本发明涉及仿真计算和飞行控制领域，特别是涉及基于气动仿真的倾转旋翼过渡走廊计算方法。
背景技术：
1、随着电储能技术和电机技术的进步以及分布式电驱动系统的应用，电动垂直起降飞行器作为一种更绿色、更安全的飞行器获得了极大的发展。它集合了固定翼的高速巡航性能和直升机垂直起降性能，拥有更宽泛的飞行范围和更强的任务执行能力，并且相比于涡轮发动机等动力设备，具有低噪声的优势。
2、其中，倾转旋翼构型的飞行器为了在固定翼和直升机模式之间进行切换，引入了过渡状态，旋翼等相关部件需要在垂直方向和水平方向进行切换，这个阶段具有很强的非线性气动特性，关乎飞行器飞行过程中的安全性与稳定性。倾转旋翼的过渡状态倾转路径不能随意设置，需要在过渡走廊中进行才能保证飞行器的安全过渡。过渡走廊是当通过空速和旋翼倾角变量表示时的飞行包线。该走廊有效地映射了飞机性能约束范围内的可行配平区域。
3、无人机工作时，螺旋桨旋转产生推力，机翼在气流流过时上下表面压力不同进而产生升力，在过渡状态下，螺旋桨发生倾转以实现模式之间的转换，此时螺旋桨和机翼共同承担无人机的重力。通过过渡走廊可以得到倾转旋翼无人机在不同配置下的飞行速度范围。在每个倾转角下，速度不能超过一定的上限值和下限值。如果速度太低，可能会出现机翼失速，可提供的升力太小，导致飞机的升力和重力不平衡，随之而来的是下降高度。如果速度过快，飞机则受螺旋桨最大转速、动力稳定性等的限制，无法获得足够的推力，导致缺乏稳定性。
4、目前过渡走廊边界主要是基于发动机进行相关计算，约束条件之一为发动机的功率限制，然而电动倾转旋翼无人机使用电推进系统，无法直接借鉴基于发动机的过渡走廊边界计算方法。并且在计算零升力边界和最大升力边界时，采用的机翼气动系数为固定值。但是在实际倾转过程中，气动系数是随倾转角变化的，因此采用固定气动系数值计算过渡走廊边界不够贴合实际。
技术实现思路
1、针对上述现阶段普遍使用的过渡走廊计算方法存在的问题，本发明提出了基于气动仿真的倾转旋翼过渡走廊计算方法。本发明在计算过渡走廊的零升力边界和最大升力边界时，考虑气动系数(升力系数和阻力系数)随倾转角变化情况，该方法适用于电动倾转旋翼无人机，且计算结果更准确。
2、为实现该目的，本发明采用以下的具体技术方案。
3、s1.对旋翼-机翼系统进行受力分析，得到过渡状态下气动平衡方程；
4、s2.通过cfd软件分别计算出机翼处于失速迎角和零升力迎角状态下气动系数随倾转角的变化趋势，拟合得到机翼在失速迎角时气动系数随倾转角变化的二次多项式和机翼在零升力迎角时气动系数随倾转角变化的二次多项式；
5、s3.在步骤s1和s2的基础上，计算机翼失速迎角边界曲线和零升力迎角边界曲线，得到过渡走廊的左边界和上边界；
6、s4.计算旋翼推力边界曲线，得到过渡走廊的右边界。
7、上述技术方案中，进一步地，所述步骤s1中：
8、由于仿真计算量的限制，故只考虑倾转旋翼机的纵向配平特性。
9、所述过渡状态下气动平衡方程可简化表示为：
10、
11、其中，t是旋翼产生的推力；α是倾转角；g是系统重量；l是机翼产生的升力；d是机翼产生的阻力；l和d的计算公式如下：
12、
13、其中，ρ是密度；v∞是来流速度，cl是升力系数，cd是阻力系数，s是机翼面积。
14、进一步地，步骤s2中通过cfd软件分别计算出机翼处于失速迎角和零升力迎角状态下气动系数随倾转角的变化趋势，拟合得到机翼在失速迎角时气动系数随倾转角变化的二次多项式和机翼在零升力迎角时气动系数随倾转角变化的二次多项式，具体方法为：
15、首先确定机翼的失速迎角和零升力迎角，建立模型1：机翼处在失速迎角时的计算模型，以及模型2：机翼处在零升力迎角时的计算模型。
