CN103809464A - 直升机舰面效应影响的仿真方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种直升机舰面效应影响的仿真方法,采用直升机叶素理论给出旋翼桨叶的气动力模型,并考虑舰船运动和舰面效应等因素的综合影响,建立起直升机舰面效应的计算分析模型。计算结果表明,该模拟算法建立的舰面效应模型在直升机着舰时的气动力和气动力矩的仿真结果上更接近于实际舰面效应的特性。该直升机舰面效应计算模型应用在海军直-8J和直-9C飞行模拟器上,经过飞行员的试飞,得到了认可,认为模拟程度逼真。并且通过了海军组织的专家评审鉴定和产品定型鉴定。
Description
技术领域
本发明属于飞行仿真领域。本发明公开一种直升机舰面效应影响的仿真方法,用于提高飞行模拟器的飞行性能和飞行品质的仿真精度,涉及飞行模拟器的飞行系统和运动系统。
背景技术
直升机的舰面效应问题与地面效应原理类似,但由于舰载飞行特殊的飞行环境,其作用机理及其对飞行的影响又表现出与地面效应不同之处。主要表现为以下两点:
1、部分地效
与陆地上降落起飞不同,由于非航空母舰型载舰上飞行甲板面积狭小,直升机在起降时,经常出现一部分旋翼位于甲板上,一部分旋翼飞出甲板的情形。由于载舰甲板距离海平面有很大的距离,飞出甲板的旋翼部分的地面效应就会消失,这样旋翼就会出现一部分存在地效,一部分不存在地效的情况,如图1所示。存在地效部分升力大,不存在地效部分升力小,这个升力差对飞机会构成力矩。而且根据直升机相对甲板边缘位置的不同,有时是滚转力矩,有时是俯仰力矩;有时是左滚力矩,有时是右滚力矩。这些力和力矩的变化对直升机的飞行性能产生很大的影响。
2、动态地效
与陆地上起降不同,由于载舰受到海浪的影响不停地运动。当直升机靠近甲板时,“地面”是运动的,而不同于在陆地上是静止的。当直升机悬停在甲板上时,旋翼各部分相对于甲板的高度是不一样的,是在不断变化的。而这个高度值对直升机旋翼的地面效应又非常关键,动态的地面会导致地面效应的变化,直接影响直升机的操纵性能。
发明内容
本发明公开一种直升机舰面效应影响的仿真方法,能有效地模拟舰面效应对直升机着舰时飞行性能和飞行品质的影响,提高飞行模拟器的飞行性能和飞行品质的仿真精度。
本发明涉及的飞行模拟器飞行系统(以下简称:飞行系统)是由主解算计算机实时进行解算的仿真设备。
本发明涉及的飞行模拟器六自由度运动系统(以下简称:运动系统)是由平台控制计算机实时控制的六自由度瞬时过载仿真设备。
本发明涉及的仪表系统是飞行模拟器座舱内的主要指示仪表,包括空速表、高度表,迎角指示器,过载指示器,航行驾驶仪,指令驾驶仪,升降速度表。
本发明的技术解决方案如下:
在主解算计算机上启动舰面效应计算程序,根据舰船与直升机间的相对位置,计算出直升机旋翼桨叶微元段在舰船坐标系中的位置,确定桨叶微元段距舰船甲板的高度,从而确定舰面效应的大小及引起的桨叶微元段下洗角和迎角的改变量,再代入到旋翼运动方程中计算出旋翼气动力和气动力矩的变化量,最后再将旋翼气动力和气动力矩带入到飞机运动方程中,得出相关的飞机飞行状态参数。
将输送到运动系统的飞行状态参数输出到网卡,再输送到HUB,再到网卡,通过网卡输出到平台控制计算机,去控制平台六个缸的长度;平台控制计算机根据这些飞行状态参数,经过一系列变换与滤波得到能反映飞机由于线运动和角运动而在运动平台上的飞行员座椅处产生的过载及其它动感信号作为平台运动的驱动信号,驱动信号分别对应平台的三个线位移(X、Y、Z)及三个转角(俯仰角、偏转角、滚转角)。由于平台任何一个自由度的改变都是六根电动缸组合运动的结果,所以要将平台驱动信号经过几何变换成为每一根电动缸的驱动信号,使运动平台产生六个自由度的位置和姿态。
输送到运动平台的飞行状态参数数据有:
飞机加速度在X上分量,飞机加速度在Y上分量,飞机加速度在Z上分量,俯仰角变化率,滚转角变化率,偏航角变化率,俯仰角,滚转角,偏航角,飞机角速度在X上的分量,飞机角速度在Y上的分量,飞机角速度在Z上的分量,飞机角加速度在X上的分量,飞机角加速度在Y上的分量,飞机角加速度在Z上的分量。
