CN103810332A - 直升机舰面尾流影响仿真方法 - Google Patents

直升机舰面尾流影响仿真方法 Download PDF

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CN103810332A CN201410038750.8A CN201410038750A CN103810332A CN 103810332 A CN103810332 A CN 103810332A CN 201410038750 A CN201410038750 A CN 201410038750A CN 103810332 A CN103810332 A CN 103810332A
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Abstract

本发明公开一种直升机舰面尾流影响仿真方法。采用直升机叶素理论给出旋翼桨叶的气动力模型，建立多个坐标系，通过坐标转换，把舰面尾流场对旋翼桨叶气动力的影响计入到计算模型中，建立起直升机舰面尾流场计算分析模型。计算结果表明，该模拟算法建立的舰面尾流模型在尾流响应幅度和尾流影响区域仿真结果上更接近于实际舰面尾流的统计特性,该舰面尾流影响计算模型在直升机着舰的全过程中更接近于实际的着舰情况。该直升机舰面尾流影响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

直升机舰面尾流影响仿真方法
 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尾流影响仿真方法，用于提高直升机飞行模拟器着舰时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、运动系统和仪表系统领域。
背景技术
舰面尾流对直升机的飞行性能，特别是直升机着舰时的飞行安全有着重要的影响。因此，如何建立能够准确模拟舰面尾流影响的数学模型，并在飞行模拟器上进行实现是一个亟待解决的难题。尾流场的速度分布与舰船的形状和甲板上的位置有关，与舰船和空气之间的相对速度有关，并且舰面尾流是一种非定常的流动，其速度的大小和方向随时间变化。在舰面尾流的模拟中，一个很大的技术难题就是舰面尾流的随机分量带来的飞机在对应自由度上的抖振（包括仪表指示的抖振、运动平台的抖振）的模拟。
发明内容
本发明公开一种舰面尾流对直升机着舰影响的仿真方法，能有效地模拟舰面尾流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，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尾流影响的仿真模型，建立的舰面尾流仿真模型在频谱响应和仿真结果上更接近于实际的舰面尾流的统计结果,舰面尾流的影响区域也同实际结果一致。将这种舰面尾流参数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，就可以模拟舰面尾流对直升机着舰时飞行状态的影响，特别是舰面尾流带来的直升机靠近舰桥时的向前的吸附运动和向下的运动，模拟的效果也准确逼真，同时避免了传统方法中将舰面尾流作为稳态变量进行计算而带来的误差和失真。
附图说明
图1为旋翼拉力增量随时间变化曲线图；
图2为着舰甲板坐标图；
图3为直升机旋翼桨叶微元段坐标图；
图4为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1~4所示，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。
1）地面坐标系                                                
Figure 357214DEST_PATH_IMAGE001
：原点位于舰船质心，轴位于地平面内指向正北为正，
Figure 700788DEST_PATH_IMAGE003
轴位于地平面内指向正东为正，
Figure 428441DEST_PATH_IMAGE004
轴垂直于地平面指向上为正；
2）舰船坐标系
Figure 806333DEST_PATH_IMAGE005
：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，
Figure 808104DEST_PATH_IMAGE007
轴位于舰船对称面内垂直于
Figure 339448DEST_PATH_IMAGE006
轴指向上为正，
Figure 509530DEST_PATH_IMAGE008
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
Figure 281176DEST_PATH_IMAGE002
、
Figure 418766DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 301271DEST_PATH_IMAGE003
三个方向上的平动；
3）飞机牵连舰船坐标系
Figure 591438DEST_PATH_IMAGE009
：将舰船坐标系
Figure 533986DEST_PATH_IMAGE005
的原点平移至飞机机体质心处，三个坐标轴的方向均与舰船坐标系相同；
4）机体坐标系
Figure 158871DEST_PATH_IMAGE010
：原点位于飞机机体质心，
Figure 845068DEST_PATH_IMAGE011
轴位于飞机对称面内沿机体纵轴指向机头方向为正，
Figure 989741DEST_PATH_IMAGE012
轴位于飞机对称面内垂直于
Figure 103191DEST_PATH_IMAGE011
轴指向上为正，
Figure 209513DEST_PATH_IMAGE013
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
