CN109583021B - 一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法 - Google Patents

一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法 Download PDF

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Abstract

本发明一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法属于直升机试飞技术领域。本发明是直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法。建立了直升机主旋翼气动力模型，对遗传算法进行了深入的研究，并编制了直升机气动模型验证程序。用直升机的试飞数据对直升机主旋翼气动模型进行了验模。对气动模型中的未知参数进行了确认，得到了主旋翼气动模型。并利用验证后的气动模型对主旋翼气动导数进行了计算，得到了较为理想的结果。

Description

一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法
技术领域
本发明一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法属于飞行试验技术领域。
背景技术
直升机飞行试验是利用试验机在真实大气环境中进行试验，相对于风洞试验来说，其数据是最真实最直接的最具有说服力的。但是由于直升机飞行试验技术相对复杂，而且出于对试验机的保护，很多在风洞试验中可以使用的测试技术在真实的飞行试验中无法使用，所以有很多非常重要的直升机气动导数等无法通过现有的飞行试验方法获得。常规的飞行试验技术已经不满足日益增长的试飞需求。
目前的飞行性能试飞技术只能对直升机需用功率以及发动机可用功率进行分析。而飞行品质试飞技术只能对直升机的整机气动导数进行分析。为了更深入的对直升机飞行特性进行分析，保障飞行安全，支撑试飞工作，急需进行直升机旋翼气动导数获取技术的研究
发明内容
本发明的目的是：提供一种单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动模型建立方法，该方法可以较准确的建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动模型。本发明还提供一种基于单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼试飞验证方法以及旋翼气动导数计算方法。
本发明的技术方案：
一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法，所述方法包括以下步骤：
步骤1：建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型：
(1)首先建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型、侧向力模型以及后向力模型；
单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型为：
Figure BDA0001842835660000011
单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的侧向力模型为：
Figure BDA0001842835660000012
单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的后向力模型为：
Figure BDA0001842835660000013
Figure BDA0001842835660000021
(2)建立垂直飞行状态单旋翼带尾桨直升机旋翼功率系数气动模型，表示为：
Figure BDA0001842835660000022
步骤2：利用试飞数据对单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动导数进行计算：
(1)确定要计算的气动参数，
k：叶端损失系数
J0：诱导功率损失系数
Kp0：型阻功率损失系数
Cx：旋翼型阻系数
(2)利用采集到的试飞数据，采用遗传算法对单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型进行试飞验证，确定上述气动参数；
将采集到的试飞数据输入公式(1)至公式(4)，利用遗传算法计算出上述气动参数；给出一组待验证参数的初始种群以及实测数据代入到模型之中，计算出直升机垂直飞行状态的旋翼需用功率，把计算的需用功率与实测功率进行比较，如果差值大于预期，引入遗传算子对待验证参数的数值进行修改调整，再代入在模型中进行计算、比较，如此循环迭代直到差值满足预期，对应的参数即为针对具体直升机型号的气动参数；
(3)利用所建立的公式(1)至公式(4)可以对直升机速度及角速度进行求导，随后把步骤2中获得的气动参数带入，即可获得直升机垂直飞行状态旋翼气动导数；
其中，公式(1)、公式(2)、公式(3)、公式(4)中的参数含义如下：
CT为旋翼拉力系数,k为叶端损失系数,a∞为桨叶升力线斜率,σ为旋翼实度,μ为前进比,θ0为桨叶根部安装角,θ1为桨叶扭度,
Figure BDA0001842835660000023
为桨叶平均诱导速度,λ0为旋翼流入比,B1为纵向周期变距,Cx为旋翼型阻系数,a1s为旋翼后倒角,b1s为旋翼侧倒角,a0为旋翼锥度角,A1为横向周期变距,Mk为旋翼功率系数,J0为诱导功率损失系数,Kp0为型阻功率损失系数。
所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼气动力的计算步骤。
所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼功率系数的计算步骤。
所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型的试飞验证步骤。
所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼气动力的计算步骤。
所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼功率系数的计算步骤。
所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型的试飞验证步骤。
本发明的优点：
1、本发明建立了适用于试飞验证的气动模型，可由此获得直升机垂直飞行状态旋翼气动力，并且该模型准确可靠，基于直升机旋翼气动力试飞验证方法，能够获取直升机旋翼气动参数；
2、基于直升机旋翼气动力试飞验证方法，能够获取直升机垂直飞行状态旋翼气动导数。
具体实施方式：
建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动模型，包括旋翼拉力模型、侧向力模型、后向力模型以及旋翼功率模型。
对所建立的模型进行分析，确定模型之中的实测参数和待验证参数，根据实测试飞数据通过优化算法对待验证参数进行试飞验证，得到针对具体型号的直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型。
最后利用所建立的直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型，进行对直升机飞行速度以及角速度的求导计算，随后把所获得的气动参数带入，即可获得直升机垂直飞行状态的旋翼气动导数。
步骤1：建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型：
(1)首先建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型、侧向力模型以及后向力模型；单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型为：
Figure BDA0001842835660000031
单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的侧向力模型为：
Figure BDA0001842835660000032
单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的后向力模型为：
Figure BDA0001842835660000033
(2)建立垂直飞行状态单旋翼带尾桨直升机旋翼功率系数气动模型，表示为：
Figure BDA0001842835660000041
其中，公式(1)、公式(2)、公式(3)、公式(4)中的参数含义如下：
CT为旋翼拉力系数,k为叶端损失系数,a∞为桨叶升力线斜率,σ为旋翼实度,μ为前进比,θ0为桨叶根部安装角,θ1为桨叶扭度
Figure BDA0001842835660000042
为桨叶平均诱导速度,λ0为旋翼流入比,B1为纵向周期变距,Cx为旋翼型阻系数,a1s为旋翼后倒角,b1s为旋翼侧倒角,a0为旋翼锥度角,A1为横向周期变距,Mk为旋翼功率系数,J0为诱导功率损失系数,Kp0为型阻功率损失系数。
步骤2：利用试飞数据对单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动导数进行计算：
(1)确定要计算的气动参数：
k为叶端损失系数，J0为诱导功率损失系数，Kp0为型阻功率损失系数，Cx为旋翼型阻系数。
(2)利用采集到的试飞数据，采用遗传算法对单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型进行试飞验证，确定上述气动参数；
将采集到的试飞数据输入公式(1)至公式(4)，利用遗传算法计算出上述气动参数；给出一组待验证参数的初始种群以及实测数据代入到模型之中，计算出直升机垂直飞行状态的旋翼需用功率，把计算的需用功率与实测功率进行比较，如果差值大于预期，引入遗传算子对待验证参数的数值进行修改调整，再代入在模型中进行计算、比较，如此循环迭代直到差值满足预期，对应的参数即为针对具体直升机型号的气动参数；
(3)利用所建立的公式(1)至公式(4)可以对直升机速度及角速度进行求导，随后把步骤2中获得的气动参数带入，即可获得直升机垂直飞行状态旋翼气动导数。
实施例
下表1为某型机垂直飞行状态旋翼气动模型试飞验证结果，把下表中的各个参数值代入在所建立的气动模型之中，便可以得到该型号直升机垂直飞行状态旋翼气动模型，表1中的数据均进行了归一化处理。下表2为某型直升机旋翼气动导数计算结果。
表1某型直升机旋翼气动力试飞验证结果
J0 k Kp0 Cx
1.1 0.99 1.01 0.96
表2某型直升机垂直飞行状态关键气动导数计算结果
Figure BDA0001842835660000043
Figure BDA0001842835660000051

