本发明属于航空基础理论及试验下的螺旋桨空气动力学领域，具体地说是一种基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法、旋翼气动力模型及其在多旋翼飞行器上的应用。
背景技术：
1、近年来，旋翼无人机被广泛应用于军民的多个领域，持续引领行业技术变革。随着应用环境的逐步复杂，旋翼无人机在国防军工、科学考察和灾后搜救等应用中甚至需要发挥其高机动乃至物理极限性能，以实现安全稳定的自主飞行。但动态入流下的旋翼动力往往复杂而不稳定，为其安全飞行控制带来挑战。如何在线准确估计旋翼气动力，成为实现高机动安全自主飞行的关键问题之一。
2、旋翼气动机理复杂、变量耦合度高，而经典在线模型认为旋翼气动力仅与旋翼转速的平方成正比，忽略了机动飞行状态中旋翼因动态入流而更为复杂的气动状况，导致其旋翼气动力预测值一般存在较大偏差，不适用旋翼无人机的机动飞行状态。基于叶素理论、由参数集成简化而来的一类集成参数模型，则在经典在线模型的基础上，考虑气动相关线性阻力项，可在保证相当计算效率的同时提高旋翼气动力计算精度，但依赖特定飞行状态假设下旋翼诱导速度的特殊解析解。而诱导速度正是描述旋翼气动力的关键量之一，且难以在任意飞行状态下求取其一般解析解。因此此类依赖诱导速度解析解的集成参数模型，通常因为其基于的特定飞行状态假设而影响模型精度，导致难以兼容高机动飞行状态。基于叶素动量(bem)理论的旋翼气动力模型不对飞行状态做额外假设，通过联立旋翼气动力动量模型和旋翼气动力叶素模型，bem理论以此求解诱导速度，再将此诱导速度值代入叶素模型以计算旋翼气动力。此类模型能较好地适应各种不同飞行状态，但因为叶素模型涉及较为复杂的积分，此类模型的计算复杂度普遍较高，难以满足现有机载平台在线计算的要求，限制了此类模型以在线旋翼气动模型形式的推广应用。于是，当前旋翼气动力建模方法所面临的问题可总结为其所得模型对机动飞行状态下的旋翼气动力预测精度不佳或模型计算复杂度高。
3、综上，为能进一步发挥旋翼无人机高机动飞行性能，实现复杂环境下的安全自主机动飞行，设计兼顾计算效率和模型精度的旋翼气动力建模方法，是未来高性能旋翼无人机发展的方向之一。
技术实现思路
1、针对上述问题，本发明的目的在于提供一种旋翼气动力建模方法，用以解决现有方法建立的气动力模型难以兼顾计算效率和模型精度，进而影响旋翼无人机高性能自主飞行的问题。
2、为了达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：
3、一种基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法，利用经典叶素理论建立旋翼叶素模型；对所述叶素模型进行参数集成，得到变量包含旋翼诱导速度的集成参数代数模型；基于叶素动量理论联立所述集成参数代数模型和旋翼动量模型，得到适用非下降飞行状态的旋翼气动力模型；基于涡环状态下的旋翼诱导速度近似，扩展所述旋翼气动力模型适用范围至全飞行状态。
4、所述方法包括以下步骤：
5、1)确定与目标旋翼桨叶气动相关的各参数子模型，包括桨叶基元升力系数cl的模型、桨叶基元阻力系数cd的模型、入流分布系数k的模型以及桨叶挥舞角β的模型；
6、2)基于各参数子模型，由叶素理论构建旋翼气动力叶素模型；
7、3)设定约简所述叶素模型时的近似条件；
8、4)基于所述近似条件，解析求解所述叶素模型，合并关于状态变量的同类项，得到关于状态变量的集成参数代数模型；
9、5)以旋翼诱导速度为自变量，联立所述集成参数代数模型和旋翼动量模型，得到适用于非下降飞行状态的旋翼气动力模型；
10、6)将所述旋翼气动力模型与旋翼诱导速度在涡环状态下的经验近似公式结合，得到适用于下降飞行状态的旋翼气动力模型；
11、7)合并步骤5)和步骤6)所得模型，考虑来流方向修正，得到适用于全飞行状态的单一旋翼气动力模型。
12、进一步的，步骤2)具体为：
13、分析桨叶在挥舞平面内的运动情况，构建叶素来流计算公式；
14、由叶素理论构建叶素气动力计算式及旋翼气动力关于叶素气动力的积分式，并将所述叶素气动力计算式、所述叶素来流计算式和所述各参数子模型依次代入所述积分式，得到旋翼气动力叶素模型；
15、其中，所述叶素来流计算式为：
16、
17、ut(r,ψ)＝ωrcosβ+vh sinψ
18、
19、