Figure 433821DEST_PATH_IMAGE002
、、
Figure 717352DEST_PATH_IMAGE003
三个方向上的平动；
5）固定桨毂坐标系
Figure 316829DEST_PATH_IMAGE014
：原点在桨毂中心，跟随飞机机体运动，三个坐标轴的方向均与机体坐标系相同。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；
6）旋转桨毂坐标系
Figure 344828DEST_PATH_IMAGE015
：原点在桨毂中心，
Figure 464094DEST_PATH_IMAGE016
轴与
Figure 919346DEST_PATH_IMAGE017
轴重合，
Figure 740540DEST_PATH_IMAGE018
轴和
Figure 244334DEST_PATH_IMAGE019
轴跟随旋翼转动，与固定桨毂坐标系之间存在绕
Figure 546002DEST_PATH_IMAGE017
轴转速为
Figure 359106DEST_PATH_IMAGE020
的相对运动，
Figure 480646DEST_PATH_IMAGE018
轴和
Figure 788131DEST_PATH_IMAGE021
轴、
Figure 944305DEST_PATH_IMAGE019
轴和
Figure 928311DEST_PATH_IMAGE022
轴之间相差一个方位角
Figure 474830DEST_PATH_IMAGE023
；
7）桨叶坐标系
Figure 382743DEST_PATH_IMAGE024
：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
Figure 580375DEST_PATH_IMAGE025
，
Figure 548331DEST_PATH_IMAGE026
轴沿桨叶方向指向外为正，
Figure 582146DEST_PATH_IMAGE027
轴垂直桨叶平面指向上为正，轴垂直于
Figure 345889DEST_PATH_IMAGE026
轴和
Figure 484746DEST_PATH_IMAGE027
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
Figure 5857DEST_PATH_IMAGE029
和摆振
Figure 708103DEST_PATH_IMAGE030
运动，规定向上挥舞、逆时针旋转方向摆振为正。
1、确定桨叶微元段的在桨叶坐标系中的位置
Figure 427797DEST_PATH_IMAGE031
在桨叶活动坐标系中，桨叶微元段的位置坐标
Figure 745963DEST_PATH_IMAGE031
为：
Figure 992180DEST_PATH_IMAGE031
=
Figure 831960DEST_PATH_IMAGE033
；                    （1）
    式中
Figure 250303DEST_PATH_IMAGE034
为直升机旋翼的桨叶数，
Figure 808323DEST_PATH_IMAGE035
为每个桨叶的分段数，为沿桨叶方向微元段到桨毂中心的长度。
2、确定桨叶微元段的在旋转桨毂坐标系中的位置
Figure 281079DEST_PATH_IMAGE037
存在当量铰外伸量
Figure 135902DEST_PATH_IMAGE025
（
Figure 915639DEST_PATH_IMAGE018
方向），相对于有挥舞角
Figure 497799DEST_PATH_IMAGE029
和摆振角
Figure 312171DEST_PATH_IMAGE030
。规定向上挥舞为正，逆时针旋转方向摆振为正。
由桨叶挥舞运动方程求出挥舞角
Figure 72317DEST_PATH_IMAGE029
，由摆振运动方程求出摆振角
Figure 339350DEST_PATH_IMAGE030
；
则有：
；    （2）
3、确定桨叶微元段的在固定桨毂坐标系中的位置
存在绕
Figure 325127DEST_PATH_IMAGE017
轴转速为
Figure 266407DEST_PATH_IMAGE020
的相对运动，由桨叶的转速
Figure 3419DEST_PATH_IMAGE020
积分求出桨叶的方位角
Figure 464487DEST_PATH_IMAGE023
，
Figure 894331DEST_PATH_IMAGE040
，规定逆时针旋转方向为正。若旋翼逆时针旋转，
Figure 322908DEST_PATH_IMAGE041
；若旋翼顺时针旋转，
Figure 598031DEST_PATH_IMAGE042
。
则有：
Figure 241502DEST_PATH_IMAGE043
；                   （3）
4、确定桨叶微元段的在机体坐标系中的位置
固定桨毂坐标系原点相对于机体坐标系原点只在
Figure 243273DEST_PATH_IMAGE011
方向有距离
Figure 509038DEST_PATH_IMAGE045
，
Figure 7016DEST_PATH_IMAGE012
方向有距离。则有：
；                             （4）
5、确定桨叶微元段的在飞机牵连舰船坐标系中的位置
Figure 736440DEST_PATH_IMAGE048
设机体的姿态角（相对于地面坐标系）为：偏航角
Figure 88924DEST_PATH_IMAGE049
，俯仰角
Figure 969155DEST_PATH_IMAGE050
，滚转角；舰船的姿态角（相对于地面坐标系）为：艏摇角
Figure 32236DEST_PATH_IMAGE052
，纵摇角
Figure 442489DEST_PATH_IMAGE053
，横滚角
Figure 555938DEST_PATH_IMAGE054
。
则有：
     
