[发明专利]基于仿生柔性机翼的小型无人飞行器飞行动力学优化方法

权利要求书

1.基于仿生柔性机翼的小型无人飞行器飞行动力学优化方法，其特征在于：包括如下步骤，

步骤一：根据小型无人飞行器设计要求设计带有薄膜翼型的仿生柔性机翼的气动外形；

步骤二：在步骤一设计薄膜机翼的气动外形基础上，完成小型无人飞行器总体设计，所述的小型无人飞行器总体设计包括机身内部结构设计与机身、尾翼的气动外形设计，即完成小型无人飞行器全机气动外形总体设计；

步骤三：在步骤二完成小型无人飞行器总体设计的全机气动外形基础上，完成全机气动力建模与计算，包括机翼展向气动力分布；

步骤四：根据步骤二小型无人飞行器总体设计得到质量特性和步骤三全机气动力建模计算得到的气动特性，建立纵向飞行动力学的小扰动线性化模型，并转化成形如公式(1)的状态空间形式；

其中：下标R表示刚性情况；x_R＝[u α q θ]^T为刚体运动四阶状态量；四个状态量分别为前向速度、攻角、俯仰角速度，俯仰角；w_g为阵风引起的垂直空速；u₀为巡航速度；g为重力加速度；矩阵A_RR与G_R当中各个元素的具体表达式通过表1和表2中找到；

表1 矩阵A与G中各个导数的定义

表2 关于结构模态的广义气动导数的定义

其中：S为机翼面积，b为翼展，c为当地弦长，为平均气动弦长，Q为动压，m为飞行器总质量，I_y表示小型无人飞行器的俯仰转动惯量，x_E表示弹性轴到质心之间在x方向上的距离，e表示弹性轴与气动中心之间的距离，m_i、分别表示第i阶模态的广义质量、模态振型中的扭转部分以及模态振型中的弯曲部分；C_l0(y)和C_lα(y)分别为C_L0和C_Lα在机翼展向上的分布；

步骤五：根据小型无人飞行器设计要求和步骤一得到的仿生柔性机翼气动外形，设计仿生柔性机翼结构；

步骤六：在机翼弦向配置翼肋，降低弹性变形引起的薄膜翼型改变，以减少机翼准定常气动力的非线性变化；

步骤七：对机翼进行基于壳单元的有限元建模，并进行翼根固定的模态化处理，得出前几阶模态的自然频率、模态振型和广义质量，并分析出首阶模态振型的主扭转特点，以及前n阶模态振型中扭转部分占有较大的比重，前几阶模态振型即前n阶模态振型；模态化处理后的机翼结构动力学由方程(2)表示；

其中：表示机翼的弹性变形量；η_i，ζ_i和ω_i分别表示第i阶模态的广义坐标、模态振型、模态阻尼和模态频率；

步骤八：校核步骤七得到的前几阶模态的振型，确保模态振型中不会产生明显的翼型变形扭曲；如有产生明显的翼型变形扭曲现象，则对翼肋的分布与设计进行修改加强，重复步骤五到步骤七，直至确保主扭转模态振型中不会产生明显的翼型变形扭曲；

步骤九：综合步骤四得出的小型无人机飞行动力学模型、步骤七得出的机翼模态的自然频率、模态振型和广义质量、与步骤三得出的机翼展向气动力分布，联立如公式(1)所述的飞行动力学方程组与如公式(2)所示的结构动力学方程组，加入耦合项，得出互相耦合的如公式(3)的结构动力学方程组和如公式(4)的飞行动力学方程组；并联立如公式(3)的机翼气动弹性方程组和如公式(4)的飞行动力学方程组，得到耦合了机翼气动弹性的纵向飞行动力学模型的状态空间形式如公式(5)所示；

其中：表示关于第j阶模态的广义气动力；下标E表示弹性情况；状态量x_E＝[η₁ η₂... η_n]^T为表征弹性变形的状态向量；各个子矩阵的具体组成如公式(6)所示；

步骤九：求解如公式(5)所示耦合状态空间中的关键性广义气动导数和稳定性矩阵A的特征根，根据广义气动导数确定机翼气动弹性对小型无人机飞行动力学的影响；

步骤十：在通过步骤九明确机翼气动弹性对小型无人飞行器飞行动力学的影响的基础上，在不改变机身结构布置和总体气动布局的情况下，通过调整机翼不同弦向位置处的机翼薄膜厚度来改变公式(6)中机翼弹性轴与气动中心的距离e以及机翼的弯扭耦合形式来调整的符号与大小；重复步骤五到步骤九，直至实现在不改变机身结构布置和总体气动布局的情况下达到增强飞行稳定性，减小阵风扰动的目的；

所述的弯扭耦合形式指与之间的相对大小和符号。