CN112199904A - 一种直升机部件载荷严酷状态选取及评估方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于直升机部件载荷计算领域，公开了一种综合考虑直升机飞行载荷、旋翼航空器适航规定、直升机CFD分析等多方面因素的直升机部件载荷严酷状态选取及评估方法。针对部件载荷严酷状态选取无确切来源的问题，通过直升机飞行载荷计算和旋翼航空器适航相关规定，确定直升机部件载荷严酷状态，通过CFD分析方法确定直升机部件载荷，形成了直升机部件载荷严酷状态选取及评估方法，为后续的直升机部件载荷计算提供理论基础。

Description

一种直升机部件载荷严酷状态选取及评估方法
技术领域
本发明属于直升机部件载荷计算领域，涉及一种综合考虑直升机飞行载荷、旋翼航空器适航规定、直升机CFD分析等多方面因素的直升机部件载荷严酷状态选取及评估方法。
背景技术
直升机部件载荷计算涉及的范围比较广，主要针对直升机重要部位的气动载荷，包括水平尾面、垂直尾面、短翼、玻璃窗、舱门、机身气动载荷、旋翼风载和各种飞行状态下变距拉杆、阻尼器、助力器、扭力臂、防扭臂、自动倾斜器导筒的载荷，以及强度分析需要的其它部件气动载荷。
常规的直升机部件载荷计算方法，主要是根据直-15直升机部件载荷的计算状态反推出与临界空速相关的特定公式，再应用到要计算的直升机部件载荷，这种方法确定直升机机身部件载荷严酷状态选取没有确切的来源依据，不符合适航审查要求。
发明内容
本发明针对部件载荷严酷状态选取无确切来源的问题，通过直升机飞行载荷计算和旋翼航空器适航相关规定，确定直升机部件载荷严酷状态，通过CFD分析方法确定直升机部件载荷，形成了直升机部件载荷严酷状态选取及评估方法，为后续的直升机部件载荷计算提供理论基础。
本发明主要包括两部分：一是直升机部件载荷严酷状态选取，二是直升机部件载荷评估。本发明的核心思想是通过直升机飞行载荷计算和旋翼航空器适航相关规定，确定直升机部件在临界空速下及直升机过载拐点的飞行速度与机身气动攻角的关系，再通过CFD方法分析直升机在各个飞行速度与气动攻角的组合的部件气动载荷。
本发明的技术方案：
一种直升机部件载荷严酷状态选取方法，
第一步，根据旋翼航空器适航规定，叠加水平阵风状态确定直升机部件载荷偏航状态；
第二步，根据直升机飞行包线通过直升机飞行载荷计算方法计算临界空速下及直升机过载拐点的飞行速度与机身气动攻角的关系；
第三步，在临界空速下及直升机过载拐点的飞行速度基础上叠加水平阵风状态进行评估，确定直升机部件载荷俯仰状态。
进一步，第一步中，所述旋翼航空器适航规定包括：a)以0.6倍的不可逾越速度作90°侧滑；b)以最大平飞速度和不可逾越速度中的较小速度作15°侧滑；c)考虑9.14m/s的垂直和水平阵风。
进一步，所述第一步中，叠加同向水平阵风状态确定直升机部件载荷偏航状态。
进一步，所述直升机部件载荷偏航状态包括：
(1)α＝0°，β＝-90°，V＝0.6Vne+9.14m/s；
(2)α＝0°，β＝90°，V＝0.6Vne+9.14m/s；
(3)α＝0°，β＝-15°，V＝min(VH，Vne)+9.14m/s；
(4)α＝0°，β＝15°，V＝min(VH，Vne)+9.14m/s；
其中α为机身气动攻角，β机身侧滑角，V为飞行速度，Vne为不可逾越速度，VH为最大平飞速度。
进一步，所述第二步中，直升机部件载荷俯仰状态根据直升机飞行包线，考虑最大平飞速度Vmax、Vne、VD和最大过载处两个拐点速度VB与VC，对应上述速度点飞行载荷计算仿真时间历程内的机身俯仰角最大值与最小值；计算直升机飞行载荷计算临界空速下及直升机过载拐点的飞行速度与机身气动攻角的关系。
进一步，所述第二步中，临界空速下及直升机过载拐点的飞行速度与机身气动攻角的关系的计算方法包括：
a)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度VD进行推杆操作，达到最小负过载，获得的第一最小气动迎角α1，并在第一最小气动迎角α1基础上外推大于等于1°；
b)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度VD进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的第一最大气动迎角为α2，并在第一最大气动迎角α2基础上外推大于等于1°；
c)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度Vne进行推杆操作，达到最小负过载，获得的第二最小气动迎角α3，并在第二最小气动迎角α3基础上外推大于等于1°；
d)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度Vne进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的第二最大气动迎角为α4，并在第二最大气动迎角α4基础上外推大于等于1°；
e)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度VH进行推杆操作，达到最小负过载，获得的第三最小气动迎角α5，并在第三最小气动迎角α5基础上外推大于等于1°；
