CN114169068A - 一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法 - Google Patents

一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法 Download PDF

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CN114169068A CN202111398816.0A CN202111398816A CN114169068A CN 114169068 A CN114169068 A CN 114169068A CN 202111398816 A CN202111398816 A CN 202111398816A CN 114169068 A CN114169068 A CN 114169068A
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刘长文
黄水林
汪正中
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Abstract

本发明公开一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，包括：步骤1，采用高精度分离涡方式获得高置信度的非定常舰艉流场数据；步骤2，根据非定常舰艉流场数据，构建用于耦合非定常舰艉流场数据的共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型；步骤3，将非定常舰艉流场数据耦合到共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型中，计算出共轴刚性旋翼直升机的操纵余量和飞行员工作载荷。本发明提供的技术方案解决了现有直升机着舰飞行特性的分析方案中，在共轴刚性旋翼直升机着舰飞行特性研究方面存在空白，以及现有常规共轴直升机着舰飞行特性的分析精度较低的问题。

Description

一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法
技术领域
本发明涉及但不限于直升机着舰飞行力学技术领域，具体涉及一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法。
背景技术
当前，在直升机着舰领域的研究主要围绕常规单旋翼直升机展开。在单旋翼直升机着舰技术中，首先通过经验模型、试验或者数值模拟获取舰船流场数据库；再通过数据传递策略将舰船流场数据库耦合到直升机飞行动力学模型中，从而进行着舰飞行特性的分析。
在共轴双旋翼直升机着舰分析技术方面，目前公开发表的文献中仅有国内的杨俊对定常艉流场影响下的常规共轴直升机的平衡特性进行了初步研究(杨俊.共轴式直升机舰面起降风限图计算.海军航空工程学院学报，2017，32(01):149-153.)。在其研究中，首先通过CFD 计算获得舰船着舰域内的定常流场数据，然后将该定常流场数据直接添加到旋翼诱导速度中，获得旋翼气动力，从而开展共轴直升机平衡特性分析。
从上述直升机着舰飞行特性的分析可以看到，目前国内外在直升机着舰分析技术研究方案中，仅覆盖单旋翼直升机着舰和常规共轴直升机着舰的飞行特性分析，在共轴刚性旋翼直升机着舰飞行特性研究方面存在空白；另外，现有常规共轴直升机着舰飞行特性的分析精度较低。
发明内容
本发明的目的为：本发明实施例提供一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，以解决现有直升机着舰飞行特性的分析方案中，在共轴刚性旋翼直升机着舰飞行特性研究方面存在空白，以及现有常规共轴直升机着舰飞行特性的分析精度较低的问题。
本发明的技术方案为：
本发明实施例提供一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，包括：
步骤1，采用高精度分离涡方式获得高置信度的非定常舰艉流场数据；
步骤2，根据非定常舰艉流场数据，构建用于耦合非定常舰艉流场数据的共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型；
步骤3，将非定常舰艉流场数据耦合到所述共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型中，计算出共轴刚性旋翼直升机的操纵余量和飞行员工作载荷。
可选地，如上所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法中，所述步骤1包括：
步骤11，根据舰船形状和尺寸，生成预设长、宽、高的矩形计算域网格；
步骤12，将矩形计算域网格的入口边界设定为速度入口条件，并将出口边界设定为压力出口条件；
步骤13，设定舰体为无滑移壁面，并设定海平面及其他计算域表面均设定为滑移壁面；
步骤14，设定舰船表面的边界层网格中第一层网格的厚度均为 1mm～2mm，并设定边界层网格增长率为1.05～1.15，从而获取舰船计算模型的总网格数量；
步骤15，根据所述步骤11到步骤14的计算和设定值，采用高精度分离涡方式计算预设时间的非定常舰艉流场数据，以获得稳定的非定常舰艉流场拓扑结构；
步骤16，在获取到稳定的非定常舰艉流场拓扑结构后，计算指定时间的非定常舰艉流场数据，并输出7维的非定常舰艉流场数据。