Figure 668119DEST_PATH_IMAGE055
， 以从
Figure 891607DEST_PATH_IMAGE057
逆时针转到
Figure 175958DEST_PATH_IMAGE058
为正，
     
Figure 775436DEST_PATH_IMAGE059
， 
Figure 803435DEST_PATH_IMAGE060
以从逆时针转到
Figure 112373DEST_PATH_IMAGE062
为正，
     
Figure 199147DEST_PATH_IMAGE063
， 
Figure 765257DEST_PATH_IMAGE064
以从
Figure 4609DEST_PATH_IMAGE061
逆时针转到
Figure 365183DEST_PATH_IMAGE062
为正。
Figure 939253DEST_PATH_IMAGE065
 ；                                                （5）
6、确定桨叶微元段的在舰船坐标系中的位置
Figure 309054DEST_PATH_IMAGE066
设机体质心与舰船质心之间的距离（三个坐标轴方向）为：
Figure 137333DEST_PATH_IMAGE067
，
Figure 934388DEST_PATH_IMAGE068
，；则有：
       
Figure 903666DEST_PATH_IMAGE070
。                        （6）
至此求出桨叶微元在舰船坐标系中的位置
Figure 852031DEST_PATH_IMAGE066
。
二、舰面尾流影响的计算
1、提取旋翼桨叶微元段对应处的舰面尾流风速值
Figure 819987DEST_PATH_IMAGE071
尾流场的风速值
Figure 103070DEST_PATH_IMAGE071
分为稳态的风速分量值
Figure 814674DEST_PATH_IMAGE072
和随机的风速分量值
Figure 617545DEST_PATH_IMAGE073
两部分。
      