f)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度VH进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的第三最大气动迎角为α6，并在第三最大气动迎角α6基础上外推大于等于1°；
g)直升机在不同重量、不同重心组合下以最大过载的最大速度VC进行推杆操作，达到最小负过载，获得的第四最小气动迎角α7，并在第四最小气动迎角α7基础上外推大于等于1°；
h)直升机在不同重量、不同重心组合下以最大过载的最大速度VC进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的第四最大气动迎角为α8，并在第四最大气动迎角α8基础上外推大于等于1°；
i)直升机在不同重量、不同重心组合下以最大过载的最小速度VB进行推杆操作，达到最小负过载，获得的第五最小气动迎角α9，并在第五最小气动迎角α9基础上外推大于等于1°；
j)直升机在不同重量、不同重心组合下以最大过载的最小速度VB进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的第五最大气动迎角为α10，并在第五最大气动迎角α10基础上外推大于等于1°；
其中VD为极限俯冲速度，VB为最大过载的最小速度，VC为最大过载的最大速度。
进一步，所述第三步中，直升机部件载荷俯仰状态包括：
(1)α＝α1-1°，β＝0°，V＝VD；
(2)α＝α2+1°，β＝0°，V＝VD；
(3)α＝α3-1°，β＝0°，V＝Vne+9.14m/s；
(4)α＝α4+1°，β＝0°，V＝Vne+9.14m/s；
(5)α＝α5-1°，β＝0°，V＝VH+9.14m/s；
(6)α＝α6+1°，β＝0°，V＝VH+9.14m/s；
(7)α＝α7-1°，β＝0°，V＝VC+9.14m/s；
(8)α＝α8+1°，β＝0°，V＝VC+9.14m/s；
(9)α＝α9-1°，β＝0°，V＝VB+9.14m/s；
(10)α＝α10+1°，β＝0°，V＝VB+9.14m/s；
其中α为机身气动攻角，β机身侧滑角，V为飞行速度。
进一步，在所述第三步中，若计算尾舱门载荷，则需考虑后飞状态；所述直升机部件载荷俯仰状态中尾舱门载荷需增加以下状态：
α＝0°，β＝0°，V＝VG-9.14m/s；其中VG为直升机最大的向后飞行速度。
一种直升机部件载荷严酷状态评估方法，用于对上述的直升机部件严酷状态进行评估，基于直升机部件载荷严酷状态选取的结果，对部件在同一速度的最大气动攻角和最小气动攻角之间进行气动攻角扫描CFD方法分析，取其气动载荷最大的状态作为最后输出计算结果。
本方法的状态选取有据可依，本方法的评估方法较之传统的部件载荷评估方法更全面、更可靠，可为直升机适航取证工作提供可靠的依据。
附图说明
图1为本发明的直升机部件载荷严酷状态选取的流程图；
图2为本发明的直升机典型速度-过载包线示意图；
图3为本发明的速度和气动攻角关系示意图。
具体实施方式
下面将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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通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。
本发明主要包括两部分：一是直升机部件载荷严酷状态选取，二是直升机部件载荷评估。本发明的核心思想是通过直升机飞行载荷计算和旋翼航空器适航相关规定，确定直升机部件在临界空速下及直升机过载拐点的飞行速度与机身气动攻角的关系，再通过CFD(计算流体力学)方法分析直升机在各个飞行速度与气动攻角的组合的部件气动载荷。图1为使用该方法进行直升机部件载荷严酷状态选取的流程图。
本方法的特征是：
1)直升机部件载荷严酷状态选取：
根据旋翼航空器适航规定偏航情况及突风载荷相关条款确定：a)速度0.6Vne作90°侧滑；b)速度min(VH，Vne)作15°侧滑；c)考虑9.14m/s的垂直和水平阵风。其中Vne为不可逾越速度，VH为最大平飞速度。
考虑到实际飞行过程中，最为严酷工况为飞行速度叠加同向水平阵风，为确保载荷覆盖所有工况，取水平阵风状态进行评估，确定直升机偏航状态部件载荷计算工况为(其中α为机身气动攻角，β机身侧滑角，V为飞行速度)：
(1)α＝0°，β＝-90°，V＝0.6Vne+9.14m/s；
(2)α＝0°，β＝90°，V＝0.6Vne+9.14m/s；
(3)α＝0°，β＝-15°，V＝min(VH，Vne)+9.14m/s；
(4)α＝0°，β＝15°，V＝min(VH，Vne)+9.14m/s。
如图2所示，直升机部件载荷俯仰状态根据直升机飞行包线，考虑最大平飞速度Vmax、Vne、VD和最大过载处两个拐点速度VB与VC，对应上述速度点飞行载荷计算仿真时间历程内的机身俯仰角最大值与最小值；根据如图3所示的直升机飞行载荷计算临界空速下及直升机过载拐点的飞行速度与机身气动攻角的关系，确定直升机部件俯仰情况的严酷状态点。其中VD为极限俯冲速度，VB为最大过载的最小速度，VC为最大过载的最大速度。
