CN108090302B - 一种直升机飞行力学模拟方法及系统 - Google Patents

一种直升机飞行力学模拟方法及系统 Download PDF

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Abstract

本申请公开了一种直升机飞行力学模拟方法及系统，涉及飞行力学模拟技术领域，解决了现有直升机机飞行力学模型计算精度差的技术问题。本申请的模拟方法包括：对主旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾进行数据前处理；计算主旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾的气动力，直升机的速度、角速度，以及下一时间的步位置、姿态；输出计算结果。本申请主要用于直升机飞行设计。

Description

一种直升机飞行力学模拟方法及系统
技术领域
本申请涉及飞行力学模拟技术领域，具体涉及一种直升机飞行力学模拟方法及系统。
背景技术
直升机飞行力学建模是直升机设计、研发阶段的一项重要工作内容。可为直升机悬停、前飞、悬停到前飞、前飞到悬停、着陆、垂直机动、加速和减速等各种飞行状态强度校核计算提供载荷输入；用于开展直升机操纵性、稳定性的计算；用于飞行品质评估各任务单元模拟计算；用于辅助完成飞行控制程序等。精确的直升机飞行力学模型可大幅缩短直升机设计、研发周期，降低设计、研发成本。
目前，直升机飞行力学建模的方法主要为根据叶素理论、涡流理论建立旋翼气动力模型，根据升力线理论建立平尾、垂尾的气动力模型，根据风洞试验数据建立机身气动力模型，考虑各部件之间气动力的干扰，进一步建立整机的飞行力学模型。以上方法的主要缺点是，叶素理论、涡流理论无法计算旋翼失速以及旋翼附近复杂的非定常流动现象；旋翼、机身、平尾、垂尾间的气动干扰只能根据经验预估，无法准确计算；机身的气动力模型采用风洞试验数据，周期长、成本高，限制了飞行力学模型在研发阶段的应用。由于以上因素，现有技术整机飞行力学模型计算精度差，限制了其在研发阶段应用的有效性。
发明内容
本申请的目的在于提出一种直升机飞行力学模拟方法，用于解决现有直升机机飞行力学模型计算精度差的技术问题。
本申请的直升机飞行力学模拟方法，包括：
对主旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾进行数据前处理；
计算主旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾的气动力，直升机的速度、角速度，以及下一时间步的位置、姿态；
输出计算结果。
可选地，数据前处理的方法包括，建立直升机三维几何模型；对主旋翼、尾桨、机身、平尾和垂尾进行网格划分，获得网格单元；运用CFD方法配平计算初始时刻姿态和操纵参数。
可选地，初始时刻姿态包括：直升机的俯仰角、偏航角和滚转角。
可选地，CFD方法运用的方程包括连续方程、纳维-斯托克斯方程和能量方程。
可选地，输入计算时长、操纵量、气流扰动、时间步长，计算给定直升机主旋翼周期变距、总距、平尾迎角、垂尾迎角变化，从而计算气动力。
可选地，通过在网格单元上耦合求解连续方程、纳维-斯托克斯方程和能量方程，对主旋翼、尾桨、机身、平尾和垂尾的表面压力进行积分得到各部件气动力。
可选地，通过计算全量方程获得直升机的速度和角速度。
可选地，通过累加时间步位移、角位移获得下一时间步的位置、姿态。
可选地，输出的计算结果包括各时间步流场及直升机部件的表面压力、速度、角速度、加速度、角加速度和位移。
本申请的直升机飞行力学模拟方法，能够有效提高直升机飞行力学模型的计算精度；提高对直升机的主旋翼、尾桨、机身、平尾和垂尾的气动力的计算精度，能够精确模拟直升机的运行轨迹、大幅缩短直升机设计、研发周期，降低直升机的设计、研发成本。
本申请还提出一种直升机飞行力学模拟系统，包括：前处理模块，用于对主旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾进行数据前处理；计算模块，用于计算主旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾的气动力，直升机的速度、角速度，以及下一时间步的位置、姿态；输出模块，用于输出计算结果。
本申请的直升机飞行力学模拟系统与上述直升机飞行力学模拟方法的技术效果类似，在此就不一一赘述。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本申请的直升机飞行力学模拟方法的流程图；
图2是本申请的直升机飞行力学模拟系统的结构示意图。
具体实施方式
下面结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例一
图1是本申请的直升机飞行力学模拟方法的流程图，如图1所示，本申请的直升机飞行力学模拟方法，包括：
