CN112182752B - 一种直升机飞行姿态预测方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种直升机飞行姿态预测方法，包括以下步骤：建立直升机旋翼尾迹形状模型，并定义干扰强度系数，建立直升机从悬停状态到前飞状态的过渡模型；计算直升机尾迹角，并计算气动中心到桨尖轨迹平面的距离，结果判断气动中心在桨尖轨迹平面的上游还是下游；基于计算得到的尾迹角和桨尖轨迹平面的前后端点在经气动中心的桨尖轨迹平面的平行面的对应坐标，判断气动中心的相对站位，结合所述过渡模型中旋翼尾迹影响范围内的干扰强度，计算干扰强度系数，进而计算平尾气动中心在各种飞行状态下所受到的干扰诱导速度，求出直升机平尾受到的气动载荷，通过气动载荷进一步预测直升机俯仰的飞行姿态。本方法计算简单便捷，有效提高了计算效率。

Description

一种直升机飞行姿态预测方法
技术领域
直升机的飞行姿态与直升机的操纵性以及安全性有着紧密的联系，准确的预测直升机飞行姿态对直升机在设计阶段和飞行过程中有着重要的作用。旋翼下洗流会产生额外的流场扰动，通常的结果是给机身、短翼和平尾造成一个下洗速度，随着前飞速度的增大，在旋翼下洗流扫过的时候会产生机身姿态扰动和整体气动效率的降低，影响着直升机的操纵性以及安全性。以往关于直升机飞行姿态的计算方法主要是CFD，而庞大的网格量需要较高的计算资源与计算时间。
发明内容
对于型号研制工作，快速准确的计算结果能在一定意义上缩短研制周期；本发明的目的是提供一种直升机飞行姿态预测方法，以减少计算资源和计算时间，提高计算效率。
为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：
一种直升机飞行姿态预测方法，包括以下步骤：
建立直升机旋翼尾迹形状模型，并定义干扰强度系数，建立直升机从悬停状态到前飞状态的过渡模型；
计算直升机尾迹角，并计算气动中心到桨尖轨迹平面的距离，根据计算结果判断气动中心在桨尖轨迹平面的上游还是下游；如果判断气动中心在桨尖轨迹平面的上游，则输出干扰强度系数为0；
基于计算得到的尾迹角，和桨尖轨迹平面的前后端点在经气动中心的桨尖轨迹平面的平行面的对应坐标，判断气动中心的相对站位，并结合所述过渡模型中旋翼尾迹影响范围内的干扰强度，计算干扰强度系数；
基于计算得到的干扰强度系数和桨尖轨迹平面的诱导速度，计算平尾气动中心在各种飞行状态下所受到的干扰诱导速度；
基于计算得到的干扰诱导速度，求出直升机平尾受到的气动载荷，通过气动载荷进一步预测直升机俯仰的飞行姿态。
进一步地，所述建立直升机旋翼尾迹形状模型，包括：
基于直升机机身和气动面与直升机旋翼的尺寸对比，抽象出二维旋翼尾迹形状模型，以桨尖轨迹平面为起点，以直升机在运动时桨尖轨迹所形成的圆柱形尾迹的轴向剖面作为所述模型；在尾迹内的区域为受到旋翼尾迹干扰的区域。
进一步地，所述定义干扰强度系数，表示为：
Figure BDA0002700422930000021
其中vi0为桨尖轨迹平面的诱导速度，vi为气动面气动中心处的因气动干扰导致的诱导速度。
进一步地，所述建立直升机从悬停状态到前飞状态的过渡模型，包括：
对于悬停状态，旋翼尾迹在离开桨尖轨迹平面后快速收敛至约0.9D处，其干扰强度系数分布可以简单的抽象为0.1D到0.9D之间干扰强度系数为1，区间外快速减少至0；其中R表示旋翼半径，D表示旋翼直径；
对于前飞状态，即干扰强度会在某个站位达到峰值，前后光滑降低至0，该干扰强度最大的站位由参数干扰峰值站位定义，该状态对应的尾迹角为干扰峰值尾迹角；悬停状态和前飞状态之间采用光滑过渡连接，形成适用于整个飞行包线分析的旋翼尾迹模型。
进一步地，所述计算直升机尾迹角，表示为：
Figure BDA0002700422930000022
其中vy，vi0分别为垂直桨尖轨迹平面的自由流速度和诱导速度，vx为平行于桨尖轨迹平面的自由流速度。
进一步地，所述判断气动中心的相对站位，包括：
基于计算得到的尾迹角，计算桨尖轨迹平面的前后端点在经气动中心的桨尖轨迹平面的平行面的对应坐标(1,0)，(2,0)，从而求得平尾气动中心在两坐标下的相对站位；根据气动中心位置坐标(C,C)，判断气动中心的相对站位。
进一步地，所述结合所述过渡模型中旋翼尾迹影响范围内的干扰强度，计算干扰强度系数，包括：