a)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度VD进行推杆操作，达到最小负过载，获得的最小气动迎角α1，为确保安全，可适当往外推1°或者更大一点。
b)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度VD进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的最大气动迎角为α2，为确保安全，可适当往外推1°或者更大一点。
c)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度Vne进行推杆操作，达到最小负过载，获得的最小气动迎角α3，为确保安全，可适当往外推1°或者更大一点。
d)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度Vne进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的最大气动迎角为α4，为确保安全，可适当往外推1°或者更大一点。
e)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度VH进行推杆操作，达到最小负过载，获得的最小气动迎角α5，为确保安全，可适当往外推1°或者更大一点。
f)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度VH进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的最大气动迎角为α6，为确保安全，可适当往外推1°或者更大一点。
g)直升机在不同重量、不同重心组合下以最大过载的最大速度VC进行推杆操作，达到最小负过载，获得的最小气动迎角α7，为确保安全，可适当往外推1°或者更大一点。
h)直升机在不同重量、不同重心组合下以最大过载的最大速度VC进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的最大气动迎角为α8，为确保安全，可适当往外推1°或者更大一点。
i)直升机在不同重量、不同重心组合下以最大过载的最小速度VB进行推杆操作，达到最小负过载，获得的最小气动迎角α9，为确保安全，可适当往外推1°或者更大一点。
j)直升机在不同重量、不同重心组合下以最大过载的最小速度VB进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的最大气动迎角为α10，为确保安全，可适当往外推1°或者更大一点。
考虑到实际飞行过程中，最为严酷工况为飞行速度叠加同向水平阵风，为确保载荷覆盖所有工况，取水平阵风状态进行评估，确定直升机俯仰状态部件载荷计算工况为:
(1)α＝α1-1°，β＝0°，V＝VD；
(2)α＝α2+1°，β＝0°，V＝VD；
(3)α＝α3-1°，β＝0°，V＝Vne+9.14m/s；
(4)α＝α4+1°，β＝0°，V＝Vne+9.14m/s；
(5)α＝α5-1°，β＝0°，V＝VH+9.14m/s；
(6)α＝α6+1°，β＝0°，V＝VH+9.14m/s；
(7)α＝α7-1°，β＝0°，V＝VC+9.14m/s；
(8)α＝α8+1°，β＝0°，V＝VC+9.14m/s；
(9)α＝α9-1°，β＝0°，V＝VB+9.14m/s；
(10)α＝α10+1°，β＝0°，V＝VB+9.14m/s；
若计算尾舱门载荷，需考虑后飞状态。其中VG为直升机最大的向后飞行速度，尾舱门载荷需增加工况为：
(11)α＝0°，β＝0°，V＝VG-9.14m/s。
2)直升机部件载荷评估：
为验证CFD分析相关计算软件的可靠性，结合直升机模型风洞试验结果，取风洞试验对应的全尺寸数模进行了仿真模拟，进行仿真计算结果验证。
基于直升机部件载荷严酷状态选取的结果，为进一步确保安全，可对部件在同一速度的最大气动攻角和最小气动攻角之间进行气动攻角扫描CFD方法分析，取其气动载荷最大的状态作为最后输出计算结果。
以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种直升机部件载荷严酷状态选取方法，其特征在于：
第一步，根据旋翼航空器适航规定，叠加水平阵风状态确定直升机部件载荷偏航状态；
第二步，根据直升机飞行包线，通过直升机飞行载荷计算方法计算临界空速下及直升机过载拐点的飞行速度与机身气动攻角的关系；
第三步，在临界空速下及直升机过载拐点的飞行速度基础上叠加水平阵风状态进行评估，确定直升机部件载荷俯仰状态。
2.根据权利要求1所述的一种直升机部件载荷严酷状态选取方法，其特征在于：所述旋翼航空器适航规定包括：a)以0.6倍的不可逾越速度作90°侧滑；b)以最大平飞速度和不可逾越速度中的较小速度作15°侧滑；c)考虑9.14m/s的垂直和水平阵风。
3.根据权利要求2所述的一种直升机部件载荷严酷状态选取方法，其特征在于：所述第一步中，叠加同向水平阵风状态确定直升机部件载荷偏航状态。
4.根据权利要求3所述的一种直升机部件载荷严酷状态选取方法，其特征在于：第一步中，所述直升机部件载荷偏航状态包括：
(1) α＝0°， β＝-90°，V＝0.6Vne+9.14m/s；
(2) α＝0°， β＝90°，V＝0.6Vne+9.14m/s；
