完整分析，推导其在受到其他螺旋桨气动干扰时的动力学方程，其他螺旋桨的研究方法一致，此处不再赘述。本申请中具体研究的是一种四涵道式无人机在悬停或者低速飞行时，考虑相邻涵道螺旋桨气动干扰效应的影响下，其整体动力学模型机理建模的方法，且考虑到样机主要应用场景为室内等复杂环境，其机动速度往往较低导致螺旋桨的转速较低，因此在建模过程中进行了部分假设和合理简化。
如图1所示，所述基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法包括如下步骤：
步骤S101，基于气动干扰建立涵道中螺旋桨的初始动力学模型，各所述涵道中匹配一所述螺旋桨；
其中，先建立无气动干扰下所述螺旋桨的叶素理论模型和动量理论模型，从而建立无气动干扰下所述螺旋桨的动力学模型，在无气动干扰下所述螺旋桨的动力学模型的基础上，建立考虑相邻所述涵道中螺旋桨存在气动干扰下的初始动力学模型。
步骤S102，将所述螺旋桨的出流口的尾流边界、不同所述涵道中螺旋桨的间距以及所述螺旋桨的尾迹平面到所述螺旋桨的桨盘的归一化距离予以关联，计算出所述螺旋桨的尾流边界的偏移量；
其中，在所述初始动力学模型中除了存在诱导速度和气动升力两个未知量之外，还存在气动干扰后出流平面面积这一未知量，因此需要先求解该出流平面面积这一未知量，可以理解的，当所述螺旋桨受到相邻螺旋桨的相互干扰时，所述螺旋桨的尾迹会发生偏移，破坏其单涵道中螺旋桨尾迹原始的对称性，从而也会导致涵道无穷远处的出流平面形状不能单纯视作一个圆形考虑，会发生变化，具体如图3和图4所示，可以看出考虑到相邻所述涵道中螺旋桨之间的相互气动干扰后，其尾迹偏移量发生了变化，图3为考虑相邻螺旋桨无气动干扰下的螺旋桨的动量理论模型，图4为考虑相邻螺旋桨气动干扰下的螺旋桨的动量理论模型。因此，在求解诱导速度和气动升力这两个位置参数之前，需要先求解所述螺旋桨的尾流边界的偏移量。
需要说明的是，为了更直观说明相邻气动扰动的影响，可将有无相邻涵道螺旋桨气动干扰时的动量理论模型示意图放在同一图下对比，以观测其具体区别，如图5所示。图5中，无气动干扰时螺旋桨的尾迹边界，是以为半径的圆，其尾迹中心为O点，无气动干扰时的尾流边界半径r1也可由单涵道螺旋桨模型下的叶素动量理论推导并求解，此处不予赘述。考虑相互干扰时的涵道螺旋桨尾迹边界，从/>到/>周长为d，其尾迹中心为mc点。为考虑气动干扰后尾迹向外偏移量，/>为考虑气动干扰后尾迹向内偏移量。
需要说明的是，所述螺旋桨的尾流边界的偏移量包括尾迹向外偏移量和尾迹向内偏移量，且所述尾迹向外偏移量和所述尾迹向内偏移量的表达式分别如下所示：
其中，R为旋翼半径，为考虑气动干扰后尾迹向外偏移量，/>为考虑气动干扰后尾迹向内偏移量，/>为无气动干扰时的尾流边界半径，/>为尾迹中心到气动干扰后外侧尾迹的距离，/>为尾迹中心到气动干扰后外侧尾迹的距离。
通过研究发现，所述螺旋桨的尾迹边界的偏移量主要与尾迹平面到桨盘的归一化Z向距离Z/R和不同旋翼之间的归一化距离L/R这两个因素有关，同时由于本文所研究的飞行平台，从图6可以明显看出，其并非是关于前后左右均匀对称的结构，因此受到螺旋桨间距离较小的Y方向相互干扰导致的偏移影响会更大，而X轴的影响相对较小，对角螺旋桨的间距L1-3相比X和Y轴都更大，根据研究发现对角螺旋桨几乎无相互影响，故此需要求解尾迹边界朝着X方向与Y方向的偏移量Oxin、Oxout、Oyin与Oyout。
步骤S103，基于所述尾流边界的偏移量对所述初始动力学模型进行转化，得到目标动力学模型。
其中，通过所述尾流边界的偏移量计算出出流平面面积，然后联立无气动干扰下所述螺旋桨的动力学模型和气动干扰下所述螺旋桨的初始动力学模型，计算得到诱导速度和气动升力这两个参数，将以上两个参数带入至所述初始动力学模型，从而得到所述目标动力学模型。
