13、飞行器飞行与潜水阶段的动力学建模

飞行器飞行与潜水阶段的动力学建模

1. 空气动力学建模

1.1 模型开发背景与方法

为了模拟和控制飞行器的空气动力学特性，开发了一个平滑的全局模型。该模型通过系统识别过程建立，基于类似平台的风洞测力数据。使用实验数据而非解析近似来描述空气动力学，能更真实地模拟极端机翼后掠角变化的影响，同时考虑机械设计可能带来的副作用，如机翼折叠机制。

1.2 风洞实验与系数假设

在风洞实验中，测量了微型飞行器（MAV）各部件（机身、尾翼、机翼）在不同迎角（AOA， -2° 到 14°，间隔 2°）和机翼后掠角（0° 到 90°，间隔 10°）下的空气动力系数。假设纵向力和力矩的空气动力系数仅取决于迎角和机翼后掠角。对于初步近似，将空气动力学简化为最主要的影响因素已足够，但在考虑快速机动时，可能需要考虑额外的影响，如角速率影响。

1.3 各部件系数建模

• 机身和尾翼 ：除了大范围的机翼折叠，飞行中的 MAV 是传统的固定翼 MAV。机身和尾翼系数可以通过迎角的简单二阶函数准确近似，系数通过线性回归获得。虽然风洞数据是针对 V 型尾翼获得的，但模拟的飞行器假设为传统的 T 型尾翼，初步近似认为模拟尾翼会产生与风洞中的 V 型尾翼相同的整体空气动力。
• 机翼 ：机翼系数的变化更为复杂，因为考虑了大范围的后掠角。与其他飞机设计不同，该飞行器的机翼折叠机制在覆盖范围和利用方式上都非常规。机翼空气动力系数非线性地依赖于迎角和后掠角，这种非线性可能因折叠机制而加剧。

1.4 机翼系数模型识别 <