CN109992859A - 基于Unigine的直升机动力学模拟方法 - Google Patents

Abstract

一种基于Unigine的直升机动力学模拟方法，所述方法首先将直升机机身的每个部件抽象为一个质点，计算所有质点的质心并将其作为直升机的质心；然后分别构建直升机机体运动方程、旋翼的数学模型和尾桨的数学模型，从而得到整个直升机的动力学模型。本发明结合直升机固有属性、外部环境和当前状态，对直升机受力进行了模拟，使直升机能够及时对空气环境进行反馈，准确再现直升机在流动空气中的姿态特征，并且采用质心动态计算的方式实现直升机的负载增减、负载移动等现象的准确模拟。本发明能够模拟在不同速度、不同机型、不同环境下的直升机动力，可更加准确地模拟直升机姿态。

Description

基于Unigine的直升机动力学模拟方法

技术领域

本发明涉及一种Unigine环境下的直升机动力学模拟方法，属于数据处理技术领域。

背景技术

直升机动力学模拟是在虚拟环境中进行航行训练、直升机特情处理的基础，也是建立准确的直升机飞行特性的重要一环。目前Unigine环境下的直升机均采用静态模型，当直升机发生负载变更、负载移动等现象时，无法根据当前情况动态更新直升机动力学特性，无法及时反馈上述现象产生时的动力变化。且使用的旋翼气动力模型、尾桨气动力模型、机身气动力模型等相对简陋，存在直升机飞行效果死板生硬、前进和转弯特征与真实直升机差别较大等问题。致使整体模拟效果不佳，无法逼真地模拟出直升机在真实大气中的飞行效果，及不同机型、不同速度下的阻力特性以及直升机转弯时的姿态特征。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术之弊端，提供一种基于Unigine的直升机动力学模拟方法，以准确地模拟直升机在真实大气中的姿态特征。

本发明所述问题是以下述技术方案解决的：

一种基于Unigine的直升机动力学模拟方法，所述方法首先将直升机机身的每个部件抽象为一个质点，计算所有质点的质心并将其作为直升机的质心；然后分别构建直升机机体运动方程、旋翼的数学模型和尾桨的数学模型，从而得到整个直升机的动力学模型。

上述基于Unigine的直升机动力学模拟方法，当直升机因装货、卸货、换装和货物移动导致其质心发生变化时，则重新计算直升机质心。

上述基于Unigine的直升机动力学模拟方法，所述直升机机体运动方程采用六自由度的刚体模型，具体的运动方程如下：

其中u,v,w表示直升机在体轴系上三个方向的线速度,p,q,r表示直升机在体轴系三个方向上的角速度，上面加一点都表示其导数,即线加速度和角加速度)，和分别为直升机运动的线加速度和角加速度，F_x、F_y、F_z分别为各个部件在直升机重心位置处在体轴系上三个方向的力，M_x、M_y、M_z分别为各个部件在直升机重心位置处在体轴系上三个方向的力矩，m为直升机质量；I_xx、I_yy、I_zz绕体轴系的全机转动惯量,I_xz表示对xz平面的全机惯性积。

机身角速度和姿态角之间的关系：

其中分别表示直升机机体的侧倾角、俯仰角、偏航角，分别表示侧倾角速度、俯仰角速度、偏航角速度。

上述基于Unigine的直升机动力学模拟方法，所述旋翼的数学模型如下：

当直升机常规飞行时，旋翼的入流模型为：

其中M为质量矩阵，L是静态增益矩阵，V是质量流量参数矩阵，C_T是旋翼拉力系数，C_L是旋翼滚转力矩系数，C_M是旋翼俯仰力矩系数，λ₀、λ_1s、λ_1c分别为时均诱导入流、一阶横向诱导入流和纵向的诱导入流，分别为对应的导数；

当直升机经历大机动飞行时，入流模型为：

其中C_T为旋翼的拉力系数,C_L为滚转力矩系数，C_M为俯仰力矩系数，K_p和K_q是尾迹扭曲因子，β_1s、β_1c分别为横向角速率和纵向角速率。

上述基于Unigine的直升机动力学模拟方法，所述尾桨的数学模型如下：

将尾桨的拉力和反扭矩转换到体轴的中心位置后，尾桨载荷对直升机重心的作用力方程为：

其中F_X,TR、F_Y,TR、F_Z,TR分别为尾桨在X、Y、Z轴上的分力,M_X,TR、M_Y,TR、M_Z,TR分别为尾桨在X、Y、Z轴上的力矩,x_TR、y_TR、z_TR分别为尾桨位置矢量在x、y、z轴上的分量，T_TR为尾桨拉力，Γ是尾桨的旋角。

本发明结合直升机固有属性、外部环境和当前状态，对直升机受力进行了模拟，使直升机能够及时对空气环境进行反馈，准确再现直升机在流动空气中的姿态特征，并且采用质心动态计算的方式实现直升机的负载增减、负载移动等现象的准确模拟。该方法能够模拟在不同速度、不同机型、不同环境下的直升机动力，可更加准确地模拟直升机姿态。