通过上述步骤，将螺旋桨的出流口的尾流边界、不同涵道中螺旋桨的间距以及螺旋桨的尾迹平面到螺旋桨的键盘的归一化距离予以关联，计算出螺旋桨的尾流边界的偏移量，然后将该尾流边界的偏移量对带有气动干扰的初始动力学模型进行转化，得到更为精确的样机的目标动力学模型，有效地提升了样机的控制性能，且在高空修复设备、救援及接近复杂紧凑环境下的机动与相关作业等方面有广泛的应用前景。
在其中一些实施例中，所述基于气动干扰建立涵道中螺旋桨的初始动力学模型的步骤包括：
建立无气动干扰下涵道中螺旋桨的动量理论模型和叶素理论模型；
其中，如图3和图7分别为无相邻涵道中螺旋桨的气动干扰的单涵道螺旋桨系统的动量理论模型和叶素理论模型的示意图，图3中，为其入流处气流流速，/>为其入流处平面面积，/>为其出流处气流流速，/>为其出流平面面积，桨盘平面处的气流流速和平面面积分别为/>和/>；图7中，/>为沿桨叶径向/>处的叶素微元，对该叶素微元开展研究，是微元处的轴向速度，/>是微元处的切向速度。一般而言，流过桨盘处的气流只考虑轴向，因此径向流速此处予以忽略，那么叶素微元处的合流速可以写为/>。
可以理解的，由无相邻涵道中螺旋桨的气动干扰下的螺旋桨的动量理论模型和叶素理论模型，可以联立两组流经螺旋桨的诱导速度与气动升力的第一方程式，具体第一方程式如下所示：
其中，为无气动干扰下所述螺旋桨的气动升力，/>为空气密度，/>为所述涵道中螺旋桨的半径，/>为所述螺旋桨的桨盘的平面面积，/>为所述涵道的入流口的入流平面面积，/>为所述螺旋桨的桨盘处的气流流速，/>为所述螺旋桨的桨叶的数目，/>为升力系数的斜率，/>为所述桨叶的弦长，/>为所述螺旋桨的转速，/>为所述螺旋桨的安装角，/>为所述螺旋桨的桨叶的扭转角，/>为前进比，/>。
将所述动量理论模型和所述叶素理论模型进行联立，并基于气动干扰建立多涵道中一螺旋桨的初始动力学模型。
其中，在以上基础上，建立了考虑相邻涵道螺旋桨气动干扰的涵道螺旋桨系统的动量理论模型与叶素理论模型示意图，分别如图4与图8所示。图4中，为其入流处气流流速，/>为其入流处平面面积，/>为其出流处气流流速，/>为其出流平面面积，桨盘平面处的气流流速和平面面积分别为/>和/>。图8中，/>为沿桨叶径向/>处的叶素微元，对该叶素微元开展研究，/>是考虑涵道螺旋桨气动干扰后微元处的轴向速度，/>是微元处的切向速度。一般而言，流过桨盘处的气流只考虑轴向，因此径向流速此处予以忽略，那么叶素微元处的合流速可以写为/>。此外，图8中的/>为所述螺旋桨的安装角，/>为考虑涵道螺旋桨气动干扰后的来流角，/>为考虑涵道螺旋桨气动干扰后的叶素迎角，/>为方位角。
对比图3与图7，图4与图8可以看出，对于动量理论而言，由于入流处流速低，因此入流处平面面积在低流速作用下也近似认为不发生改变，相邻涵道螺旋桨气动干扰不仅影响了气流流经螺旋桨时的诱导速度，还改变了流过螺旋桨后经涵道扩散的尾流边界；对于叶素理论而言，相邻涵道螺旋桨带来的气动干扰主要体现在改变了气流流经螺旋桨时的诱导速度。因此，需要将单涵道中螺旋桨的动量理论与叶素理论的推导公式中的相关参数分别考虑相邻涵道螺旋桨气动干扰，可以将上述中的第一方程式改写为所需的初始动力学模型。
在其中一些实施例中，所述初始动力学模型的表达式如下所示：
其中，为气动干扰下所述螺旋桨的气动升力，/>为空气密度，/>为所述涵道中螺旋桨的半径，/>为所述螺旋桨的桨盘的平面面积，/>为所述涵道的入流口的入流平面面积，/>为所述螺旋桨的桨盘处的气流流速，/>为所述螺旋桨的桨叶的数目，/>为升力系数的斜率，/>为所述桨叶的弦长，/>为所述螺旋桨的转速，/>为所述螺旋桨的安装角，为所述螺旋桨的桨叶的扭转角，/>为前进比，/>。
在其中一些实施例中，所述计算出所述螺旋桨的尾流边界的偏移量的步骤包括：
创建样机三维模型，简化所述三维模型并保留其主要特征，得到预备模型；