Figure 756402DEST_PATH_IMAGE071
=
Figure 526781DEST_PATH_IMAGE072
+
Figure 776496DEST_PATH_IMAGE073
。          （7）
稳态的风速分量值
Figure 699453DEST_PATH_IMAGE072
采取CFD计算的方式求出。根据舰船与空气间相对速度的大小和方向，求出不同舰船运动状态下的尾流场稳态风速分布值，并建立相应的数据库以备程序调用。
随机的风速分量值采用随机函数进行计算。
舰面尾流场的风速值
Figure 263836DEST_PATH_IMAGE071
是舰船坐标系下的位置
Figure 103616DEST_PATH_IMAGE074
的函数。在直升机着舰过程的实时仿真中，根据实时解算的旋翼桨叶微元段在舰船坐标系中的位置值
Figure 771226DEST_PATH_IMAGE074
，求出对应位置处的尾流场风速值
Figure 63667DEST_PATH_IMAGE071
。
2、将旋翼桨叶微元段对应处的舰面尾流风速值转换到桨叶活动坐标系
首先，求出机体坐标系和固定桨毂坐标系下的尾流场风速值
Figure 858448DEST_PATH_IMAGE075
：
Figure 552735DEST_PATH_IMAGE076
（8）
其次，求出旋转桨毂坐标系下的尾流场风速值
Figure 391246DEST_PATH_IMAGE077
：
Figure 436563DEST_PATH_IMAGE078
；                  （9）
最后，求出桨叶坐标系下的尾流场风速值
Figure 769455DEST_PATH_IMAGE079
：
Figure 318248DEST_PATH_IMAGE080
；       （10）
3、计算尾流风速引起的旋翼翼型的迎角增量
Figure 593241DEST_PATH_IMAGE081
                                （11）
4、计算旋翼微元段的升力增量
Figure 996857DEST_PATH_IMAGE083
和阻力增量
Figure 587107DEST_PATH_IMAGE084
Figure 846050DEST_PATH_IMAGE085
Figure 538063DEST_PATH_IMAGE086
                （12）
式中，
Figure 462025DEST_PATH_IMAGE087
为翼型弦长，
Figure 923094DEST_PATH_IMAGE088
为翼型升力系数斜率，
Figure 539889DEST_PATH_IMAGE089
为翼型迎角，
Figure 515935DEST_PATH_IMAGE090
为翼型诱导阻力系数。
5、将气动力分解到桨叶坐标系中，求得拉力和阻力
Figure 994321DEST_PATH_IMAGE091
Figure 637792DEST_PATH_IMAGE092
                          （13）
式中，
Figure 159909DEST_PATH_IMAGE093
为翼型下洗角。
6、求出桨叶的惯性力和气动力；
惯性力：
Figure 826514DEST_PATH_IMAGE094
         
Figure 905328DEST_PATH_IMAGE095
                      （14）
         
Figure 584397DEST_PATH_IMAGE096
气动力： 
Figure 90464DEST_PATH_IMAGE097
         
Figure 244365DEST_PATH_IMAGE098
        （15）
         
Figure 126871DEST_PATH_IMAGE099
合并：   
Figure 666305DEST_PATH_IMAGE100
         
Figure 608853DEST_PATH_IMAGE101
                （16）
         
Figure 984471DEST_PATH_IMAGE102
其中，
Figure 405088DEST_PATH_IMAGE103
为旋翼的桨叶个数，为桨叶方位角。
三、飞机运动参数的计算
飞机角加速度：
Figure 912479DEST_PATH_IMAGE105
     （17）
Figure 999701DEST_PATH_IMAGE107
其中，
Figure 513727DEST_PATH_IMAGE108
为飞机角加速度在X，Y，Z上的分量；
     
Figure 735761DEST_PATH_IMAGE109
为飞机转动惯量在X，Y，Z上的分量；
     
Figure 148288DEST_PATH_IMAGE110
为飞机绕X，Y轴的惯性积；
     
Figure 97658DEST_PATH_IMAGE111
为作用在飞机上的合外力矩在X，Y，Z上的分量；
飞机角速度：
Figure 279241DEST_PATH_IMAGE112
 
Figure 672176DEST_PATH_IMAGE113
                                （18）
Figure 571999DEST_PATH_IMAGE114
其中
Figure 325060DEST_PATH_IMAGE115
为飞机角速度在X，Y，Z上的分量；
飞机加速度：
   
Figure 361149DEST_PATH_IMAGE116
   
Figure 924986DEST_PATH_IMAGE117
                     （19）
   
Figure 499056DEST_PATH_IMAGE118
其中
Figure 603278DEST_PATH_IMAGE119
为飞机加速度在X，Y，Z上的分量；
   
Figure 697136DEST_PATH_IMAGE120
为作用在飞机上的合外力在X，Y，Z上的分量；
   
Figure 494191DEST_PATH_IMAGE121
为飞机质量；
飞机速度
  
Figure 289977DEST_PATH_IMAGE123
                          （20）
  
角变化率
  
Figure 379790DEST_PATH_IMAGE128
  
Figure 668732DEST_PATH_IMAGE129
                                   （21）
  
Figure 114757DEST_PATH_IMAGE130
其中，
Figure 183207DEST_PATH_IMAGE131
分别为飞机的偏航角变化率、滚转角变化率、俯仰角变化率；
  
