CN107330152A - 一种适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法 - Google Patents
一种适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明提供一种适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法，包括使用简单气动模型计算操纵量，采用旋翼CFD方法对简单气动模型计算结果进行修正，最终得到符合设定的收敛条件的配平操纵量。本发明的配平方法与传统配平方法相比有较高的准确性；同时雅各比矩阵的求解放在简单气动模型中降低了计算量，与全CFD配平相比提高了计算效率。配平中旋翼气动力计算精度主要由CFD模型精度决定，简单气动模型主要决定气动力随操纵量的变化趋势，因此不局限于典型的单旋翼构型，对各类旋翼飞行器有更广泛的适用性。
Description
技术领域
本发明涉及旋翼飞行器控制技术领域，具体而言涉及一种适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法。
背景技术
随着旋翼类飞行器的广泛应用，其多样性显著增加，不再局限于典型的单旋翼直升机，在旋翼类飞行器的气动研究中，气动配平是准确、有效模拟旋翼类飞行器气动特性进行气动研究的前提。以共轴刚性旋翼为例，若不对其进行操纵量配平，则无法准确模拟其特有的升力偏置状态。因此，建立适合各类旋翼飞行器的精确、高效的气动配平方法，对旋翼飞行器的研究有重要的支撑作用。
目前，针对旋翼的气动配平方法主要有：1)通过旋翼动态入流模型或尾迹模型等建立传统气动模型，针对不同的目标量，使用牛顿迭代法完成配平。这些传统气动模型大多是根据典型的直升机旋翼流场特征建立的，因此只适用于典型的单旋翼直升机飞行状态，而对于高速飞行状态下的旋翼或共轴刚性旋翼等新型旋翼则不能直接适用。2)通过气动试验进行配平。这种方法过于依赖试验，配平成本较高。且对于新型旋翼，其操纵量没有适当的参考值，会使配平工作量显著增加。3)结合旋翼计算流体力学(CFD)方法进行配平。如Kim等人将旋翼CFD与传统配平方法相结合，开展了探索性研究，但这种传统CFD配平方法在配平过程中用CFD求解完全代替传统气动模型，配平效率较低。以双旋翼飞行器为例，其有六个操纵量，对应的雅各比矩阵为六维方阵，每次求解雅各比矩阵都需要进行六次CFD求解，计算量显著增大。由此可见，对于旋翼类飞行器的气动研究，尚未建立精确、高效且具有普适性的气动配平方法。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法，该方法气动模型简单，计算量小，但是能够广泛适用于各类旋翼飞行器，且配平具有较高的准确性。
为实现上述发明目的，本发明采用以下技术方案：
一种适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法，包括以下步骤：
步骤1)使用旋翼动态入流模型或尾迹模型给出旋翼诱导速度，结合旋翼叶素理论建立简单气动模型(相对旋翼CFD方法而言的简单模型)；
步骤2)针对给定的旋翼气动力最终目标量，使用牛顿迭代法以及简单气动模型求解对应的操纵量；
步骤3)将求解得到的操纵量代入旋翼CFD模型进行计算，得到CFD计算的旋翼气动力；
步骤4)以简单气动模型计算的气动力减去CFD计算得到的旋翼气动力，得到两者差值；若CFD计算得到的旋翼气动力大于简单模型结果，则说明以该目标量使用简单模型配出的操纵量偏大，得到负的目标量差值；若CFD计算得到的旋翼气动力小于简单模型结果，则得到正的目标量差值；
步骤5)在原始的目标量基础上加上所述步骤4)所得到的差值，得到中间目标量；再将中间目标量代入简单气动模型，得到新的操纵量；
步骤6)将得到的新操纵量代入CFD模型计算得到的新气动力：如果计算得到的新气动力与最终目标量差值在设计范围内，即达到了配平收敛要求，该新操纵量即为配平所得操纵量；如果计算得到的新气动力与最终目标量差值不在设计范围内，重复步骤3)至步骤5)，直至最终计算得到的气动力与最终目标量差值在设计范围。
进一步的，所述步骤2)中的牛顿迭代法采用配平数学模型：
其中，为操纵量，为目标量，J为雅克比矩阵；通过简单气动模型求得所述雅克比矩阵。
更一步，对于双旋翼飞行器，所述操纵量为：
所述目标量为：
所述雅克比矩阵