将输送到仪表系统的飞行状态参数输出到网卡,再到HUB,再到网卡,通过网卡输送到飞行模拟器的主要仪表中,具体是空速表、高度表,迎角指示器,过载指示器,航行驾驶仪,指令驾驶仪,升降速度表。直接驱动仪表指针指示飞行状态参数值。
输送到仪表系统的飞行状态参数数据有:
飞机空速,高度,迎角,过载,升降速度,俯仰角,滚转角,偏航角。
本发明的积极效果在于:建立了一种准确的舰面效应影响的仿真模型,建立的舰面效应仿真计算模型在仿真结果上更符合实际的舰面效应影响。将这种舰面效应引起的旋翼气动力和气动力矩变化量输入到模拟器主解算计算机运动方程中进行解算,得出的直升机飞行状态参数直接输送到模拟器运动系统和仪表系统中,就可以模拟舰面效应对直升机着舰时飞行状态的影响,特别是舰面效应带来的直升机靠近舰弦时的滚转运动和俯仰运动比较明显,模拟的效果准确逼真。
附图说明
图1是旋翼部分地效图;
图2是地面效应使旋翼迎角增大图;
图3是着舰甲板坐标;
图4是直升机旋翼桨叶微元段坐标;
图5是本发明的应用设备的控制信号流程图。
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本发明作进一步说明。
实施例1
根据图1~5所述的,在主解算计算机(1)上启动舰面尾流程序。尾流场的稳态风速分量值先采取CFD计算的方式求出,并建立相应的数据库以备程序调用。当启动舰面尾流程序时,再根据舰船与空气间的相对运动情况调用相应的数据库。计算出直升机旋翼桨叶微元段在舰船坐标系中的位置,根据微元段位置确定该处的尾流场稳态风速的三个分量值(三个坐标轴方向)。再由随机数产生白信号,经过对三个方向舰面尾流随机分量的频谱函数的有理化处理,再经过滤波器处理,形成舰面尾流场随机风速的三个分量值。舰面尾流场的风速值等于稳态风速分量值与随机风速分量值之和。将这三个尾流风速分量经过坐标变换加入到直升机旋翼的运动方程中,计算出尾流风速引起的旋翼气动力和气动力矩的增量,再代入到飞机运动方程中进行解算,最后得出相关的飞机飞行状态参数。
将输送到运动系统的飞行状态参数输出到网卡(2),再输送到HUB(3),再到网卡(4),通过网卡(4)输出到平台控制计算机(5),去控制平台六个缸的长度(6,7,8,9,10,11);平台控制计算机(5)根据这些飞行状态参数,经过一系列变换与滤波得到能反映飞机由于线运动和角运动而在运动平台上的飞行员座椅处产生的过载及其它动感信号作为平台运动的驱动信号,驱动信号分别对应平台的三个线位移(X、Y、Z)及三个转角(俯仰角、偏转角、滚转角)。由于平台任何一个自由度的改变都是六根电动缸(6、7、8、9、10、11)组合运动的结果,所以要将平台驱动信号经过几何变换成为每一根电动缸(6、7、8、9、10、11)的驱动信号,使运动平台产生六个自由度的位置和姿态。
输送到运动平台的飞行状态参数数据有:
飞机加速度在X上分量,飞机加速度在Y上分量,飞机加速度在Z上分量,俯仰角变化率,滚转角变化率,偏航角变化率,俯仰角,滚转角,偏航角,飞机角速度在X上的分量,飞机角速度在Y上的分量,飞机角速度在Z上的分量,飞机角加速度在X上的分量,飞机角加速度在Y上的分量,飞机角加速度在Z上的分量。
将输送到仪表系统的飞行状态参数输出到网卡(2),再到HUB(3),再到网卡(4),通过网卡(4)输送到飞行模拟器的主要仪表中,具体是空速表(12)、高度表(13),迎角指示器(14),过载指示器(15),航行驾驶仪(16),指令驾驶仪(17),升降速度表(18)。直接驱动仪表指针指示飞行状态参数值。
输送到仪表系统的飞行状态参数数据有:
飞机空速,高度,迎角,过载,升降速度,俯仰角,滚转角,偏航角。
实施例2
一、旋翼桨叶微元段位置的确定
设定旋翼桨叶的扭转和操纵线系是刚性的,无弹性变形。建立如下坐标系。
2)舰船坐标系:原点位于舰船质心,轴位于舰船对称面内指向船艏方向为正,轴位于舰船对称面内垂直于轴指向上为正,轴垂直于舰船对称面指向右为正。舰船坐标系相对地面坐标系具有横摇、纵摇和艏摇以及在、、三个方向上的平动;