20、其中，u为来流速度的模长，up为来流速度垂向分量的坐标值，ut为来流速度水平分量的模长，r为叶素径向坐标，ψ为叶素方位角坐标，ω为旋翼转速，vh为旋翼转轴平动速度v沿旋翼坐标系x轴的投影，vz为旋翼转轴平动速度v沿旋翼坐标系z轴的投影，vi为旋翼诱导速度，为叶素来流角，即(r,ψ)处叶素的来流与旋翼旋转平面的夹角。
21、所述叶素气动力计算式包括叶素基元水平力和叶素基元拉力的计算式，如下：
22、
23、
24、其中，dh为挥舞平面内叶素基元水平力，dt为挥舞平面内叶素基元拉力，ρ为空气密度，c(r)为径向坐标为r的叶素弦长；
25、所述旋翼气动力关于叶素气动力的积分式具体为旋翼拉力、旋翼后向力和旋翼侧向力关于dh和dt的积分式，如下：
26、
27、
28、
29、其中，fx、fy和fz分别为旋翼后向力、旋翼侧向力和旋翼拉力，nb为旋翼桨叶数量，r为旋翼半径；
30、将所述叶素气动力计算式、所述叶素来流计算式和步骤1)中所述各参数子模型依次代入上述三个式子，得到旋翼气动力叶素模型。
31、进一步的，所述步骤3)中近似条件包括：
32、1)桨叶挥舞角β近似为小角度，即cosβ≈1、sinβ≈β；
33、2)桨叶r＝0.75r处的特征剖面弦长c75和桨距角θ75在计算叶素模型时分别作为c(r)和θ(r)的近似，即c(r)≈c75、θ(r)≈θ75；
34、3)叶素来流速度的平方与叶素来流速度水平分量的平方近似相等，即
35、进一步的，步骤4)具体包括：
36、401)根据恒成立关系和由所述近似条件3)得到叶素来流角的近似，即且
37、402)将所述近似条件1)和2)以及所述叶素来流角的近似代入所述旋翼气动力叶素模型，得到化简后的旋翼气动力叶素模型；
38、403)将所述近似条件3)代入所述化简后的旋翼气动力叶素模型中并按二角和差公式展开和解析求解所得积分式，得到所述简化后的旋翼气动力叶素模型的代数形式；
39、404)按旋翼类型定义状态变量，合并所述叶素模型代数形式中关于所述状态变量的同类项，得到旋翼气动力叶素模型的约简形式，作为关于所述状态变量的集成参数代数模型。
40、进一步的，步骤404)中，所述状态变量具体包括旋翼转轴平动速度v沿旋翼坐标系x轴的投影vh、旋翼转轴平动速度v沿旋翼坐标系z轴的投影vz、旋翼诱导速度vi，并按旋翼是否定距分为以下两种情况：
41、1)若旋翼为定距旋翼，则状态变量还包括旋翼转速ω；
42、2)若旋翼为变距旋翼，则状态变量还包括θ75。
43、进一步的，步骤5)具体为：
44、以旋翼诱导速度vi为自变量，联立所述集成参数代数模型和旋翼动量模型两者各自的旋翼拉力计算式，得到可求vi数值解的方程；
45、将所述可求vi数值解的方程与所述集成参数代数模型联立，得到适用于非下降飞行状态的旋翼气动力模型。
46、其中所述旋翼动量模型为：
47、
48、其中，a＝πr2表示旋翼桨盘面积。
49、进一步的，步骤6)具体为：
50、取步骤5)中所述可求vi数值解的方程，令vz为零，得到可求同水平飞行状态下的旋翼诱导速度数值解的方程；
51、联立旋翼诱导速度vi在涡环状态下的经验近似公式、所述可求数值解的方程和所述集成参数代数模型，得到适用于下降飞行状态的旋翼气动力模型；
52、其中，vi在涡环状态下的经验近似公式具体为：
53、
54、进一步的，步骤7)所述来流方向修正具体指：
55、根据旋翼转轴处来流速度va计算旋翼转轴平动空速v；
56、根据旋翼转轴处来流速度va修正所述适用于下降或非下降飞行状态的旋翼气动力模型计算结果；
57、所述适用于全飞行状态的旋翼气动力模型计算时根据vz是否大于零分为非下降和下降飞行状态两种情况进行计算：
58、1)若vz≥0，则处于非下降飞行状态，将v与其他所述状态变量一起送入所述适用于非下降飞行状态的旋翼气动力模型，并根据va修正所得计算结果，得到旋翼气动力计算值；
59、2)若vz＜0，则处于下降飞行状态，将v与其他所述状态变量一起送入所述适用于下降飞行状态的旋翼气动力模型，并根据va修正所得计算结果，得到旋翼气动力计算值；
60、其中，根据va计算v的具体算式为：
61、
62、其中，va＝[vx,vy,vz]t，为rv的转置，rv为方向修正矩阵，具体为
63、
64、所述根据va修正计算结果的具体修正算式为：
65、fp＝rv[fx,fy,fz]t