附图说明

下面结合附图对本发明作进一步详述。

图1为本发明的流程图。

文中各符号为：u,v,w表示直升机在体轴系上三个方向的线速度,p,q,r表示直升机在体轴系三个方向上的角速度，和分别为直升机运动的线加速度和角加速度，F_x、F_y、F_z分别为各个部件在直升机重心位置处在体轴系上三个方向的力，M_x、M_y、M_z分别为各个部件在直升机重心位置处在体轴系上三个方向的力矩，m为直升机质量，I_xx、I_yy、I_zz绕体轴系的全机转动惯量,I_xz表示对xz平面的全机惯性积；分别表示直升机机体的侧倾角、俯仰角、偏航角；M为质量矩阵，L是静态增益矩阵，V是质量流量参数矩阵，C_T是旋翼拉力系数，C_L是旋翼滚转力矩系数，C_M是旋翼俯仰力矩系数，λ₀、λ_1s、λ_1c分别为时均诱导入流、一阶横向诱导入流和纵向的诱导入流，分别为时均诱导入流、一阶横向诱导入流和纵向的诱导入流对应的导数；C_T为旋翼的拉力系数,C_L为滚转力矩系数，C_M为俯仰力矩系数，K_p和K_q是尾迹扭曲因子，β_1s、β_1c分别为横向角速率和纵向角速率；F_X,TR、F_Y,TR、F_Z,TR分别为尾桨在X、Y、Z轴上的分力,M_X,TR、M_Y,TR、M_Z,TR分别为尾桨在X、Y、Z轴上的力矩,x_TR、y_TR、z_TR分别为尾桨位置矢量在x、y、z轴上的分量，T_TR为尾桨拉力，Γ是尾桨的旋角。

具体实施方式

本发明在如下设备设备上运行：

高性能显卡的计算机1台，具体配置为：CPU酷睿i5-8400及以上；显卡nVIDIAGTX1070Ti及以上；内存16GB DDR4 2666MHz及以上。

本发明采用软件：三维引擎：Unigine。

本发明采用的计算方法：动力学模型采用实时反馈模式，通过构建直升机机体、旋翼和尾桨的数学模型，对直升机姿态进行模拟。并根据直升机姿态的变更，进行实时反馈，从而使直升机稳定、逼真的地再现真实空气环境中的动力效果，并支持换装、人员移动、负载等操作。

机体建模方法：

直升机机体运动方程采用六自由度的刚体模型，此模型运算简便，且能够精准地描述大多直升机的运动行为。具体使用的运动方程如下：

其中[u，v，w]和[p，q，r]分别为u,v,w表示直升机在体轴系上三个方向的线速度,p,q,r表示直升机在体轴系三个方向上的角速度，和分别为直升机运动的线加速度和角加速度，F_x、F_y、F_z分别为各个部件在直升机重心位置处在体轴系上三个方向的力，M_x、M_y、M_z分别为各个部件在直升机重心位置处在体轴系上三个方向的力矩，m为直升机质量，I_xx、I_yy、I_zz分别为绕体轴系的全机转动惯量,I_xz表示对xz平面的全机惯性积。

如果使用分别表示直升机机体的侧倾角、俯仰角、偏航角，分别表示侧倾角速度、俯仰角速度、偏航角速度，则机身角速度和姿态角之间的关系可用如下方程表示：

由于机身的气动载荷计算复杂，没有通用的计算模型，一般通过风洞实验测量得到。故本发明可以选择外界输入风动实验得到的阻力、侧力、俯仰力矩等物理量，或使用默认的参数进行模拟。

旋翼建模方法：

本发明使用叶素理论对旋翼进行分析，采用二元翼型准定常非线性气动力模型为基础，建立了桨叶气动力方程。

本发明在直升机常规飞行时，忽略旋翼轴的滚转自由度，以Pitt-Peters一阶谐波有限状态动力入流模型为基础，建立旋翼的诱导速度模型。具体入流模型在考虑尾迹畸变效应后为：

其中M为质量矩阵，L是静态增益矩阵，[V]是质量流量参数矩阵，C_T为旋翼的拉力系数,C_L为滚转力矩系数，C_M为俯仰力矩系数，λ₀、λ_1s、λ_1c分别为时均诱导入流、一阶横向诱导入流和纵向的诱导入流，分别为对应的导数。

当直升机经历大机动飞行时，由于一阶谐波入流扰动发生变化，此时本发明采用Kelle r改进的动态入流模型进行建模。具体方程为：

其中C_T为旋翼的拉力系数,C_L为滚转力矩系数，C_M为俯仰力矩系数，K_p和K_q是尾迹扭曲因子，β_1s、β_1c分别为横向角速率和纵向角速率。

本发明针对直升机旋翼桨叶的挥舞运动，综合考虑桨盘的锥度角、后倒角和侧倒角等参数，采用桨盘平面方法进行建模，得到的数学模型概念清晰、表述简单。

尾桨建模方法：

由于尾桨桨叶刚度大，且粗短，因此本发明对尾桨的气动载荷建模时忽略尾桨的周期挥舞，只考虑尾桨的反扭矩和气动拉力。在综合分析尾桨的挥舞锥角度，尾桨拉力和扭矩的影响后，可以建立较为精准的尾桨力和力矩模型。将尾桨的拉力和反扭矩转换到体轴的中心位置后，可得到尾桨载荷对直升机重心的作用力方程，如下：