其中，CT为总拉力系数，CQ为总扭矩系数，CL为滚转力矩系数，CM为俯仰力矩系数；对于共轴双旋翼上标u表示上旋翼，l表示下旋翼，对于其它类型的双旋翼飞行器，则分别表示两副旋翼旋翼；多旋翼飞行器与双旋翼飞行器类似，每增加一副旋翼操纵量和目标量都相应增加三项，雅各比矩阵也增加三个维度。
另一种改进，所述步骤6)配平收敛要求为：
合拉力和扭矩系数满足：
无升力偏置量时上、下旋翼满足：
有升力偏置量时上、下旋翼满足：
其中，target表示相应变量的目标量，CFD表示相应变量经CFD模型计算后得到的新变量。最终的收敛判断标准可根据具体的配平精度及效率要求进行调整。
本发明的一种适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法具有以下优点：
(1)本发明所建立的配平方法，采用旋翼CFD方法对简单气动模型计算结果进行修正，与传统配平方法相比有较高的准确性；同时雅各比矩阵的求解放在简单气动模型中降低了计算量，与全CFD配平相比提高了计算效率。
(2)配平中旋翼气动力计算精度主要由CFD模型精度决定，简单气动模型主要决定气动力随操纵量的变化趋势，因此不会局限于典型的单旋翼构型，对各类旋翼飞行器有更广泛的适用性。
附图说明
图1为本发明的适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法流程图；
图2为本发明的适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法与全CFD配平的配平历程总距对比图；
图3为本发明的适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法与全CFD配平的配平历程气动力误差对比图；
图4为本发明一个实施例中共轴刚性旋翼不同前进比下的操纵量配平结果；
图5为本发明一个实施例中共轴刚性旋翼不同偏置量对应的操纵量变化图；
图6为本发明一个实施例中，升力偏置量为0时，共轴刚性旋翼不同偏置量状态上旋翼的剖面拉力分布云图；
图7为本发明一个实施例中，升力偏置量为0.3时，共轴刚性旋翼不同偏置量状态上旋翼的剖面拉力分布云图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的一种适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法做进一步的详细说明：
本发明结合传统配平方法和旋翼CFD方法建立了适用于各类旋翼飞行器的高效气动配平方法，配平流程如图1所示。其基本思路是，沿用传统配平方法中的迭代求解思路，雅各比矩阵的求解过程中使用传统气动模型，以提高效率；对每步配平后传统气动模型的计算结果使用旋翼CFD结果进行差量校正，以保证精度。图3给出了本发明所建立的高效配平方法和全CFD配平方法针对共轴刚性旋翼的配平历程对比。从中可以看出，两种配平方法的操纵量和目标量误差收敛历程相差不大。传统全CFD配平方法迭代6次，CFD计算42圈，耗时约327小时；本发明建立的配平法迭代7次，CFD计算7圈，耗时约55小时，节省了约83％的计算时间。可见，本发明所建立的配平方法的精度与全CFD方法接近，但其效率远高于传统方法。
如图1所示，一种适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法，包括以下步骤：
步骤1)使用旋翼动态入流模型或尾迹模型给出旋翼诱导速度，结合旋翼叶素理论建立简单气动模型(相对旋翼CFD方法而言的简单模型)；
步骤2)针对给定的旋翼气动力最终目标量，使用牛顿迭代法，使用简单气动模型求解对应的操纵量；
步骤3)将求解得到的操纵量代入旋翼CFD模型进行计算，得到CFD计算的旋翼气动力；
步骤4)以简单气动模型计算的气动力减去CFD计算得到的旋翼气动力，得到两者差值；若CFD计算得到的旋翼气动力大于简单模型结果，则说明以该目标量使用简单模型配出的操纵量偏大，得到负的目标量差值；若CFD计算得到的旋翼气动力小于简单模型结果，则得到正的目标量差值；
步骤5)在原始的目标量基础上加上所述步骤4)所得到的差值，得到中间目标量；再将中间目标量代入简单气动模型，得到新的操纵量；
步骤6)将得到的新操纵量代入CFD模型计算得到的新气动力：如果计算得到的新气动力与最终目标量差值在设计范围内，即达到了配平收敛要求，该新操纵量即为配平所得操纵量；如果计算得到的新气动力与最终目标量差值不在设计范围内，重复步骤3)至步骤5)，直至最终计算得到的气动力与最终目标量差值在设计范围。
