飞镖式固定翼飞行器结构与轨迹仿真

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概述

在本文中，我们首先介绍了使用ANSYS软件进行结构仿真的方法，重点是评估飞镖式固定翼飞行器在极端操作条件下的结构安全性。第一章详细阐述了如何利用ANSYS的显式动力学模块来模拟飞行器在硬着陆和被车辆碾压情况下的结构响应。通过这些模拟，我们识别了结构中的薄弱区域，并提出了相应的加固措施。进一步，第二章展开了轨迹仿真，探讨了飞镖式固定翼飞行器在实际飞行中的动态性能。本章使用了高级数值模拟技术，分析了飞行路径、速度、以及环境因素如风速和气压变化对飞行稳定性的影响。两章的研究不仅增强了飞行器设计的理论基础，也为实际应用中的飞行安全和效率提供了实用指导。

第一章：结构仿真

内容简介：

验证飞行器的落地冲击，以及被车碾压的情况。可以用 ansys 自带的 explicit dynamics 进行仿真计算，依据应力云图可以得到飞镖需要补强的部位。

(安装方法：微信搜索“软件安装管家”，在软件目录中有 ansys 安装包以及安装方法)

ansys 操作步骤：

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第一步：从左侧 toolbox 找到 explicit dynamic 左键拖入右侧空白处

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第二步：打开 engineering data 选取以及定义材料特性

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第三步：选取 engineering data source 找到飞镖，地面以及基地的材料。如果没有，可自行添加以及定义材料特性。

新材料设置需定义的相关系数

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第四步：打开 geometry

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第五步：依次点击 file，import external geometry 选取飞镖 igs 模型

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第六步：选取一个坐标系，点击 new sketch 开始冲击面的搭建，完成后选取 extrude 拉升成立体

冲击面侧面图

冲击面俯视图

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第七步：在冲撞点区域正上方做一个 line body（concepts > create lines from sketch）并投影到冲击面的面（tools > projection > 左键冲击面），这是为了之后的冲击面网格细化

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第八步：回到 workbench 选取 Mesh

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第九步：右键 Mesh > insert > sizing > 选取机身与冲击地面即将接触的面 > 在左侧的 element size 处输入网格的大小 > 重复以上步骤定义其他面，立体的网格大小 > 点击 update 查看网格

网格侧面图

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第十步：点击 initial conditions > velocity > geometry > 左键全部的机身固体 > 下方 definition 处 define by > component > 定义 x,y,z,的速度

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第十一步：点击 fixed support > 选取所有的被冲击体 12 条 edges

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第十二步：右键 solutions > 依次选取想要查看的应力，形变等

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第十三步：点击左上 tools > solve process settings > advanced > max number of utilized cores （设置平行运算的核数，越多算的越快）

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第十四步：点 solve 开始运算 > 点 solution 里的 solution information 查看进度 ps：如果运算太慢，可调整 plicit dynamics > analysis settings > analysis settings preference 里的算法至 low speed（需设置 minimum cfl time step 这里空间

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第十五步：运算完选取 solution 里查看受力情况，可点击上方的 max，min 查看最大值，最小值所在区域

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第十六步：在各个不同应力情况下调整 legend box 以及颜色布局找到超过材料最大挤压、剪切应力的区域

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第十七步：找到薄弱点并做补强处理，重复 1-15 步来验算强度，也可参考以上步骤测试机身抗机器人碾压的工况（需要设置好体与体之间的接触条件即可）

第二章：轨迹仿真

飞行器的相关参数简介

Lift coefficient（） --- 升力系数

Drag coefficient （）--- 阻力系数

Side force coefficient （）--- 侧力系数

Pitching moment coefficient ()--- 俯仰力矩系数

Rolling moment coefficient ()---- 翻滚力矩系数

Yawing moment coefficient ()----- 偏航力矩系数

飞镖飞行过程中会受到 3 个方向（longitudinal, lateral, normal axis, 在此依次简称 x, y, z 轴）的力与力矩，运用牛顿第一定律可得知 3 个方向的速度，角加速度情况。图 2 左侧展示了详细的公式，右侧则为为了方便运算，各个力，力矩的系数表达式。

系数转化公式为：

---空气密度

----飞机长度

---底面积

注意这里的，为固定的参考值，只是用来方便系数的转化。

举例：求的数值，则

根据图 2，去掉水平尾翼相关的系数，假设飞机飞行状态没有左右偏移，所以所需要的公式则简化成，

取得这些系数的方法有两个，一个为用风洞或者 CFD 的方式去模拟一个飞镖飞行的状态然后去取得飞镖各个应角相应的升力，阻力，力矩值然后运用系数转化公式去得到相应系数。但这个流程花费时间较长，而且没有一定经验的同学不好上手。第二个则为运用气动估算软件，输入飞镖的一些简单几何数据，翼型特征，则可得到所有 6 个自动度有关的系数。这个运算流程特别快，而且得到的系数根据 cfd 比对十分接近，所以比较推荐。这边气动估算软件推荐使用：Digital Datcom 与 Missile Datcom，是美国空军研发的一款气动估算软件。大家可在这个网址找到开源下载地址 http://www.pdas.com/datcom.html ，第二个地址需要大家自己去csdn 上找。

