李寒冰, 吴大卫

(中国商用飞机有限责任公司 上海飞机设计研究院, 上海 201210)

0 引言

研制高性能无人机需要建立其飞行动力学模型,它是无人机控制系统设计与调校、飞行仿真及飞行品质评价的重要前提和基础,而获得准确的各项气动导数是成功建模的关键。

目前无人机的气动导数主要用以下两种方法求得:一种是理论计算法,采用传统工程估算和现代计算流体力学技术,但在计算精度、建模准确程度以及求解时间上往往难以兼顾;另一种是试验法,包括风洞试验法和参数辨识试验法。其中风洞试验法的缺点在于试验周期较长,成本较高。参数辨识试验法是以飞行试验测得的状态数据作为飞行动力学参数化方程的输入输出数据,选择合适的辨识方法在仿真环境下经过有限次迭代得到参数模型中未知参数的值。辨识结果能真实反映无人机的本身属性,因此成为求取无人机气动导数的一种有效手段[1-2]。

本文以某小型飞翼无人机为例,针对飞行试验测量条件有限,提出了一种根据可测数据估算迎角、侧滑角和气动系数的方法,从而得到完整的飞行数据用于无人机气动参数辨识中,并验证了该方法的有效性。

1 飞行试验限制及数据完善

1.1 小型无人机飞行试验的特点

相比有人驾驶飞机,无人机采用了不同的控制系统和配套机载设备,在飞行试验中表现出技术风险高、调控难度大、信息处理复杂、气动参数测量困难等[3-4],而对于小型无人机而言又具有自身承载能力小的特殊性。……