如果气动中心的相对站位不在0到1之间，说明气动中心在尾迹干扰范围外，干扰强度系数为0；如果气动中心在尾迹干扰范围内，则根据旋翼尾迹影响范围内的干扰强度系数分布，计算气动中心位置的干扰强度系数得到最终的干扰强度系数K。
一种计算机，包括处理器、存储器以及存储在所述存储器中的计算机程序，计算机程序被处理器执行时，实现所述直升机飞行姿态预测方法的步骤。
一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时，实现所述直升机飞行姿态预测方法的步骤。
与现有技术相比，本发明具有以下技术特点：
本发明提出预测方法，将传统的三维问题压缩到了抽象到二维平面中，建立了全新的旋翼尾迹形状模型，兼顾考虑了干扰强度影响范围和强度，并首次定义了干扰强度系数，实现了在短时间内、快速得出旋翼尾流对直升机平尾气动中心的干扰诱导速度，从而得到对飞行姿态预测有重要计算意义的输入结果。方法简单便捷，计算效率大大提高。此外，该方法主要应用于直升机设计阶段，为直升机空中飞行姿态设计提供更快的输入，尤其对于短期限的型号周期，计算效率将会发挥更大的作用。
附图说明
图1为本发明中旋翼尾迹形状模型的示意图；
图2为直升机从悬停状态到前飞状态的过渡模型示意图；
图3为气动中心站位求解示意图；
图4为本发明方法的计算流程示意图。
具体实施方式
本发明涉及直升机飞行控制领域，提供了一种直升机俯仰飞行姿态预测方法，包括以下步骤：
步骤1，建立旋翼尾迹形状模型
步骤1.1，基于直升机机身和气动面与直升机旋翼的尺寸对比，抽象出二维旋翼尾迹形状模型，如附图说明中图1所示；以桨尖轨迹平面为起点，以直升机在运动时桨尖轨迹所形成的圆柱形尾迹的轴向剖面作为所述模型；在尾迹内的区域为受到旋翼尾迹干扰的区域；简化为二维问题后即为图1中的灰色区域。
步骤1.2，配置模型参数
1.2.1定义干扰强度系数
Figure BDA0002700422930000031
其中vi0为桨尖轨迹平面的诱导速度，vi为气动面气动中心处的因气动干扰导致的诱导速度。
1.2.2配置干扰强度系数分布：
考虑干扰强度的分布，并且实现干扰区与非干扰区的合理光滑过渡，以利于配平迭代收敛。根据对试验数据的抽象，干扰强度需分为悬停和前飞两种状态进行分析；在该步骤中：
建立直升机从悬停状态到前飞状态的过渡模型：
对于悬停状态，旋翼尾迹在离开桨尖轨迹平面后快速收敛至约0.9D(0.8R)处，所以如图2所示，其干扰强度系数分布可以简单的抽象为0.1D到0.9D之间干扰强度系数为1，区间外快速减少至0；其中R表示旋翼半径，D表示旋翼直径。
对于前飞状态，如图2所示，即干扰强度会在某个站位达到峰值，前后光滑降低至0，该干扰强度最大的站位由参数干扰峰值站位RatioOfMaxIF定义，该状态对应的尾迹角为干扰峰值尾迹角AngleOfMaxIF。悬停状态和前飞状态(由干扰峰值尾迹角AngleOfMaxIF定义)之间采用光滑过渡连接，形成适用于整个飞行包线分析的旋翼尾迹模型。所述参数干扰峰值站位、干扰峰值尾迹角通过在二维旋翼尾迹形状模型中几何计算求得。
步骤2，计算预测直升机飞行姿态所需参数
步骤2.1，计算尾迹角
Figure BDA0002700422930000041
计算公式如下：
Figure BDA0002700422930000042
其中vy，vi0分别为垂直桨尖轨迹平面的自由流速度和诱导速度，vx为平行于桨尖轨迹平面的自由流速度。
步骤2.2，判断气动中心位置
计算气动中心到桨尖轨迹平面的距离，根据计算结果判断气动中心在桨尖轨迹平面的上游还是下游。
对于目前的旋翼飞行器，上游的气动面肯定不会受到气动干扰的影响因此如果判断气动中心在桨尖轨迹平面的上游，则可以直接输出干扰强度系数为0；否则执行下一步。
步骤2.3，计算干扰强度系数
2.3.1判断气动中心的对应站位
基于计算得到的尾迹角，计算桨尖轨迹平面的前后端点在经气动中心的桨尖轨迹平面的平行面的对应坐标(x1,y0)，(x2,y0)，从而求得平尾气动中心在两坐标下的相对站位，如图3所示。根据气动中心位置坐标(xC,yC)，判断气动中心的相对站位。
2.3.2结合图2所示的过渡模型中旋翼尾迹影响范围内的干扰强度，计算干扰强度系数。
如果气动中心的相对站位不在0到1之间，说明气动中心在尾迹干扰范围外，干扰强度系数为0；如果气动中心在尾迹干扰范围内，则根据旋翼尾迹影响范围内的干扰强度系数分布，计算气动中心位置的干扰强度系数得到最终的干扰强度系数K，完成旋翼尾迹模型的求解。