Figure 322064DEST_PATH_IMAGE132
  
Figure 92443DEST_PATH_IMAGE133
                                    （22）
  
Figure 342159DEST_PATH_IMAGE134
 其中，
Figure 265115DEST_PATH_IMAGE135
分别为飞机的偏航角、滚转角、俯仰角；
飞机空速：
                                           （23）
飞机的过载：
Figure 832549DEST_PATH_IMAGE137
                                        （24）
飞机的迎角：
Figure 823639DEST_PATH_IMAGE138
                                      （25）
飞机的升降速度：
Figure 663419DEST_PATH_IMAGE139
                                   （26）
飞机的高度：
Figure 331029DEST_PATH_IMAGE140
。                                  （27）
具体步骤：
经过主解算计算机的解算，得出直升机飞行的运动参数，这些参数包含由于舰面尾流影响而产生的直升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，以模拟舰面尾流对直升机运动的影响。
仿真的结果：下图为舰船正逆风行驶时，风速为10米/秒、15米/秒、20米/秒时直升机旋翼由于尾流影响而产生的拉力增量随时间的变化曲线，其结果符合实际的情况。（参见图1）
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尾流影响计算仿真的难题，提高了飞行模拟器的模拟逼真度。
实施例3
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2、图3所示。在舰船坐标系
Figure 623470DEST_PATH_IMAGE005
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。
设某时刻旋翼桨叶相对于机体坐标系
Figure 418251DEST_PATH_IMAGE141
的位置如图3所示，取三个桨叶微元段A段、B段、C段，分别位于Ⅰ号桨叶根部，Ⅱ号桨叶中部，Ⅲ号桨叶尖部。下面计算桨叶微元段在不同坐标系中的位置。
（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
Figure 112538DEST_PATH_IMAGE142
和摆振角
Figure 951049DEST_PATH_IMAGE143
，Ⅱ号桨叶挥舞角
Figure 996366DEST_PATH_IMAGE144
和摆振角，Ⅲ号桨叶挥舞角
Figure 878051DEST_PATH_IMAGE145
和摆振角
Figure 153044DEST_PATH_IMAGE143
。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
设某时刻旋翼桨叶相对于机体坐标系
Figure 420077DEST_PATH_IMAGE141
的位置如图2所示，则Ⅰ号桨叶的方位角
Figure 291081DEST_PATH_IMAGE146
，Ⅱ号桨叶的方位角
Figure 959960DEST_PATH_IMAGE147
，Ⅲ号桨叶的方位角
Figure 405853DEST_PATH_IMAGE148
。则
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
固定桨毂坐标系原点（桨毂中心）相对于机体坐标系原点（飞机质心）只在
Figure 894604DEST_PATH_IMAGE011
方向有距离
Figure 834878DEST_PATH_IMAGE045
，方向有距离
Figure 709479DEST_PATH_IMAGE046
。该型直升机的
Figure 888787DEST_PATH_IMAGE149
，。则
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
设直升机落在舰船甲板中心处，机头方向与舰艏方向一致，则
Figure 11911DEST_PATH_IMAGE151
，
Figure 612656DEST_PATH_IMAGE152
，
Figure 13682DEST_PATH_IMAGE153
。则
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
设直升机落在舰船甲板中心处，则机体质心与舰船质心之间的距离为：
Figure 545026DEST_PATH_IMAGE154
，
Figure 43003DEST_PATH_IMAGE155
，。则
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）。
下面计算桨叶微元中心对应点处的舰面尾流场风速值。
（1）在舰船坐标系中的尾流场风速值
根据舰船坐标系中的旋翼桨叶微元段位置
Figure 702972DEST_PATH_IMAGE066
，查表求出对应位置处的尾流场风速值
Figure 772428DEST_PATH_IMAGE071
。
A段风速值为（0.63335   -5.3512    -1.4347），
B段风速值为（1.5951    -1.9789    -2.4588），
C段风速值为（1.5191    -5.7613    -2.0101）。
（2）在机体坐标系和固定桨毂坐标系中的尾流场风速值
A段风速值为（0.63335   -5.3512    -1.4347），
B段风速值为（1.5951    -1.9789    -2.4588），
C段风速值为（1.5191    -5.7613    -2.0101）。
（3）在旋转桨毂坐标系中的尾流风速值
A段风速值为（0.63335   -5.3512    -1.4347），
B段风速值为（-2.4588 -1.9789  -1.5951），
C段风速值为（-1.5191   -5.7613    2.0101）。
（4）在桨叶坐标系中的尾流风速值
A段风速值为（-0.3055   -2.0588    -1.4347），
B段风速值为（-2.6219 -1.7571  -1.5951），
C段风速值为（-1.5191   -5.7613    2.0101）。
下面计算尾流场风速引起的旋翼气动力增量。
（1）计算尾流风速引起的旋翼翼型的迎角增量
Figure 124912DEST_PATH_IMAGE081
A段迎角增量：
Figure 739564DEST_PATH_IMAGE157
，
B段迎角增量：
Figure 177499DEST_PATH_IMAGE158
，
C段迎角增量：
Figure 50646DEST_PATH_IMAGE159
，
（2）计算旋翼微元段的升力增量和阻力增量
Figure 308769DEST_PATH_IMAGE084
A段升力增量：
Figure 420950DEST_PATH_IMAGE160
          