其中，通过在三维软件ICEM中，根据实物飞行平台的几何尺寸和特征参数可以绘制出其三维模型。在对整机进行数值计算之前，为了降低计算的复杂度，需要先对样机的三维模型进行相关合理简化，以得到便于计算的几何模型。具体为，由于起落架的整体结构尺寸相对整机平台的尺寸很小，且均布在两侧，对飞行平台的气动性能几乎没有影响，因此此处将其删除，与此类似，外部布置的一些传感器因为其尺寸相对较小，在后续的数值计算中也予以省略。将保留主要特征的三维样机模型导入到ICEM软件中，得到预备模型，并对预备模型进行有限元网格划分。
通过旋转参考系法对所述预备模型中处于预设转速时的螺旋桨的气动特性进行数值仿真，得到相应的速度流线云图；
其中，为了量化所述尾迹向外偏移量和所述尾迹向内偏移量的表达式中的具体参数值，需要求解出偏移量Oxin、Oxout、Oyin与Oyout的具体数值。首先，研究归一化尾迹偏移量与尾迹平面到桨盘的归一化Z向距离Z/R之间的关系，具体为，首先采用流体力学中的旋转参考系法，来数值仿真样机的螺旋桨在不同转速时的气动特性，该气动特性包括气动性能和流场机理，从而得到样机的速度流线云图。
通过所述速度流线云图拟合得到相邻所述涵道的螺旋桨处于气动干扰时的尾流边界参考曲线，并基于所述尾流边界参考曲线拟合出所述预备模型中第一归一化距离为0.8437时所述螺旋桨的归一化尾迹偏移量与第二归一化距离的第一关系式。
其中，0.8437为样机X轴上两个螺旋桨的中心距离与螺旋桨的半径的比值，如9所示，为所述螺旋桨与两个所述螺旋桨的近似尾流边界示意云图，图9中，左侧为单涵道中螺旋桨的云图，右侧为样机沿X轴截面的云图，且分别为单涵道中螺旋桨的尾流边界近似曲线、飞行平台尾流边界近似曲线。由图9中可以看出，由于涵道的存在，在归一化Z向距离Z/R大于-2时，两者的尾流边界均会略微扩张，当Z/R小于-2时，尾迹边界才逐渐收缩，并且发现尾迹平面到桨盘的归一化距离Z/R小于-7之后，就近似不再收缩。
需要说明的是，所述第一关系式的表达式如下所示：
其中，为螺旋桨的内尾迹边界，/>为螺旋桨的外尾迹边界，R为螺旋桨的旋翼半径，/>代表气动干扰下所述螺旋桨的归一化尾迹偏移量，/>和/>分别为螺旋桨的内尾迹边界与外尾迹边界的偏移常数，/>和/>分别为螺旋桨的内尾迹边界与外尾迹边界的偏移形状因子，通过分析发现，/>和/>皆只与螺旋桨的数目有关，而与其他因素无关，对于本样机通过分析求得其值为0.533，/>为螺旋桨沿Z轴的归一化尾迹偏移量，Z为以螺旋桨中心，且为Z轴起点。
需要说明的是，此处定义为Z/R=-2时的归一化尾迹偏移量，此处称为尾迹边界偏移常数，其可以拟合表示为不同旋翼之间的归一化距离L/R的相关函数。/>的值越大，表明当Z/R=-2时的尾迹边界偏移越大。对第一关系式左侧取log对数后，可以得到一条斜率为常数的直线，定义/>为尾迹边界偏移形状因子，在不同Z/R时，其决定了尾迹的形状，随着归一化旋翼的间隔距离的增大，旋翼与旋翼之间的相互作用会逐渐减弱，尾迹边界偏移常数在内外尾迹边界均会收敛为零。
在其中一些实施例中，所述得到预备模型的步骤之后，所述方法还包括：
将所述预备模型导入有限元网格划分软件中，并改变所述预备模型中相邻所述涵道中螺旋桨的间距后，对所述螺旋桨的尾迹偏移量进行相应数据仿真分析，得到所述第一归一化距离的第二关系式；
其中，所述第二关系式是不同尾迹偏移量、不同尾迹边界偏移形状因子和螺旋桨间距的相应关系式，具体为，通过研究表明，只与旋翼数目有关，基本不随旋翼之间的距离变化而变化，当给定的螺旋桨数目为4时，通过拟合得到/>，为固定常数。和/>可近似表示为不同螺旋桨之间归一化距离L/R的指数函数，因此，所述第二关系式的表达式如下所示：
其中，和/>分别为可近似表示为不同螺旋桨之间归一化距离L/R的指数函数，/>和/>分别为内侧尾流边界偏移量与不同旋翼之间的归一化距离拟合时的拟合指数，/>和/>分别为外侧尾流边界偏移量与不同旋翼之间的归一化距离拟合时的拟合指数，/>为涵道1中螺旋桨与涵道4中螺旋桨之间的距离。
需要说明的是，由不同涵道螺旋桨间距的速度流线云图进行拟合，可分别求出、/>、/>、/>。
额外说明的是，与X轴分析类似，Y轴两个螺旋桨的尾迹偏移常数也可以近似表示为不同旋翼之间归一化距离L/R的指数函数，如以下公式所示：