步骤2.4，计算干扰诱导速度
根据计算得到的干扰强度系数K，由于
Figure BDA0002700422930000051
其中vi0为桨尖轨迹平面的诱导速度，且为已知。故能得到平尾气动中心在各种飞行状态下所受到的干扰诱导速度v1，完成整个过程的求解。
步骤3，基于计算得到的干扰诱导速度，进一步求出直升机平尾受到的气动载荷，通过气动载荷进一步预测直升机俯仰的飞行姿态。
以上实施例仅用于说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行同等替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种直升机飞行姿态预测方法，其特征在于，包括以下步骤：
建立直升机旋翼尾迹形状模型，并定义干扰强度系数，建立直升机从悬停状态到前飞状态的过渡模型；
计算直升机尾迹角，并计算气动中心到桨尖轨迹平面的距离，根据计算结果判断气动中心在桨尖轨迹平面的上游还是下游；如果判断气动中心在桨尖轨迹平面的上游，则输出干扰强度系数为0；
基于计算得到的尾迹角，和桨尖轨迹平面的前后端点在经气动中心的桨尖轨迹平面的平行面的对应坐标，判断气动中心的相对站位，并结合所述过渡模型中旋翼尾迹影响范围内的干扰强度，计算干扰强度系数；
基于计算得到的干扰强度系数和桨尖轨迹平面的诱导速度，计算平尾气动中心在各种飞行状态下所受到的干扰诱导速度；
基于计算得到的干扰诱导速度，求出直升机平尾受到的气动载荷，通过气动载荷进一步预测直升机俯仰的飞行姿态；
所述建立直升机旋翼尾迹形状模型，包括：
基于直升机机身和气动面与直升机旋翼的尺寸对比，抽象出二维旋翼尾迹形状模型，以桨尖轨迹平面为起点，以直升机在运动时桨尖轨迹所形成的圆柱形尾迹的轴向剖面作为所述模型；在尾迹内的区域为受到旋翼尾迹干扰的区域；
所述定义干扰强度系数，表示为：
Figure FDA0003856924980000011
其中vi0为桨尖轨迹平面的诱导速度，vi为气动面气动中心处的因气动干扰导致的诱导速度。
2.根据权利要求1所述的直升机飞行姿态预测方法，其特征在于，所述建立直升机从悬停状态到前飞状态的过渡模型，包括：
对于悬停状态，旋翼尾迹在离开桨尖轨迹平面后快速收敛至0.9D处，其干扰强度系数分布可以简单的抽象为0.1D到0.9D之间干扰强度系数为1，区间外快速减少至0；其中R表示旋翼半径，D表示旋翼直径；
对于前飞状态，即干扰强度会在某个站位达到峰值，前后光滑降低至0，该干扰强度最大的站位由参数干扰峰值站位定义，该状态对应的尾迹角为干扰峰值尾迹角；悬停状态和前飞状态之间采用光滑过渡连接，形成适用于整个飞行包线分析的旋翼尾迹模型。
3.根据权利要求1所述的直升机飞行姿态预测方法，其特征在于，所述计算直升机尾迹角，表示为：
Figure FDA0003856924980000021
其中vy，vi0分别为垂直桨尖轨迹平面的自由流速度和桨尖轨迹平面的诱导速度，vx为平行于桨尖轨迹平面的自由流速度。
4.根据权利要求1所述的直升机飞行姿态预测方法，其特征在于，所述判断气动中心的相对站位，包括：
基于计算得到的尾迹角，计算桨尖轨迹平面的前后端点在经气动中心的桨尖轨迹平面的平行面的对应坐标(x1,y0)，(x2,y0)，从而求得平尾气动中心在两坐标下的相对站位；根据气动中心位置坐标(xC,yC)，判断气动中心的相对站位。
5.根据权利要求1所述的直升机飞行姿态预测方法，其特征在于，所述结合所述过渡模型中旋翼尾迹影响范围内的干扰强度，计算干扰强度系数，包括：
如果气动中心的相对站位不在0到1之间，说明气动中心在尾迹干扰范围外，干扰强度系数为0；如果气动中心在尾迹干扰范围内，则根据旋翼尾迹影响范围内的干扰强度系数分布，计算气动中心位置的干扰强度系数得到最终的干扰强度系数K。
6.一种计算机，包括处理器、存储器以及存储在所述存储器中的计算机程序，其特征在于，计算机程序被处理器执行时，实现根据权利要求1至5中任一权利要求所述方法的步骤。
7.一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有计算机程序，其特征在于，计算机程序被处理器执行时，实现根据权利要求1至5中任一权利要求所述方法的步骤。
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