4)机体坐标系:原点位于飞机机体质心,轴位于飞机对称面内沿机体纵轴指向机头方向为正,轴位于飞机对称面内垂直于轴指向上为正,轴垂直于飞机对称面内指向右为正。机体坐标系相对于地面坐标系具有俯仰、滚转、偏航及沿、、三个方向上的平动;
7)桨叶坐标系:固定于运动桨叶的坐标系,原点位于挥舞/摆振铰处,当量铰外伸量为,轴沿桨叶方向指向外为正,轴垂直桨叶平面指向上为正,轴垂直于轴和轴组成的平面指向右为正。桨叶活动坐标系相对旋转桨毂坐标系具有挥舞和摆振运动,规定向上挥舞、逆时针旋转方向摆振为正。
则有:
则有:
则有:
。 (6)
二、舰面效应的计算
1、确定旋翼桨叶微元段翼剖面处由于舰面效应引起的诱导速度
2、确定诱导速度引起的旋翼桨叶翼型迎角的变化量
(8)
3、由微元段的升力和阻力公式计算微元段的升力和阻力
4、 将气动力分解到桨叶坐标系中,求得拉力和阻力
(10)
5、求出桨叶的惯性力和气动力;
(11)
(12)
三、飞机运动参数的计算
飞机角加速度:
飞机角速度:
其中为飞机角速度在X,Y,Z上的分量;
飞机加速度:
(16)
飞机速度
角变化率
其中,分别为飞机的偏航角、滚转角、俯仰角;
飞机空速:
飞机的过载:
飞机的迎角:
飞机的升降速度:
飞机的高度:
具体步骤:
经过主解算计算机的解算,得出飞机飞行的运动参数,这些参数包含由于舰面效应影响而产生的飞机运动参数的附加量,将这些参数输送到仪表系统、运动系统去,驱动这些系统运动。
1、仪表系统:将相应参数直接输送到仪表系统的各个仪表中,驱动相应的仪表转动,指示对应的参数值。
2、运动系统:飞机的运动参数输送到运动平台的解算计算机中,解算计算机将有关的运动参数,即三个坐标轴方向的线加速度和三个坐标轴方向的角速度和角加速度以及飞机的姿态角(俯仰角、滚转角、偏航角),进行变换和滤波,得到能反映飞机由于线运动和角运动而在运动平台上的飞行员座椅处产生的比力,及其它动感信号作为平台的运动驱动信号。驱动信号分别对应运动平台的三个线位移及三个转角,由于平台的任何一个自由度的改变都是运动平台六根动作筒组合运动的结果,所以要将平台驱动信号经过几何变换,成为每一根动作筒的驱动信号。通过运动平台计算机计算出六根动作筒位移数字信号,通过D/A转换,将其转换成驱动动作筒运动的模拟信号,驱动动作筒运动,以模拟舰面效应对飞机运动的影响。
本发明适用于飞行模拟器的飞行仿真领域,有效解决了直升机着舰时舰面效应仿真的难题,提高了飞行模拟器的模拟逼真度。
以某型直升机和某型舰船为例说明如下。
某型舰船的着舰甲板形状大致为矩形,如图3所示。在舰船坐标系中的坐标值为:A点(-46.12,3.95,-7.88),B点(-46.12,3.95,7.81),C点(-66.94,3.93,7.61),D点(-66.94,3.93,-7.68),单位:米。
某型直升机旋翼有4片桨叶,旋翼直径12.014m,额定转速350r/min(2100°/s),旋转方向:顺时针(俯视)。旋翼毂没有挥舞铰和摆振铰,只有轴向铰。当量铰的外伸量约为500mm。
(1)在桨叶坐标系中的位置
取桨叶微元段的长度为0.5m,则每片桨叶分为11段,取微元段中心处坐标为微元段坐标位置。则
A段在Ⅰ号桨叶坐标系的坐标为 (0.25,0,0),
B段在Ⅱ号桨叶坐标系的坐标为 (2.75,0,0),
C段在Ⅲ号桨叶坐标系的坐标为 (5.25,0,0)。
(2)在旋转桨毂坐标系中的位置
由于在旋翼旋转中,桨叶有上下挥舞和前后摆振运动。该直升机没有挥舞铰和摆振铰,桨叶与桨毂之间靠柔性连接,充当挥舞铰和摆振铰作用。设Ⅰ号桨叶挥舞角和摆振角,Ⅱ号桨叶挥舞角和摆振角,Ⅲ号桨叶挥舞角和摆振角。当量铰的外伸量为0.5m。则
A段坐标为(0.7462,0.04341,0),
B段坐标为(3.240,0.23968,0),
C段坐标为(5.75,0,0)。
(3)在固定桨毂坐标系中的位置
A段坐标为(0.7462,0.04341,0),