其中，为涵道1中螺旋桨与涵道2中螺旋桨之间的距离，/>和/>分别为可近似表示为不同螺旋桨之间归一化距离L/R的指数函数。
由不同涵道螺旋桨间距的速度流线云图进行拟合，也可分别求出、/>、、/>。
基于所述第一关系式和所述第二关系式分析并计算所述螺旋桨的尾流边界的偏移量。
在其中一些实施例中，所述方法还包括：
基于所述螺旋桨建立需要坐标系，其中，以多个所述涵道的所在平面的中心点为原点，以附有最短间距的相邻两个所述涵道的对称轴为X轴，以附有最长间距的相邻两个所述涵道的对称轴为Y轴，以垂直于所述涵道的平面的直线为Z轴。
其中，如图2所示，以涵道1中螺旋桨与涵道2中螺旋桨的连接方向为平台的Y方向，涵道1中螺旋桨与涵道4中螺旋桨的连接方向平台的X方向，以垂直于所述涵道的平面的方向为Z方向。
在其中一些实施例中，所述方法还包括：
将不同所述涵道的螺旋桨之间的距离沿所述X轴或所述Y轴进行归一化处理，得到第一归一化距离；
将所述螺旋桨的尾迹平面到桨盘的距离沿所述Z轴进行归一化处理，得到第二归一化距离，所述第二归一化距离为所述螺旋桨的尾迹平面到所述螺旋桨的桨盘的归一化距离。
在其中一些实施例中，所述预备模型中当第一归一化距离为0.8437时所述螺旋桨的归一化尾迹偏移量与第二归一化距离的第一关系式如下所示：
其中，为螺旋桨的内尾迹边界，/>为螺旋桨的外尾迹边界，R为螺旋桨的旋翼半径，/>代表气动干扰下所述螺旋桨的归一化尾迹偏移量，/>和/>分别为螺旋桨的内尾迹边界与外尾迹边界的偏移常数，/>和/>分别为螺旋桨的内尾迹边界与外尾迹边界的偏移形状因子，通过分析发现，/>和/>皆只与螺旋桨的数目有关，而与其他因素无关，对于本样机通过分析求得其值为0.533，/>为螺旋桨沿Z轴的归一化尾迹偏移量，Z为以螺旋桨中心，且为Z轴起点。
在其中一些实施例中，述螺旋桨的尾迹偏移量与所述第一归一化距离的第二关系式如下所示：
其中，和/>分别为不同所述螺旋桨的第一归一化距离的指数函数，/>为相邻所述螺旋桨之间的间距，/>和/>分别为内侧尾流边界偏移量与不同旋翼之间的归一化距离拟合时的拟合指数，/>和/>分别为外侧尾流边界偏移量与不同旋翼之间的归一化距离拟合时的拟合指数。
需要说明的是，上述的实施过程只是为了说明本申请的可实施性，但这并不代表本申请的基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法只有上述唯一一种实施流程，相反的，只要能够将本申请的基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法实施起来，都可以被纳入本申请的可行实施方案。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明的保护范围应以所附权利要求为准。
Claims (9)
1.一种基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法，其特征在于，所述方法包括：
基于气动干扰建立涵道中螺旋桨的初始动力学模型，各所述涵道中匹配一所述螺旋桨；
将所述螺旋桨的出流口的尾流边界、不同所述涵道中螺旋桨的间距以及所述螺旋桨的尾迹平面到所述螺旋桨的桨盘的归一化距离予以关联，计算出所述螺旋桨的尾流边界的偏移量；
基于所述尾流边界的偏移量对所述初始动力学模型进行转化，得到目标动力学模型。
2.根据权利要求1所述的基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法，其特征在于，所述基于气动干扰建立涵道中螺旋桨的初始动力学模型的步骤包括：
建立无气动干扰下涵道中螺旋桨的动量理论模型和叶素理论模型；
将所述动量理论模型和所述叶素理论模型进行联立，并基于气动干扰建立多涵道中一螺旋桨的初始动力学模型。