其中F_X,TR、F_Y,TR、F_Z,TR分别为尾桨在X、Y、Z轴上的分力,M_X,TR、M_Y,TR、M_Z,TR分别为尾桨在X、Y、Z轴上的力矩,x_TR、y_TR、z_TR分别为尾桨位置矢量在x、y、z轴上的分量，T_TR为尾桨拉力，Γ是尾桨的旋角。

动力学动态变更方法：

通过质心动态计算来模拟直升机在真实环境中可能会出现的装货、卸货、换装、货物移动等会改变直升机整体重力特性的现象。在计算中，根据直升机机体的固有特性，综合旋翼、尾翼等影响来进行理论计算。使得此系统能够准确模拟负载变更、人员或货物移动等常见现象。

具体方法为：

1.将直升机机身的多个部件抽象为质点。

2.计算多质点质心作为直升机质心。

3.在出现装货、卸货、换装和货物移动时，变更货物或装备的质心位置。

重新计算多质点质心，作为直升机质心。

本发明采用了多种方法，结合实际情况，综合使用理论计算和实验数据查对的方式模拟了直升机受力，使直升机能够及时对空气环境进行反馈，准确再现了直升机在流动空气中的姿态特征，并且采用质心动态计算的方式实现直升机的负载增减、负载移动等现象的准确模拟。

本发明能够模拟在不同速度、不同机型、不同环境下的直升机动力，并且实现了人在回路的控制直升机特征，动态管理直升机组件，及时的环境反馈。能够更加准确的模拟直升机姿态。

本发明通过结合直升机固有属性、外部环境和当前状态，对直升机受力进行了模拟，实现了基于Unigine人在回路的，能够实时对环境反馈和动态管理直升机特性的模拟方法。

Claims (5)

1.一种基于Unigine的直升机动力学模拟方法，其特征是，所述方法首先将直升机机身的每个部件抽象为一个质点，计算所有质点的质心并将其作为直升机的质心；然后分别构建直升机机体运动方程、旋翼的数学模型和尾桨的数学模型，从而得到整个直升机的动力学模型。

2.根据权利要求1所述的一种基于Unigine的直升机动力学模拟方法，其特征是，当直升机因装货、卸货、换装和货物移动导致其质心发生变化时，则重新计算直升机质心。

3.根据权利要求1或2所述的一种基于Unigine的直升机动力学模拟方法，其特征是，所述直升机机体运动方程采用六自由度的刚体模型，具体的运动方程如下：

其中u,v,w表示直升机在体轴系上三个方向的线速度,p,q,r表示直升机在体轴系三个方向上的角速度，和分别为直升机运动的线加速度和角加速度，F_x、F_y、F_z分别为各个部件在直升机重心位置处在体轴系上三个方向的力，M_x、M_y、M_z分别为各个部件在直升机重心位置处在体轴系上三个方向的力矩，m为直升机质量；I_xx、I_yy、I_zz绕体轴系的全机转动惯量,I_xz表示对xz平面的全机惯性积。

机身角速度和姿态角之间的关系：

其中分别表示直升机机体的侧倾角、俯仰角、偏航角，分别表示对应的导数。

4.根据权利要求3所述的一种基于Unigine的直升机动力学模拟方法，其特征是，所述旋翼的数学模型如下：

当直升机常规飞行时，旋翼的入流模型为：

其中M为质量矩阵，L是静态增益矩阵，[V]是质量流量参数矩阵，C_T为旋翼的拉力系数,C_L为滚转力矩系数，C_M为俯仰力矩系数；λ₀、λ_1s、λ_1c分别为时均诱导入流、一阶横向诱导入流和纵向的诱导入流；分别为对应的导数；

当直升机经历大机动飞行时，入流模型为：

其中C_T为旋翼的拉力系数,C_L为滚转力矩系数，C_M为俯仰力矩系数，K_p和K_q是尾迹扭曲因子，β_1s、β_1c分别为横向角速率和纵向角速率。

5.根据权利要求4所述的一种基于Unigine的直升机动力学模拟方法，其特征是，所述尾桨的数学模型如下：

将尾桨的拉力和反扭矩转换到体轴的中心位置后，尾桨载荷对直升机重心的作用力方程为：

其中F_X,TR、F_Y,TR、F_Z,TR分别为尾桨在X、Y、Z轴上的分力,M_X,TR、M_Y,TR、M_Z,TR分别为尾桨在X、Y、Z轴上的力矩,x_TR、y_TR、z_TR分别为尾桨位置矢量在x、y、z轴上的分量，T_TR为尾桨拉力，Γ是尾桨的旋角。