66、其中，[fx,fy,fz]t表示所述计算结果，fp为修正后得到的单一旋翼气动力计算值。
67、一种基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法在多旋翼飞行器上的应用，包括在多旋翼飞行器机载计算平台上设置处理器、存储器，存储器中存储有程序，当处理器加载程序时执行如上所述的方法步骤，实现在线计算旋翼气动力。
68、与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
69、本发明的基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法，借助参数集成，将旋翼气动力叶素模型基于给定假设化简、解析求解并合并同类项，得到集成参数代数模型，用以替换仅基于叶素动量理论的旋翼气动力模型中的叶素模型，显著降低模型计算复杂度，解决仅基于叶素动量理论的旋翼气动力模型难以匹配机载计算机受限算力的问题。本发明的旋翼气动力建模方法得到的模型可于机载计算机实时计算。
70、本发明的基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法，利用叶素动量理论求解旋翼诱导速度数值解的机制，联立由旋翼气动力叶素模型约简而来的集成参数代数模型和旋翼气动力动量模型，并辅以旋翼诱导速度在涡环状态下的经验近似，考虑动态入流并避免基于特定飞行状态假设求解旋翼诱导速度，从而所得旋翼气动力模型适用包括机动飞行在内的全飞行状态，解决经典在线模型和集成参数模型因过度简化而导致的模型精度下降问题。
71、本发明的旋翼气动力建模方法所得模型能够提高旋翼飞行器机载计算机在线旋翼气动力估计的精度。
1.一种基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法，其特征在于，利用经典叶素理论建立旋翼叶素模型；对所述叶素模型进行参数集成，得到变量包含旋翼诱导速度的集成参数代数模型；基于叶素动量理论联立所述集成参数代数模型和旋翼动量模型，得到适用非下降飞行状态的旋翼气动力模型；基于涡环状态下的旋翼诱导速度近似，扩展所述旋翼气动力模型适用范围至全飞行状态。
2.根据权利要求1所述的一种基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法，其特征在于，方法包括以下步骤：
3.根据权利要求1所述的一种基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法，其特征在于，步骤2)具体为：
4.根据权利要求1所述的一种基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法，其特征在于，所述步骤3)中近似条件包括：
5.根据权利要求1所述的一种基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法，其特征在于，步骤4)具体包括：
6.根据权利要求1所述的一种基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法，其特征在于，步骤404)中，所述状态变量具体包括旋翼转轴平动速度v沿旋翼坐标系x轴的投影vh、旋翼转轴平动速度v沿旋翼坐标系z轴的投影vz、旋翼诱导速度vi，并按旋翼是否定距分为以下两种情况：
7.根据权利要求1所述的一种基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法，其特征在于，步骤5)具体为：
8.根据权利要求1所述的一种基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法，其特征在于，步骤6)具体为：
9.根据权利要求1所述的一种基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法，其特征在于，步骤7)所述来流方向修正具体指：
10.根据权利要求1所述的一种基于叶素动量理论和参数集成的旋翼气动力建模方法在多旋翼飞行器上的应用，其特征在于，在多旋翼飞行器机载计算平台上设置处理器、存储器，存储器中存储有程序，当处理器加载程序时执行如权利要求1-9任意一项所述的方法步骤，实现在线计算旋翼气动力。