Figure 645258DEST_PATH_IMAGE161
          
Figure 910017DEST_PATH_IMAGE162
(N)
A段阻力增量：
Figure 194368DEST_PATH_IMAGE163
Figure 528266DEST_PATH_IMAGE164
Figure 493948DEST_PATH_IMAGE165
(N)
     同理可求得：
 B段升力增量：
Figure 675531DEST_PATH_IMAGE166
(N), B段阻力增量：
Figure DEST_PATH_IMAGE167
(N)；
C段升力增量：
Figure DEST_PATH_IMAGE168
(N), C段阻力增量：
Figure DEST_PATH_IMAGE169
(N)。

Claims (2)

1. 一种直升机舰面尾流影响仿真方法，包括以下步骤：
在主解算计算机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即三个坐标轴方向；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，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所述的直升机舰面尾流影响仿真方法，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：
地面坐标系                                                
Figure 947645DEST_PATH_IMAGE001
：原点位于舰船质心，
Figure 567982DEST_PATH_IMAGE002
轴位于地平面内指向正北为正，
Figure 159500DEST_PATH_IMAGE003
轴位于地平面内指向正东为正，
Figure 666836DEST_PATH_IMAGE004
轴垂直于地平面指向上为正；
舰船坐标系
Figure 583976DEST_PATH_IMAGE005
：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，
Figure 821240DEST_PATH_IMAGE007
轴位于舰船对称面内垂直于轴指向上为正，
Figure 285772DEST_PATH_IMAGE008
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
Figure 615122DEST_PATH_IMAGE002
、
Figure 627072DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 358267DEST_PATH_IMAGE003
三个方向上的平动；
飞机牵连舰船坐标系
Figure 351631DEST_PATH_IMAGE009
：将舰船坐标系
Figure 919010DEST_PATH_IMAGE005
的原点平移至飞机机体质心处，三个坐标轴的方向均与舰船坐标系相同；
机体坐标系
Figure 656022DEST_PATH_IMAGE010
：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，
Figure 671568DEST_PATH_IMAGE012
轴位于飞机对称面内垂直于
Figure 726243DEST_PATH_IMAGE011
轴指向上为正，
Figure 1367DEST_PATH_IMAGE013
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
Figure 707154DEST_PATH_IMAGE002
、
Figure 42321DEST_PATH_IMAGE004
、三个方向上的平动；
固定桨毂坐标系
Figure 660177DEST_PATH_IMAGE014
：原点在桨毂中心，跟随飞机机体运动，三个坐标轴的方向均与机体坐标系相同；
旋转桨毂坐标系
Figure 220471DEST_PATH_IMAGE015
：原点在桨毂中心，
Figure 992118DEST_PATH_IMAGE016
轴与
Figure 755806DEST_PATH_IMAGE017
轴重合，轴和
Figure 53112DEST_PATH_IMAGE019
轴跟随旋翼转动，与固定桨毂坐标系之间存在绕
Figure 995660DEST_PATH_IMAGE017
轴转速为的相对运动，