下面以共轴双旋翼飞行器为例，对本发明公开的适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法作进一步的详细说明。对于其他型式的双旋翼飞行器及多旋翼飞行器，配平方法与之类似。
共轴刚性旋翼有六个操纵量，此处不采用差动操纵直接选取双旋翼操纵量进行表示。
操纵量为：
目标量为：
其中，CT为总拉力系数，CQ为总扭矩系数，CL为滚转力矩系数，CM为俯仰力矩系数，上标u表示上旋翼，l表示下旋翼。
对于共轴刚性旋翼旋翼飞行器，其工作时旋翼可以采用升力偏置(需要说明的是，常规旋翼飞行器无升力偏置，此时升力偏置量可设置为零，这样配平方法保持了形式的完全一致性)特有的旋翼升力分布状态，对于一般的旋翼，其升力偏置是零。升力偏置量可表示为滚转力矩与升力的比值，即：
操纵量和目标量间的关系可用非线性方程组表示：
将其进行泰勒级数展开至一阶并化简，可得目标量和操纵量的迭代关系式为：
其中，J为雅克比矩阵，具体公式如下：
其雅克比矩阵的每一列均由CFD计算获得。对于共轴刚性旋翼而言，每次迭代需要CFD计算六次，且计算一圈耗时远大于单旋翼。可见，应用这种传统方法对共轴刚性旋翼配平效率很低。为了方便区分，记简单模型中的临时(中间)目标量为(随配平迭代而变化)，最终要达到的目标量为(保持不变)。
本发明所建立的配平方法，针对共轴刚性旋翼的具体步骤如下：
1)采用简单气动模型，根据进行配平获得初始操纵量；
2)将上述操纵量代入CFD求解器计算共轴旋翼旋转Nrev圈，得到旋翼气动力
3)根据CFD计算的旋翼气动力对简单模型的中间目标量(下标n表示迭代步数)进行修正，得到新的中间目标量具体公式如下：
4)根据新的中间目标量，通过简单模型求解雅克比矩阵进行配平迭代，计算出新的操纵量；
5)重复步骤2)到步骤4)至收敛，收敛判断标准为，合拉力和扭矩系数满足：
无升力偏置量时上、下旋翼满足：
有升力偏置量时上、下旋翼满足：
其中，以初始操纵量进行计算时为了保证流场收敛，需要CFD求解器计算旋翼转动四圈再计算旋翼气动力，即Nrev＝4。配平中每两次迭代之间的操纵量变化较小，可在上次的流场基础上继续计算。因此为了提高配平效率，之后的每一步迭代更新操纵量后只进行一圈CFD计算，即Nrev＝1。
图3和图4给出了共轴刚性旋翼相同升力偏置量不同前进比，以及同一飞行状态不同升力偏置量状态下的操纵量配平结果。可见对于有六个目标量的共轴刚性旋翼，本发明所建立的配平方法能够准确有效地给出。图5给出了不同偏置量状态上旋翼剖面拉力分布云图，升力偏置量为0.3时前行侧(90°方位角)拉力明显较大，后行侧拉力较小，有明显的升力偏置现象。可见通过本配平方法得到的操纵量，能够对共轴刚性旋翼的升力偏置状态进行准确模拟。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (4)
1.一种适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1)使用旋翼动态入流模型或尾迹模型给出旋翼诱导速度，结合旋翼叶素理论建立简单气动模型；
步骤2)针对给定的旋翼气动力最终目标量，使用牛顿迭代法以及简单气动模型求解对应的操纵量；
步骤3)将求解得到的操纵量代入旋翼CFD模型进行计算，得到CFD计算的旋翼气动力；
步骤4)以简单气动模型计算的气动力减去CFD计算得到的旋翼气动力，得到两者差值；若CFD计算得到的旋翼气动力大于简单模型结果，则说明以该目标量使用简单模型配出的操纵量偏大，得到负的目标量差值；若CFD计算得到的旋翼气动力小于简单模型结果，则得到正的目标量差值；
步骤5)在原始的目标量基础上加上所述步骤4)所得到的差值，得到中间目标量；再将中间目标量代入简单气动模型，得到新的操纵量；
步骤6)将得到的新操纵量代入CFD模型计算得到的新气动力：如果计算得到的新气动力与最终目标量差值在设计范围内，即达到了配平收敛要求，该新操纵量即为配平所得操纵量；如果计算得到的新气动力与最终目标量差值不在设计范围内，重复步骤3)至步骤5)，直至最终计算得到的气动力与最终目标量差值在设计范围。
2.根据权利要求1所述的适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法，其特征在于，步骤2)中的牛顿迭代法采用配平数学模型：