16、然后采用cfd计算软件对上述模型1和模型2进行模拟计算，具体步骤如下：
17、s2_1：设置计算域，对模型1进行网格划分；
18、s2_2：设置旋翼运动轨迹，在过渡状态中，旋翼以一定转速旋转，同时进行倾转，模拟旋翼从直升机模式倾转至固定翼模式的过程；
19、s2_3：使用cfd软件进行仿真计算，计算得到机翼垂直方向和沿弦长水平方向的受力变化情况，即为机翼的升力和阻力在倾转过程中的变化情况；
20、s2_5：计算得到升力系数和阻力系数，从而得到升力系数和阻力系数随倾转角变化情况；升阻力系数的计算公式如下：
21、
22、其中，ρ是密度；v∞是来流速度，cl是升力系数，cd是阻力系数，s是机翼面积。
23、s2_5：将所述升力系数和阻力系数随倾转角变化情况拟合成多项式，由此得到机翼在失速迎角时气动系数随倾转角变化的二次多项式；
24、将模型1更改为模型2，重复上述步骤，得到机翼零升力迎角时气动系数随倾转角变化的二次多项式。
25、进一步地，步骤s3计算机翼失速迎角边界和零升力迎角边界：设定来流速度值，将s2步骤得到的机翼在失速迎角时气动系数随倾转角变化的二次多项式代入到公式(1)中，计算得到过渡状态下的倾转角，最终得到机翼失速迎角边界曲线，作为过渡走廊的左边界；设定来流速度值，将s2步骤得到的机翼在零升力迎角时气动系数随倾转角变化的二次多项式代入到公式(1)中，通过牛顿迭代法计算得到此时的倾转角，最终得到机翼零升力迎角边界曲线，作为过渡走廊的上边界。
26、进一步地，步骤s4计算旋翼推力边界曲线，得到过渡走廊的右边界：本步骤中，电推进旋翼的推力限制来自于旋翼允许的最大转速；由于旋翼的最大推力受来流速度的影响，因此将最大推力随来流变化规律拟合成公式。设定倾转角，将所得公式代入公式(1)中任意一个，计算过渡状态下来流速度，得到相应旋翼推力边界曲线，为过渡走廊的右边界。
27、结合步骤3和步骤4中得到的过渡走廊三条边界，以及0°倾转角的下边界限制，最终得到倾转旋翼过渡走廊，体现了过渡过程的配平要求，倾转轨迹需要在此范围内进行设置，才能满足基本的安全保证。
28、本发明的优点至少有：
29、1、本发明建立了一套基于气动仿真的倾转旋翼过渡走廊计算方法，将仿真与飞行控制相结合，相互补充；
30、2、本发明得到的过渡走廊是基于仿真计算得到的随倾转角变化的气动参数，相比于采用固定值气动参数值的过渡走廊，更接近实际情况，更准确；
31、3、本发明适用于电动倾转旋翼无人机，在动力系统限制部分具有更简便的计算方法。
1.一种基于气动仿真的倾转旋翼过渡走廊计算方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的基于气动仿真的倾转旋翼过渡走廊计算方法，其特征在于，所述步骤s1中，所述过渡状态下气动平衡方程表示为：
3.根据权利要求1所述的基于气动仿真的倾转旋翼过渡走廊计算方法，其特征在于，所述步骤s2中通过cfd软件分别计算出机翼处于失速迎角和零升力迎角状态下气动系数随倾转角的变化趋势，从而得到机翼在失速迎角时气动系数随倾转角变化的二次多项式和机翼在零升力迎角时气动系数随倾转角变化的二次多项式，具体过程如下：
4.根据权利要求3所述的基于气动仿真的倾转旋翼过渡走廊计算方法，其特征在于，所述采用cfd计算软件对所述模型1和模型2进行模拟计算，具体步骤如下：
5.根据权利要求1所述的基于气动仿真的倾转旋翼过渡走廊计算方法，其特征在于，所述步骤s4中的旋翼最大推力的限制来自于旋翼允许的最大转速。
6.根据权利要求1所述的基于气动仿真的倾转旋翼过渡走廊计算方法，其特征在于，以倾转角为零作为过渡走廊的下边界，结合步骤s3和s4所得过渡走廊三条边界，得到所述倾转旋翼的过渡走廊。