3.根据权利要求2所述的基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法，其特征在于，所述初始动力学模型的表达式如下所示：
其中，为气动干扰下所述螺旋桨的气动升力，/>为空气密度，/>为所述涵道中螺旋桨的半径，/>为所述螺旋桨的桨盘的平面面积，/>为所述涵道的入流口的入流平面面积，为所述螺旋桨的桨盘处的气流流速，/>为所述螺旋桨的桨叶的数目，/>为升力系数的斜率，/>为所述桨叶的弦长，/>为所述螺旋桨的转速，/>为所述螺旋桨的安装角，/>为所述螺旋桨的桨叶的扭转角，/>为前进比。
4.根据权利要求1所述的基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法，其特征在于，所述计算出所述螺旋桨的尾流边界的偏移量的步骤包括：
创建样机三维模型，简化所述三维模型并保留其主要特征，得到预备模型；
通过旋转参考系法对所述预备模型中处于预设转速时的螺旋桨的气动特性进行数值仿真，得到相应速度流线云图；
通过所述速度流线云图拟合得到相邻所述涵道的螺旋桨处于气动干扰时的尾流边界参考曲线，并基于所述尾流边界参考曲线拟合出所述预备模型中第一归一化距离为0.8437时所述螺旋桨的归一化尾迹偏移量与第二归一化距离的第一关系式。
5.根据权利要求4所述的基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法，其特征在于，所述得到预备模型的步骤之后，所述方法还包括：
将所述预备模型导入有限元网格划分软件中，并改变所述预备模型中相邻所述涵道中螺旋桨的间距后，对所述螺旋桨的尾迹偏移量进行相应数据仿真分析，得到所述第一归一化距离的第二关系式；
基于所述第一关系式和所述第二关系式分析并计算所述螺旋桨的尾流边界的偏移量。
6.根据权利要求5所述的基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法，其特征在于，所述方法还包括：
基于所述螺旋桨建立需要坐标系，其中，以多个所述涵道的所在平面的中心点为原点，以附有最短间距的相邻两个所述涵道的对称轴为X轴，以附有最长间距的相邻两个所述涵道的对称轴为Y轴，以垂直于所述涵道的平面的直线为Z轴。
7.根据权利要求6所述的基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法，其特征在于，所述方法还包括：
将不同所述涵道的螺旋桨之间的距离沿所述X轴或所述Y轴进行归一化处理，得到第一归一化距离；
将所述螺旋桨的尾迹平面到桨盘的距离沿所述Z轴进行归一化处理，得到第二归一化距离，所述第二归一化距离为所述螺旋桨的尾迹平面到所述螺旋桨的桨盘的归一化距离。
8.根据权利要求4所述的基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法，其特征在于，所述预备模型中当第一归一化距离为0.8437时所述螺旋桨的归一化尾迹偏移量与第二归一化距离的第一关系式如下所示：
其中，为所述螺旋桨的内尾迹边界，/>为所述螺旋桨的外尾迹边界，R为所述螺旋桨的旋翼半径，/>代表气动干扰下所述螺旋桨的归一化尾迹偏移量，/>和/>分别为所述螺旋桨的内尾迹边界与外尾迹边界的偏移常数，/>和/>分别为所述螺旋桨的内尾迹边界与外尾迹边界的偏移形状因子，/>为所述螺旋桨沿Z轴的归一化尾迹偏移量，Z为以螺旋桨中心为Z轴起点。
9.根据权利要求5所述的基于相邻涵道中螺旋桨气动干扰的动力学机理建模方法，其特征在于，所述螺旋桨的尾迹偏移量与所述第一归一化距离的第二关系式如下所示：
其中，和/>分别为不同所述螺旋桨的第一归一化距离的指数函数，/>为相邻所述螺旋桨之间的间距，/>和/>分别为内侧尾流边界偏移量与不同旋翼之间的归一化距离拟合时的拟合指数，/>和/>分别为外侧尾流边界偏移量与不同旋翼之间的归一化距离拟合时的拟合指数。
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