对主旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾进行数据前处理(100)；计算主旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾的气动力，直升机的速度、角速度，以及下一时间步的位置、姿态(200)；输出计算结果(300)。
具体地，数据前处理的方法包括：
建立直升机三维几何模型(110)；对主旋翼、尾桨、机身、平尾和垂尾进行网格划分，获得网格单元(120)；运用CFD(Computational Fluid Dynamics，计算流体动力学)方法配平计算初始时刻姿态和操纵参数(130)。
需要说明的是，在步骤120中，本申请网格划分采用笛卡尔网格和结构化网格，笛卡尔网格具有易于生成且网格单元数量少的优势，本申请的尾桨、机身、平尾和垂尾采用笛卡尔网格；主旋翼由于展向厚度比过大，采用笛卡尔网格生成单元数量过多，会降低计算效率，对于主旋翼采用结构化网格。主旋翼、机身、垂尾、平尾等近物面均进行网格加密及壁面边界层设置。为保证计算效率，全部网格单元控制在200万网格单元左右。
可选地，在步骤130中，运用CFD方法配平计算初始时刻姿态和操纵参数的方法为：
给定要计算的工况参数，包括飞行速度和初步估算的姿态；
其中，初始估算的姿态包括直升机的俯仰角、滚转角和偏航角。
在流体网格基础上求解连续方程、纳维-斯托克斯方程和能量方程，对求解的结果中的主旋翼、尾桨、机身、平尾和垂尾的表面压力进行积分，得出整机合力、合力矩；
具体地，连续方程的公式为：
Figure GDA0003306548940000041
纳维-斯托克斯方程为：
Figure GDA0003306548940000042
能量方程为：
Figure GDA0003306548940000043
其中，ρ为空气密度，U为速度矢量，t为时间，p为压力，τ为剪切应力，SM为动量源，htot为总焓，λ为导热率，T为温度，SE为能量源。
根据合力、合力矩计算出气动力，根据平衡状态合力、合力矩平衡原理，调整主旋翼、尾桨操纵量以及姿态，使整机合力、合力矩趋于平衡。
需要说明的是，操纵量为总距、周期变距。
优选地，步骤200中，输入计算时长(T)、t(初始时刻，示例性地，为零时刻)时刻操纵量(主旋翼总距、尾桨总距和周期变距)、气流扰动和时间步长(△t)，在流体网格基础上求解连续方程、纳维-斯托克斯方程和能量方程，对各部件表面压力进行积分，求解合力、合力矩，进而计算出各部件气动力；根据全量方程，得到Δt时刻速度、角速度，以及Δt时刻位移、姿态(俯仰角θ、偏航角β和滚转角
Figure GDA0003306548940000051
)；如此逐步推进，计算出全部时间内，直升机的飞行轨迹和气动载荷。
具体地，全量方程为：
Figure GDA0003306548940000052
Figure GDA0003306548940000053
Figure GDA0003306548940000054
Figure GDA0003306548940000055
Figure GDA0003306548940000056
Figure GDA0003306548940000057
其中，m为整机质量，Vx、Vy、Vz为速度的x、y、z向分量，ωx、ωy、ωz滚转角速度、偏航角速度、俯仰角速度，Ix、Iy、Iz为滚转转动惯量、偏航转动惯量、俯仰转动惯量，Ixy为惯性积，g为重力加速度，θ为俯仰角，
Figure GDA0003306548940000058
为滚转角，Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz为x、y、z向合力、合力矩。
具体地，输出的计算结果包括各时间步流场及直升机部件的表面压力、速度、角速度、加速度、角加速度和位移。进而可以得出一定时间范围内直升机飞行轨迹、功率消耗、飞行载荷、操纵输入等直升机设计重要数据。
本申请的直升机飞行力学模拟方法，能够有效提高直升机飞行力学模型的计算精度；提高对直升机的主旋翼、尾桨、机身、平尾和垂尾的气动力的计算精度，能够精确模拟直升机的运行轨迹、大幅缩短直升机设计、研发周期，降低直升机的设计、研发成本。
实施例二
本申请还提出一种直升机飞行力学模拟系统，图2是本申请的直升机飞行力学模拟系统的结构示意图,包括：
前处理模块21，用于对主旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾进行数据前处理；
计算模块22，用于计算主旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾的气动力，直升机的速度、角速度，以及下一时间步的位置、姿态；
输出模块23，用于输出计算结果。
本申请的直升机飞行力学模拟系统与上述直升机飞行力学模拟方法的技术效果类似，在此就不一一赘述。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (6)