Figure 667261DEST_PATH_IMAGE018
轴和轴、
Figure 315597DEST_PATH_IMAGE019
轴和
Figure 240828DEST_PATH_IMAGE022
轴之间相差一个方位角
Figure 278185DEST_PATH_IMAGE023
；
桨叶坐标系
Figure 339682DEST_PATH_IMAGE024
：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
Figure 686350DEST_PATH_IMAGE025
，
Figure 914855DEST_PATH_IMAGE026
轴沿桨叶方向指向外为正，
Figure 942854DEST_PATH_IMAGE027
轴垂直桨叶平面指向上为正，轴垂直于
Figure 376427DEST_PATH_IMAGE026
轴和
Figure 89299DEST_PATH_IMAGE027
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
Figure 655409DEST_PATH_IMAGE029
和摆振
Figure 19395DEST_PATH_IMAGE030
运动，规定向上挥舞、逆时针旋转方向摆振为正；
确定桨叶微元段的在桨叶坐标系中的位置
Figure 379969DEST_PATH_IMAGE031
在桨叶活动坐标系中，桨叶微元段
Figure 580137DEST_PATH_IMAGE032
的位置坐标为：
Figure 902851DEST_PATH_IMAGE031
=
Figure 699906DEST_PATH_IMAGE033
； 
式中
Figure 308742DEST_PATH_IMAGE034
为直升机旋翼的桨叶数，
Figure 295283DEST_PATH_IMAGE035
为每个桨叶的分段数，
Figure 305965DEST_PATH_IMAGE036
为沿桨叶方向微元段到桨毂中心的长度；
确定桨叶微元段的在旋转桨毂坐标系中的位置
存在当量铰外伸量
Figure 242489DEST_PATH_IMAGE025
（
Figure 954093DEST_PATH_IMAGE018
方向），相对于有挥舞角
Figure 881598DEST_PATH_IMAGE029
和摆振角
Figure 20455DEST_PATH_IMAGE030
；
规定向上挥舞为正，逆时针旋转方向摆振为正；
由桨叶挥舞运动方程求出挥舞角
Figure 416933DEST_PATH_IMAGE029
，由摆振运动方程求出摆振角
Figure 666648DEST_PATH_IMAGE030
；
则有：
Figure 714239DEST_PATH_IMAGE038
；  
确定桨叶微元段的在固定桨毂坐标系中的位置
Figure 23997DEST_PATH_IMAGE039
存在绕
Figure 907771DEST_PATH_IMAGE017
轴转速为的相对运动，由桨叶的转速
Figure 863275DEST_PATH_IMAGE020
积分求出桨叶的方位角，
Figure 449425DEST_PATH_IMAGE040
，规定逆时针旋转方向为正；
旋翼逆时针旋转，
Figure 368839DEST_PATH_IMAGE041
；若旋翼顺时针旋转，
Figure 63126DEST_PATH_IMAGE042
；
则有：
；  
确定桨叶微元段的在机体坐标系中的位置
Figure 564264DEST_PATH_IMAGE044
固定桨毂坐标系原点相对于机体坐标系原点只在
Figure 21790DEST_PATH_IMAGE011
方向有距离，
Figure 471674DEST_PATH_IMAGE012
方向有距离
Figure 738707DEST_PATH_IMAGE046
；则有：
Figure 999924DEST_PATH_IMAGE047
；
确定桨叶微元段的在飞机牵连舰船坐标系中的位置
Figure 216273DEST_PATH_IMAGE048
设机体的姿态角（相对于地面坐标系）为：偏航角
Figure 475216DEST_PATH_IMAGE049
，俯仰角，滚转角
Figure 28874DEST_PATH_IMAGE051
；舰船的姿态角（相对于地面坐标系）为：艏摇角
Figure 552259DEST_PATH_IMAGE052
，纵摇角
Figure 795153DEST_PATH_IMAGE053
，横滚角
Figure 771199DEST_PATH_IMAGE054
；
则有：
    