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<mo>&CenterDot;</mo>
<mi>&Delta;</mi>
<mover>
<mi>y</mi>
<mo>&RightArrow;</mo>
</mover>
</mrow>
其中，为操纵量，为目标量，J为雅克比矩阵；通过简单气动模型求得所述雅克比矩阵。
3.根据权利要求2所述的适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法，其特征在于，对于双旋翼飞行器，所述操纵量为：
所述目标量为：
所述雅克比矩阵
其中，CT为总拉力系数，CQ为总扭矩系数，CL为滚转力矩系数，CM为俯仰力矩系数；对于共轴双旋翼上标u表示上旋翼，l表示下旋翼，对于其它类型的双旋翼飞行器，则分别表示两副旋翼旋翼；多旋翼飞行器与双旋翼飞行器类似，每增加一副旋翼操纵量和目标量都相应增加三项，雅各比矩阵也增加三个维度。
4.根据权利要求1所述的适用于旋翼飞行器的高效气动配平方法，其特征在于，所述步骤6)配平收敛要求为：
合拉力和扭矩系数满足
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<mi>T</mi>
<mrow>
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</mrow>
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</mrow>
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其中，target表示相应变量的目标量，CFD表示相应变量经CFD模型计算后得到的新变量；最终的收敛判断标准可根据具体的配平精度及效率要求进行调整。
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Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN107330152B (zh) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108090302A (zh) * | 2018-01-04 | 2018-05-29 | 北京中航智科技有限公司 | 一种直升机飞行力学模拟方法及系统 |
| CN109614633A (zh) * | 2018-10-25 | 2019-04-12 | 南京航空航天大学 | 一种复合式旋翼飞行器非线性建模方法及配平方法 |
| CN109839948A (zh) * | 2017-11-27 | 2019-06-04 | 贝尔直升机德事隆公司 | 用于旋翼飞行器中的飞行员控制感测的系统和方法 |
| CN110472333A (zh) * | 2019-08-15 | 2019-11-19 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种二维翼型数值模拟的自动配平方法 |
| CN112052529A (zh) * | 2020-09-25 | 2020-12-08 | 中国直升机设计研究所 | 一种提高大前进比旋翼配平收敛性的计算方法 |
| CN112199784A (zh) * | 2020-11-04 | 2021-01-08 | 南京航空航天大学 | 一种共轴刚性双旋翼气动配平方法及系统 |
| CN112441253A (zh) * | 2019-09-04 | 2021-03-05 | 苏州翼搏特智能科技有限公司 | 一种多旋翼无人机实时尾迹的仿真分析系统及方法 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104317980A (zh) * | 2014-08-26 | 2015-01-28 | 中国直升机设计研究所 | 一种共轴刚性旋翼气动弹性响应方法 |
| CN104597909A (zh) * | 2014-11-26 | 2015-05-06 | 深圳市鸣鑫航空科技有限公司 | 共轴双旋翼无人直升机飞行控制算法 |
| CN106055791A (zh) * | 2016-05-31 | 2016-10-26 | 西北工业大学 | 基于预估校正算法的飞行器全局气动优化方法 |