第一步：以 missile Datcom 为例拿到必要的系数

该软件需要在 ubuntu 系统下操作，以下例子中提到的程序流程可在flight_trajectory.tar.gz 文件解压包中的 airfoil_calculation.m matlab 文件中找到

missile Datcom 操作步骤:

下载完 missile datcom 后，找到文件里 missile datcom users guide, 里面有软件的全部使用介绍，英语比较好的同学如果在使用软件上有问题的话可以打开去查。

找到文档里的 for005.dat 文件，此文件为输入文件，所有飞镖有关的数据都在里面输入。

首先在 FLTCON 处输入飞行应角，飞行马赫数，以及飞行高度，注意输入格式数字后缀必须加上.0。NALPHA, NMACH 为应角数量以及马赫数量。飞行速度与马赫的转换关系为，为常数 1.4, 为 287，为单位为 Kelvin 的温度

在 REFQ 输入飞机参考面积，长度，以及宽度，x 轴以及 z 轴重心所处位置，以及飞镖表面边界层状况，TURB 为完全紊流，NATURAL 为自然转换。飞镖的雷诺数由于处于比较低的状态所以一般情况可改为 NATURAL，具体可比较两种情况下数据的不同。

在下面输入飞镖的侧面形状，有两种表达方式，一种为假设飞镖为对称体，一种为椭圆形，两种输入方式可参考文档第 38-43 页。

以椭圆形为例子，TNOSE 为机头的形状，可设置为圆锥形，头肩形，等等。LNOSE 为机头长度，WNOSE 为机头底端椭圆形宽度，ENOSE 为机头椭圆形高度宽度比，BNOSE 为机头最顶端半径，LCENTER 为机身长度，WCENTER 为机身底端宽度，ECENTER 为机身椭圆形高度宽度比，TAFT 为尾端形状，LAFT 为尾部长度，WAFT 为机尾底端宽度，EAFT 为机尾椭圆形高度宽度比。图片下面为 AXIBODY 设置的参考图，ELLIBODY 可把 DNOSE，DCENTR 和 DAFT 当成 WNOSE，WCENTR 和 WAFT。

之后输入飞镖的主翼几何特征，XLE 为机头到主翼顶端的距离，NPANEL 为主翼数量，左右两侧分别为 1 个，SWEEP 为机翼掠角，PHIF 为从 Z 轴顺时针旋转机翼的所在位置，90度为飞机右侧，270 为飞机右侧。CHORD 为机翼弦长从根到顶端的分布情况，可任意选 N个节点来定义，SSPAN 为定义节点到飞机中心点的距离，CFOC 为各个节点机翼控制面占该节点机翼弦长占比。Xcord，yupper，ylower 分别为机翼侧面几何特征图，注意 xcord，yppuer，ylower 最大输入量为 50 且第一和最后一个值都为 0.

定义尾翼几何特征，与主翼定义基本一致，意此处 SECTYP 改为 NACA 以及以下定义的 NACA0018 机翼。

定义输出数据类型，deriv deg 为输出微分数据的角度单位。Dim M 为输出所有长度数据为米，damp 为输出飞机的动导数，save 和 next case 为固定结束用词。

定义实现飞机静稳定的副翼最大舵量值， delmin 为向上最大角度，delmax 为向下最大角度，set 为控制副翼所在的位置，1 为主翼，2 为尾翼。

完成 for005.dat 编辑后，运行 ./misdat，如果编辑没有问题，则会输出 for006.dat 文件，打开改文件查看数据。

飞镖机身坐标系与风向坐标系的关系
（橙色为飞镖机身坐标系，黑色为风向坐标系） — **飞镖机身坐标系与风向坐标系的关系（橙色为飞镖机身坐标系，黑色为风向坐标系）**

以上的数据可通过 datcomimport 导入 MATLAB 进行接下来的轨迹方针，具体输入格式可打 help datcomimport 得知。

第二步：基于 MATLAB SIMULINK 的轨迹仿真

打开 matlab，在底部输入 asbSkyHogg 可打开基于轻形飞机设计的 simulink 轨迹仿真图。详情可进 https://www.mathworks.com/help/aeroblks/lightweight-airplane-design.html 了解，里面包括了运用 digital datcom 得到以上系数的方法。由于该 Simulink 例子包括了飞机飞行环境，推力以及电机的仿真，所以可把无关紧要的 block 进行删除处理。