B段坐标为(0,0.2398,3.240),
C段坐标为(-5.75,0,0)。
(4)在机体坐标系中的位置
A段坐标为(0.5462,1.54341,0),
B段坐标为(-0.2,1.7398,3.240),
C段坐标为(-5.95,1.5,0)。
(5)在飞机牵连舰船坐标系中的位置
A段坐标为(0.5462,1.54341,0),
B段坐标为(-0.2,1.7398,3.240),
C段坐标为(-5.95,1.5,0)。
(6)在舰船坐标系中的位置
A段坐标为(-55.9838,6.99341,0),
B段坐标为(-56.73,7.1898,3.240),
C段坐标为(-62.48,6.95,0)。
计算舰面效应
(1)确定旋翼桨叶微元段翼剖面处由于舰面效应引起的诱导速度
在舰船坐标系中,甲板高度为3.94m,由此求出各段距甲板的高度为:
则诱导速度为:
(2)确定诱导速度引起的旋翼桨叶翼型迎角的变化量:
(3)由微元段的升力和阻力公式计算微元段的升力和阻力
A段升力增量:
(N)
A段阻力增量:
同理可求得:
Claims (2)
1. 一种直升机舰面效应影响的仿真方法,其特征在于包括以下步骤:
在主解算计算机上启动舰面效应计算程序,根据舰船与直升机间的相对位置,计算出直升机旋翼桨叶微元段在舰船坐标系中的位置,确定桨叶微元段距舰船甲板的高度,从而确定舰面效应的大小及引起的桨叶微元段下洗角和迎角的改变量,再代入到旋翼运动方程中计算出旋翼气动力和气动力矩的变化量,最后再将旋翼气动力和气动力矩带入到飞机运动方程中,得出相关的飞机飞行状态参数;
将输送到运动系统的飞行状态参数输出到网卡,再输送到HUB,再到网卡,通过网卡输出到平台控制计算机,去控制平台六个缸的长度;平台控制计算机根据这些飞行状态参数,经过一系列变换与滤波得到能反映飞机由于线运动和角运动而在运动平台上的飞行员座椅处产生的过载及其它动感信号作为平台运动的驱动信号,驱动信号分别对应平台的三个线位移及俯仰角、偏转角、滚转角。
2.实现权利要求1所述的直升机舰面效应影响的仿真方法,包括以下具体步骤:
1)旋翼桨叶微元段位置的确定
设定旋翼桨叶的扭转和操纵线系是刚性的,无弹性变形;建立如下坐标系;
若不考虑旋翼轴的弹性,那么机体坐标系与固定桨毂坐标系之间没有相对运动;
则有:
则有:
确定桨叶微元段的在机体坐标系中的位置
则有:
确定桨叶微元段的在舰船坐标系中的位置
2)舰面效应的计算
确定旋翼桨叶微元段翼剖面处由于舰面效应引起的诱导速度
确定诱导速度引起的桨叶翼型迎角的变化量
由微元段的升力和阻力公式计算微元段的升力和阻力
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Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112036095A (zh) * | 2020-08-31 | 2020-12-04 | 燕山大学 | 海上救援直升机的飞行实时仿真方法及其仿真系统 |
CN112182754B (zh) * | 2020-09-25 | 2022-11-04 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机机身表面凸出物气动阻力计算方法 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN1061569A (zh) * | 1990-11-17 | 1992-06-03 | 祝子高 | 旋翼机和船艇的喷流控制方式 |
RU2285632C2 (ru) * | 2004-11-25 | 2006-10-20 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "ЦНИИ им. акад. А.Н. Крылова" | Система защиты корабля от низколетящих средств воздушного нападения |