(3) α＝0°， β＝-15°，V＝ min(VH，Vne)+9.14m/s；
(4) α＝0°， β＝15°，V＝ min(VH，Vne)+9.14m/s；
其中α为机身气动攻角，β为机身侧滑角，V为飞行速度，Vne为不可逾越速度，VH为最大平飞速度。
5.根据权利要求4所述的一种直升机部件载荷严酷状态选取方法，其特征在于：
所述第二步中，根据直升机飞行包线，考虑最大平飞速度Vmax、不可逾越速度Vne、极限俯冲速度VD和最大过载处两个拐点速度VB与VC，对应上述速度点飞行载荷计算仿真时间历程内的机身俯仰角最大值与最小值；计算直升机飞行载荷计算临界空速下及直升机过载拐点的飞行速度与机身气动攻角的关系。
6.根据权利要求5所述的一种直升机部件载荷严酷状态选取方法，其特征在于：
所述第二步中，临界空速下及直升机过载拐点的飞行速度与机身气动攻角的关系的计算方法包括：
a)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度VD进行推杆操作，达到最小负过载，获得的第一最小气动迎角为α1，并在第一最小气动迎角α1基础上外推大于等于1°；
b)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度VD进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的第一最大气动迎角为α2，并在第一最大气动迎角α2基础上外推大于等于1°；
c)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度Vne进行推杆操作，达到最小负过载，获得的第二最小气动迎角为α3，并在第二最小气动迎角α3基础上外推大于等于1°；
d)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度Vne进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的第二最大气动迎角为α4，并在第二最大气动迎角α4基础上外推大于等于1°；
e)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度VH进行推杆操作，达到最小负过载，获得的第三最小气动迎角为α5，并在第三最小气动迎角α5基础上外推大于等于1°；
f)直升机在不同重量、不同重心组合下以速度VH进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的第三最大气动迎角为α6，并在第三最大气动迎角α6基础上外推大于等于1°；
g)直升机在不同重量、不同重心组合下以最大过载的最大速度VC进行推杆操作，达到最小负过载，获得的第四最小气动迎角为α7，并在第四最小气动迎角α7基础上外推大于等于1°；
h)直升机在不同重量、不同重心组合下以最大过载的最大速度VC进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的第四最大气动迎角为α8，并在第四最大气动迎角α8基础上外推大于等于1°；
i)直升机在不同重量、不同重心组合下以最大过载的最小速度VB进行推杆操作，达到最小负过载，获得的第五最小气动迎角为α9，并在第五最小气动迎角α9基础上外推大于等于1°；
j)直升机在不同重量、不同重心组合下以最大过载的最小速度VB进行拉杆操作，达到最大正过载，获得的第五最大气动迎角为α10，并在第五最大气动迎角α10基础上外推大于等于1°；
其中VD为极限俯冲速度，VB为最大过载的最小速度，VC为最大过载的最大速度。
7.根据权利要求6所述的一种直升机部件载荷严酷状态选取方法，其特征在于：
所述第三步中，直升机部件载荷俯仰状态包括：
(1)α＝α1-1°，β＝0°，V＝VD；
(2)α＝α2+1°，β＝0°，V＝VD；
(3)α＝α3-1°，β＝0°，V＝Vne+9.14m/s；
(4)α＝α4+1°，β＝0°，V＝Vne+9.14m/s；
(5)α＝α5-1°，β＝0°，V＝VH+9.14m/s；
(6)α＝α6+1°，β＝0°，V＝VH+9.14m/s；
(7)α＝α7-1°，β＝0°，V＝VC+9.14m/s；
(8)α＝α8+1°，β＝0°，V＝VC+9.14m/s；
(9)α＝α9-1°，β＝0°，V＝VB+9.14m/s；
(10)α＝α10+1°，β＝0°，V＝VB+9.14m/s；
其中，α为机身气动攻角，β为机身侧滑角，V为飞行速度。
8.根据权利要求7所述的一种直升机部件载荷严酷状态选取方法，其特征在于：
在所述第三步中，若计算尾舱门载荷，则需考虑后飞状态；所述直升机部件载荷俯仰状态中尾舱门载荷需增加以下状态：
α＝0°，β＝0°，V＝VG-9.14m/s；其中VG为直升机最大的向后飞行速度。
9.一种直升机部件载荷严酷状态评估方法，用于对权利要求1-8中选取的直升机部件严酷状态进行评估，其特征在于：基于直升机部件载荷严酷状态选取的结果，对部件在同一速度的最大气动攻角和最小气动攻角之间进行气动攻角扫描计算流体力学方法分析，取其气动载荷最大的状态作为最后输出计算结果。
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