**6) 打开各个 interpolation block 设置用来做插值的数据**

完成设置后可返回第三个步骤打开 6dof>3dof 里设置好飞镖的尺寸，重量，初始速度，初始 pitch 角等（可与 matlab 结合方便之后的调节初始数据）

第三步：Datcom 与 cfd 结果比对

首先以下两图展示的是基于 datcom 计算出来的阻力，升力系数与基于 fluent 做的流体仿真的结果的比对。阻力方面，在低应角，两组数据基本一致，在高应角的情况下，datcom 的数据比 cfd 数据要高。升力方面，各个应角下，两组数据误差在百分之 10 上下浮动，属于可接受范围。所以，有兴趣的同学可以尝试用 fluent 做流体的仿真去验证 datcom 的结果，如果有要求，这边也可以出一个 fluent 仿真的流程图

第四步：Simulink 轨迹仿真结果

通过 datcom，simulink 软件，可得知飞镖飞行轨迹所有的数据，包括 pitch，应角，高度，速度在任意轨迹点的数据。

坑点举例

一．基于 e387 正弯度翼形飞行器的重心位置对飞行器 pitch 的影响论证

测试环境简单描述：采用 E387 翼型的飞行器在脱离发射架之后做无动力飞行，通过控制舵面偏角来保证 pitch 和 roll 的稳定。

翼型：

（http://airfoiltools.com/polar/details?polar=xf-e387-il-200000-n5 该网站可以拿到各种翼型的参数）

翼展：120mm

重量：148g

测试中的问题描述：飞行器在离开发射架之后，攻角变为负值并持续变小。Pitch 轴出现严重的持续翻滚。

仿真分析：此时飞行器的重心位置距离头部为 10cm。见下图。

仿真结果：飞行器的 pitch 确实出现严重的持续翻滚。见下图。

改进方法：在飞行器内配置重物，使飞行器的重心前移。

将飞行器的重心改至距离机头 7cm 的位置。如下图。

仿真结果：pitch 轴逐渐减小至 0°，水平落地。

理论分析：

图 1 符号解析：

点 ----- 焦点（用来计算飞行器性能的简化点）

点 ----- 重心

----- 以焦点为轴心的力矩

----- 作用在焦点的升力与阻力

----- 迎角(攻角)

----- 机头到焦点的距离

----- 机头到重心的距离

图 1 红色公式无量纲化变换后如下图：

图 2 符号解析：

----- 以重心为轴心的力矩系数（影响 pitch 轴变化的主要系数）

----- 以焦点为轴心的零升力矩系数

----- 升力系数

----- 机头到焦点无量纲化后的距离

----- 机头到重心无量纲化的距离

图 3 符号解析：

Alpha ------ 迎角（攻角）

图 3 以及图 4 的升力与力矩系数图是从 http://airfoiltools.com/polar/details?polar=xf-e387-il-200000-n5 airfoil tools 网站中拿到的基于 xfoil 软件估算出来的 2d 机翼数据，此数据真实 3d 数据会有一定差距但基本在同一个数量级，所以可以在设计过程中当参考。

E387 翼型的特性有两个:（这个很重要）

从图 3，在 0 迎角的时候，升力系数为正。一般的上下对称的 NACA 翼型在次迎角的时候会趋近与 0。
从图 4 看出，焦点的俯仰力矩在各个攻角下都为负数。

图 2 公式中的可从上图的与的图像关系中得出.

-------升力为 0 的时候的俯仰力矩，所以就是当为 0 的对应。（从上图中看出，此值为 -0.08。而其他的上下对称翼型，这个值基本趋近与 0。）

由图 3 的升力系数图中可以看出，当飞机的状态达到一定的负攻角时，飞机产生的升力系数 Cl 是负值，代表此时的升力是向下的。由图 2 的白色公式得出，为了抵消，使为 0。则此时的必须是一个负值。意味着必须是一个负数。唯有重心在焦点前为负，而重心在焦点后为正。所以只有当重心在焦点前的时候，升力才可以去弥补。

修正重心后结果展示：（此时飞行器的初速度为 11.5m/s，将初速度增加至 16.5m/s 时，即可飞到敌方基地的位置。）

结论：

重心在焦点前会增加加飞行器的静稳定性能。
重心过于靠前，也会造成飞行器机动性能下降。
如果没有水平尾翼抵消正弯度翼型的第二特性。飞行器的翼型最好选择上下对称的翼型。（可用 epp 板材做机翼）
关于重心的调节，对称翼型跟正弯度翼型的调节结论是稍有不同的。

重心调节前后对比图：

对比移动前和移动后的两个，会发现移动后的更加接近 0。

写在最后：

飞行器对机械提出的要求如下

在无嵌入式姿态控制的前提下，务必保证飞行器在空中的攻角始终在稳定的 20°~-2° 度范围内。

roll 轴从起飞到落地的翻滚不应超过一圈。

在无嵌入式姿态控制的前提下，至少飞到距离目标的 70% 处。唯有满足以上要求才能移交嵌入式调试）