RU2352889C2 (ru) * | 2007-06-13 | 2009-04-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро специального машиностроения" | Корабельная пусковая система |
CN101430833A (zh) * | 2008-12-09 | 2009-05-13 | 大连海事大学 | 海上搜救仿真系统及其开发平台 |
CN102131696A (zh) * | 2008-08-20 | 2011-07-20 | 水翼艇技术株式会社 | 无水平尾翼的地效翼船 |
CN202404386U (zh) * | 2011-12-16 | 2012-08-29 | 中国人民解放军92728部队 | 一种舰载直升机四通道操纵负荷仿真系统 |
-
2014
- 2014-01-27 CN CN201410038746.1A patent/CN103809464B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN1061569A (zh) * | 1990-11-17 | 1992-06-03 | 祝子高 | 旋翼机和船艇的喷流控制方式 |
RU2285632C2 (ru) * | 2004-11-25 | 2006-10-20 | Федеральное Государственное унитарное предприятие "ЦНИИ им. акад. А.Н. Крылова" | Система защиты корабля от низколетящих средств воздушного нападения |
RU2352889C2 (ru) * | 2007-06-13 | 2009-04-20 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро специального машиностроения" | Корабельная пусковая система |
CN102131696A (zh) * | 2008-08-20 | 2011-07-20 | 水翼艇技术株式会社 | 无水平尾翼的地效翼船 |
CN101430833A (zh) * | 2008-12-09 | 2009-05-13 | 大连海事大学 | 海上搜救仿真系统及其开发平台 |
CN202404386U (zh) * | 2011-12-16 | 2012-08-29 | 中国人民解放军92728部队 | 一种舰载直升机四通道操纵负荷仿真系统 |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
孙文胜等: "舰载直升机的舰面效应研究", 《航空计算技术》, vol. 36, no. 2, 31 March 2006 (2006-03-31) * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112036095A (zh) * | 2020-08-31 | 2020-12-04 | 燕山大学 | 海上救援直升机的飞行实时仿真方法及其仿真系统 |
CN112036095B (zh) * | 2020-08-31 | 2023-04-25 | 燕山大学 | 海上救援直升机的飞行实时仿真方法及其仿真系统 |
CN112182754B (zh) * | 2020-09-25 | 2022-11-04 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机机身表面凸出物气动阻力计算方法 |
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