1.一种直升机飞行力学模拟方法，其特征在于，包括：
对主旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾进行数据前处理；
其中，数据前处理的方法包括：
建立直升机三维几何模型；
对主旋翼、尾桨、机身、平尾和垂尾进行网格划分，获得网格单元，尾桨、机身、平尾和垂尾采用笛卡尔网格，主旋翼采用结构化网格；
运用CFD方法配平计算初始时刻姿态和操纵参数；
CFD方法运用的方程包括连续方程、纳维-斯托克斯方程和能量方程，其中：
连续方程的公式为：
Figure FDA0003306548930000011
纳维-斯托克斯方程为：
Figure FDA0003306548930000012
能量方程为：
Figure FDA0003306548930000013
其中，ρ为空气密度，U为速度矢量，t为时间，p为压力，τ为剪切应力，SM为动量源，htot为总焓，λ为导热率，T为温度，SE为能量源；
计算主旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾的气动力，直升机的速度、角速度，以及下一时间步的位置、姿态；具体包括：
输入计算时长、操纵量、气流扰动、时间步长Δt，在流体网格基础上求解连续方程、纳维-斯托克斯方程和能量方程，对各部件表面压力进行积分，求解合力、合力矩，进而计算出各部件气动力；根据全量方程，得到Δt时刻速度、角速度，以及Δt时刻位移、姿态；逐步推进，计算出全部时间内，直升机的飞行轨迹和气动载荷；
其中，全量方程为：
Figure FDA0003306548930000021
Figure FDA0003306548930000022
Figure FDA0003306548930000023
Figure FDA0003306548930000024
Figure FDA0003306548930000025
Figure FDA0003306548930000026
其中，m为整机质量，Vx、Vy、Vz为速度的x、y、z向分量，ωx、ωy、ωz滚转角速度、偏航角速度、俯仰角速度，Ix、Iy、Iz为滚转转动惯量、偏航转动惯量、俯仰转动惯量，Ixy为惯性积，g为重力加速度，θ为俯仰角，φ为滚转角，Fx、Fy、Fz、Mx、My、Mz为x、y、z向合力、合力矩；
输出计算结果。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，初始时刻姿态包括：直升机的俯仰角、偏航角和滚转角。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，通过在网格单元上耦合求解连续方程、纳维-斯托克斯方程和能量方程，对主旋翼、尾桨、机身、平尾和垂尾的表面压力进行积分得到各部件气动力。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，通过累加时间步位移、角位移获得下一时间步的位置、姿态。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，输出的计算结果包括各时间步流场及直升机部件的表面压力、速度、角速度、加速度、角加速度和位移。
6.一种直升机飞行力学模拟系统，使用如权利要求1-5任意一项所述的直升机飞行力学模拟方法，其特征在于，包括：
前处理模块，用于对主旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾进行数据前处理；
计算模块，用于计算主旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾的气动力，直升机的速度、角速度，以及下一时间步的位置、姿态；
输出模块，用于输出计算结果。
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