Claims (4)

1.一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法，所述方法包括以下步骤：
步骤1：建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型：
(1)首先建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型、侧向力模型以及后向力模型；单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型为：
Figure FDA0004012549340000011
单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的侧向力模型为：
Figure FDA0004012549340000012
单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的后向力模型为：
Figure FDA0004012549340000013
(2)建立垂直飞行状态单旋翼带尾桨直升机旋翼功率系数气动模型，表示为：
Figure FDA0004012549340000014
步骤2：利用试飞数据对单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动导数进行计算：
(1)确定要计算的气动参数，
k：叶端损失系数
J0：诱导功率损失系数
Kp0：型阻功率损失系数
Cx：旋翼型阻系数
(2)利用采集到的试飞数据，采用遗传算法对单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型进行试飞验证，确定上述气动参数；
将采集到的试飞数据输入公式(1)至公式(4)，利用遗传算法计算出上述气动参数；给出一组待验证参数的初始种群以及实测数据代入到模型之中，计算出直升机垂直飞行状态的旋翼需用功率，把计算的需用功率与实测功率进行比较，如果差值大于预期，引入遗传算子对待验证参数的数值进行修改调整，再代入在模型中进行计算、比较，如此循环迭代直到差值满足预期，对应的参数即为针对具体直升机型号的气动参数；
(3)利用所建立的公式(1)至公式(4)可以对直升机速度及角速度进行求导，随后把步骤2中获得的气动参数带入，即可获得直升机垂直飞行状态旋翼气动导数；
其中，公式(1)、公式(2)、公式(3)、公式(4)中的参数含义如下：
CT为旋翼拉力系数,k为叶端损失系数,a∞为桨叶升力线斜率,σ为旋翼实度,μ为前进比,θ0为桨叶根部安装角,θ1为桨叶扭度,
Figure FDA0004012549340000021
为桨叶平均诱导速度,λ0为旋翼流入比,B1为纵向周期变距,Cx为旋翼型阻系数,a1s为旋翼后倒角,b1s为旋翼侧倒角,a0为旋翼锥度角,A1为横向周期变距,Mk为旋翼功率系数,J0为诱导功率损失系数,Kp0为型阻功率损失系数。
2.如权利要求1所述的一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法，其特征在于，所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼气动力的计算步骤。
3.如权利要求1所述的一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法，其特征在于，所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼功率系数的计算步骤。
4.如权利要求1所述的一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法，其特征在于，所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型的试飞验证步骤。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112623265B (zh) * 2020-11-20 2022-04-26 中国直升机设计研究所 一种民用直升机海上救生性能验证试飞方法
CN113792250B (zh) * 2021-08-24 2022-11-08 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 直升机旋翼系统的燃油消耗实时等效计算方法
CN114563154B (zh) * 2022-04-28 2022-07-22 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种确定直升机涡环状态边界的试验方法及系统
CN116086756B (zh) * 2023-04-10 2023-06-13 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种前飞状态下直升机全机配平的地面模拟试验方法

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104881510B (zh) * 2015-02-13 2018-06-05 南京航空航天大学 一种直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法
US9688396B2 (en) * 2015-06-18 2017-06-27 Avery Aerospace Corporation Ducted oblique-rotor VTOL vehicle
CN107512394A (zh) * 2017-08-28 2017-12-26 郗杰 一种尾坐式垂直起降无人机及飞行控制方法
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

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