[发明专利]一种多旋翼机的飞行品质建模校核方法

权利要求书

1.一种多旋翼机的飞行品质建模校核方法，其特征在于，所述方法包括：

S1，建立多旋翼机质心的线运动动力学方程和绕质心转动动力学方程，具体为：

定义机体坐标系(X，Y，Z)，X轴指向多旋翼机前飞方向，Z轴垂直机体平面向上，Y轴则根据右手法则确定，机体坐标系的原点取在机体重心位置；

多旋翼机质心的线运动动力学方程和绕质心转动动力学方程分别为：

其中，I_3×3为单位矩阵，Ω_3×1＝[p，q，r]^T是机体坐标系中绕3个轴的转动角速度，V_3×1＝[u，v，w]^T是机体坐标系中3个轴方向上的线速度，F_3×1向量表示多旋翼机受到的合力，由旋翼的拉力T_r、重力W、机身的升力T_f、阻力D_f和侧向力L_f组成，J_3×3是全机相对于质心的转动惯量矩阵，M_3×1是外力对机身质心的3个方向合力矩，包括机身气动力矩、旋翼拉力对质心形成的力矩、旋翼气动反扭矩Q、旋翼转速改变产生的惯性反扭矩，以及旋翼随机身转动而产生的陀螺力矩；

变量上加点表示求该变量对时间的一阶导数；

S2，建立三个姿态角的运动学方程，根据多旋翼机线运动动力学方程、绕质心转动动力学方程、三个姿态角的运动学方程，得到关于多旋翼机九个运动状态量的飞行动力学微分方程组；

S3，对飞行动力学微分方程组进行配平，得到平衡状态，具体为：

采用广义逆矩阵法求解N个旋翼拉力的最小范数解，假设全机配平中对N副旋翼产生的合拉力和N副旋翼产生的对全机质心三个方向合力矩分别为T_r、M_rφ、M_rθ、M_rψ，则N副旋翼的拉力与全机合力之间的关系满足下式：

其中，ψ表示多旋翼机的偏航角，θ表示多旋翼机的俯仰角，φ表示多旋翼机的滚转角，T₁到T_N为N副旋翼的拉力，l为每副旋翼中心到无人机重心的距离，P_Q/P_T是当前状态下的旋翼反扭矩和拉力比；

以伪逆矩阵方法求解上式的最小范数解，将上式中的右侧系数矩阵表示为A_rotor，则平衡状态下采用伪逆矩阵法求解公式中的旋翼拉力：

S4，在平衡状态下对所述飞行动力学微分方程组进行小扰动线化，并对多旋翼机的飞行品质指标进行校核。

2.根据权利要求1所述的一种多旋翼机的飞行品质建模校核方法，其特征在于，旋翼的拉力T_r和旋翼气动反扭矩Q的得到过程为：

旋翼桨叶旋转中逸出的尾迹涡流场进行时间和空间离散，得到时间和空间离散的尾迹涡流场；

采用时间步进计算格式计算尾迹涡流场的运动过程，并得到尾迹涡流场的稳定结构；

根据尾迹涡流场的稳定结构下的参数计算旋翼的拉力T_r和旋翼气动反扭矩Q。

3.根据权利要求2所述的一种多旋翼机的飞行品质建模校核方法，其特征在于，时间步进计算格式具体为：

其中，r表示尾迹涡线上每一离散节点处的位置矢量，u表示离散节点处的速度矢量，下标l、k表示离散计算中时间和空间的离散编号，Ω是旋翼旋转角速度，Δψ表示旋翼旋转方位角的空间离散步长。

4.根据权利要求3所述的一种多旋翼机的飞行品质建模校核方法，其特征在于，根据尾迹涡流场的稳定结构下的参数计算旋翼的拉力T_r和旋翼气动反扭矩Q，具体为：

其中，nb表示桨叶片数，nseg是每片桨叶离散分段数，ΔL是每个桨叶离散段受到的升力，ΔD是每个桨叶离散段受到的阻力，Δm是每个桨叶离散段的质量，β是桨叶挥舞角，β^*是每个桨叶离散段处的入流角，是每个桨叶离散段到桨毂中心的距离，Ω是旋翼旋转角速度。