Figure 374219DEST_PATH_IMAGE055
， 
Figure 17690DEST_PATH_IMAGE056
以从
Figure 162976DEST_PATH_IMAGE057
逆时针转到
Figure 891897DEST_PATH_IMAGE058
为正，
    
Figure 33029DEST_PATH_IMAGE059
， 
Figure 531006DEST_PATH_IMAGE060
以从逆时针转到
Figure 66341DEST_PATH_IMAGE062
为正，
    
Figure 11163DEST_PATH_IMAGE063
， 
Figure 363647DEST_PATH_IMAGE064
以从
Figure 119245DEST_PATH_IMAGE061
逆时针转到
Figure 557179DEST_PATH_IMAGE062
为正；
Figure 40113DEST_PATH_IMAGE065
 ；
确定桨叶微元段的在舰船坐标系中的位置
Figure 512683DEST_PATH_IMAGE066
设机体质心与舰船质心之间的距离（三个坐标轴方向）为：，
Figure 98833DEST_PATH_IMAGE068
，
Figure 385458DEST_PATH_IMAGE069
；则有：
      
Figure 712534DEST_PATH_IMAGE070
；
至此求出桨叶微元在舰船坐标系中的位置
Figure 812864DEST_PATH_IMAGE066
；
2）舰面尾流影响的计算
提取旋翼桨叶微元段对应处的舰面尾流风速值
尾流场的风速值
Figure 987810DEST_PATH_IMAGE071
分为稳态的风速分量值和随机的风速分量值
Figure 686962DEST_PATH_IMAGE073
两部分；
      
Figure 399834DEST_PATH_IMAGE071
=
Figure 965945DEST_PATH_IMAGE072
+
Figure 64351DEST_PATH_IMAGE073
  
稳态的风速分量值
Figure 690504DEST_PATH_IMAGE072
采取CFD计算的方式求出；根据舰船与空气间相对速度的大小和方向，求出不同舰船运动状态下的尾流场稳态风速分布值
Figure 77623DEST_PATH_IMAGE072
，并建立相应的数据库以备程序调用；
随机的风速分量值
Figure 994895DEST_PATH_IMAGE073
采用随机函数进行计算；
舰面尾流场的风速值
Figure 151070DEST_PATH_IMAGE071
是舰船坐标系下的位置的函数；
在直升机着舰过程的实时仿真中，根据实时解算的旋翼桨叶微元段在舰船坐标系中的位置值
Figure 619277DEST_PATH_IMAGE074
，求出对应位置处的尾流场风速值
Figure 605819DEST_PATH_IMAGE071
；
将旋翼桨叶微元段对应处的舰面尾流风速值转换到桨叶活动坐标系：
求出机体坐标系和固定桨毂坐标系下的尾流场风速值
Figure 616500DEST_PATH_IMAGE075
：
Figure 646773DEST_PATH_IMAGE076
求出旋转桨毂坐标系下的尾流场风速值
Figure 742905DEST_PATH_IMAGE077
：
；
最后，求出桨叶活动坐标系下的尾流场风速值
Figure 129816DEST_PATH_IMAGE079
：
     
Figure 330991DEST_PATH_IMAGE080
；
 3）计算尾流风速引起的旋翼翼型的迎角增量
Figure 914419DEST_PATH_IMAGE081
Figure 977184DEST_PATH_IMAGE082
 
4）计算旋翼微元段的升力增量
Figure 962457DEST_PATH_IMAGE083
和阻力增量
Figure 334533DEST_PATH_IMAGE084
Figure 405257DEST_PATH_IMAGE085
Figure 271713DEST_PATH_IMAGE086
  
式中，
Figure 111493DEST_PATH_IMAGE087
为翼型弦长，为翼型升力系数斜率，
Figure 946911DEST_PATH_IMAGE089
为翼型迎角，
Figure 617058DEST_PATH_IMAGE090
为翼型诱导阻力系数。
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