-
2017
- 2017-06-01 CN CN201710404469.5A patent/CN107330152B/zh active Active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104317980A (zh) * | 2014-08-26 | 2015-01-28 | 中国直升机设计研究所 | 一种共轴刚性旋翼气动弹性响应方法 |
| CN104597909A (zh) * | 2014-11-26 | 2015-05-06 | 深圳市鸣鑫航空科技有限公司 | 共轴双旋翼无人直升机飞行控制算法 |
| CN106055791A (zh) * | 2016-05-31 | 2016-10-26 | 西北工业大学 | 基于预估校正算法的飞行器全局气动优化方法 |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 叶舟等: "耦合高效配平策略的旋翼气动特性分析方法", 《航空动力学报》 * |
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109839948A (zh) * | 2017-11-27 | 2019-06-04 | 贝尔直升机德事隆公司 | 用于旋翼飞行器中的飞行员控制感测的系统和方法 |
| CN108090302A (zh) * | 2018-01-04 | 2018-05-29 | 北京中航智科技有限公司 | 一种直升机飞行力学模拟方法及系统 |
| CN108090302B (zh) * | 2018-01-04 | 2021-11-30 | 北京中航智科技有限公司 | 一种直升机飞行力学模拟方法及系统 |
| CN109614633A (zh) * | 2018-10-25 | 2019-04-12 | 南京航空航天大学 | 一种复合式旋翼飞行器非线性建模方法及配平方法 |
| CN109614633B (zh) * | 2018-10-25 | 2023-08-01 | 南京航空航天大学 | 一种复合式旋翼飞行器非线性建模及线性化配平方法 |
| CN110472333A (zh) * | 2019-08-15 | 2019-11-19 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种二维翼型数值模拟的自动配平方法 |
| CN110472333B (zh) * | 2019-08-15 | 2022-08-02 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种二维翼型数值模拟的自动配平方法 |
| CN112441253A (zh) * | 2019-09-04 | 2021-03-05 | 苏州翼搏特智能科技有限公司 | 一种多旋翼无人机实时尾迹的仿真分析系统及方法 |
| CN112052529A (zh) * | 2020-09-25 | 2020-12-08 | 中国直升机设计研究所 | 一种提高大前进比旋翼配平收敛性的计算方法 |
| CN112052529B (zh) * | 2020-09-25 | 2023-03-17 | 中国直升机设计研究所 | 一种提高大前进比旋翼配平收敛性的计算方法 |
| CN112199784A (zh) * | 2020-11-04 | 2021-01-08 | 南京航空航天大学 | 一种共轴刚性双旋翼气动配平方法及系统 |
| CN112199784B (zh) * | 2020-11-04 | 2022-05-31 | 南京航空航天大学 | 一种共轴刚性双旋翼气动配平方法及系统 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN107330152B (zh) | 2020-11-13 |
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| PB01 | Publication | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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