可选地，如上所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法中，所述共轴刚性旋翼直升机采用上旋翼和下旋翼同轴、且反转的布局形式；所述步骤2包括：
步骤21，分别确定上旋翼和下旋翼的干扰因子，用于获取定量计算上旋翼和下旋翼之间相互干扰强度；
步骤22，根据所述干扰因子分别确定上旋翼和下旋翼的入流模型，用于表示上旋翼和下旋翼的诱导速度分布；
步骤23，分别确定上旋翼和下旋翼的气动载荷；
步骤24，分别确定上旋翼和下旋翼的挥舞运动模型；
步骤25，分别确定机身、平尾、垂尾和尾桨的气动模型，该气动模型包括气动力和力矩；
步骤26，确定共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型。
可选地，如上所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法中，所述步骤21包括：
通过滑流理论推到出上旋翼和下旋翼的干扰因子分别为：
δ1＝S′1/S f(d,χ2)；
δ2＝S′2/S f(-d,χ1)；
其中，S为旋翼桨盘面积，S′1为上旋翼尾流与下旋翼桨盘的干扰面积，S′2为下旋翼诱导流与上旋翼桨盘的干扰面积，Vx为直升机前飞速度，d为上旋翼与下旋翼的间距，χ1和χ2分别为下旋翼和上旋翼的尾迹倾斜角；
所述步骤22包括：
根据步骤21中的干扰因子，确定出的上旋翼和下旋翼的入流模型分别为：
Figure RE-GDA0003487381540000041
Figure RE-GDA0003487381540000042
其中，r为桨叶微段到桨毂中心距离，R为桨叶半径，K1、K2为诱导速度畸变因子，ψ1，ψ2分别为下旋翼和上旋翼桨叶的相位角。
可选地，如上所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法中，所述步骤23包括：
将单片桨叶分为多个微段，所述每个微段中心导入非定常舰艉流场数据，以获取每个微段中心的切向速度分量、展向速度分量和法向速度分量，采用各速度分量计算对应的微段气动力，将各微段气动力累加，得到单片桨叶的根部的气动力和力矩；对上旋翼或下旋翼各中各片桨叶的气动力和力矩分别进行求和，分别得到上旋翼或下旋翼的气动载荷。
可选地，如上所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法中，所述步骤24包括：
a，利用等效铰接式旋翼的一阶刚性挥舞运动来拟合共轴刚性旋翼的一阶弹性挥舞运动；其中，等效挥舞铰偏置量为一阶弹性挥舞振型的外端切线与x轴(桨叶展向)的交点，且要求在等效挥舞铰处施加的约束扭簧刚度为：
Figure RE-GDA0003487381540000051
其中，e为等效挥舞偏置量，Mβ、Iβ分别为桨叶质量静矩和惯性矩，Ω为旋翼转速，ωn为共轴刚性旋翼一阶挥舞频率；
b，根据离心力矩MCF、挥舞惯性力矩MI、气动力矩MA、直升机角速度引起的哥氏力矩MCor、机身角加速度引起的惯性力矩MBA、机身加速度引起的MBL、桨叶重力力矩MR，以及扭簧所产生的力矩MR，在等效挥舞铰处的代数和应为零的要求，建立共轴刚性旋翼的挥舞运动模型。
可选地，如上所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法中，所述步骤26包括：
a，将所有部件的气动力和力矩在机体重心处进行合成，得到机体坐标系下直升机重心所受的合力及合力矩，并得到得直升机重心移动及其绕重心转动的刚体动力学模型；
b，根据共轴刚性旋翼的挥舞运动模型和刚体动力学模型，得到共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型。
可选地，如上所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法中，所述上旋翼和下旋翼的每片桨叶的每个微段，以及机身、平尾、垂尾和尾桨分别为一个气动载荷计算点，所述步骤3中通过向各气动载荷计算点导入非定常舰艉流场数据,以模拟非定常舰艉流场对直升机的干扰；所述步骤3具体包括：
步骤31，将桨叶运动一周划分为NP个站位，设定在时刻t0对应的站位，非定常舰艉流场的瞬时速度场为Wgust(t0,uG0,vG0,wG0)；
步骤32，对桨叶的其中一个微段在桨叶坐标系下的坐标为(t0,xb0,yb0,zb0)，则该桨叶微段在机体坐标系下的坐标为：
Figure RE-GDA0003487381540000061
转换为桨叶微段在舰船坐标系下的坐标为：
Figure RE-GDA0003487381540000062
其中，TRb表示桨叶坐标系到旋翼旋转坐标系转换矩阵、THR表示旋翼旋转坐标系到桨毂坐标系转换矩阵、TBH表示桨毂坐标系到机体坐标系转换矩阵、TEB表示机体坐标系到惯性坐标系转换矩阵、TCE表示惯性坐标系到舰船坐标系转换矩阵；(xMR,yMR,zMR)为旋翼桨毂中心坐标；
步骤33，采用距离导数加权方法对步骤1中获取的非定常舰艉流场数据进行插值，得到桨叶微段中心在舰船坐标系下的非定常舰艉流场的扰动速度分量(t0,uGC0,vGC0,wGC0)，将该速度分量转换到桨叶坐标系下，转换后微段中心的瞬时速度分量为：
Figure RE-GDA0003487381540000063
其中，TbR、TRH、THB、TBE以及TEC分别为上述坐标转换矩阵相对应的逆矩阵；
步骤34，重复执行步骤32～步骤33，获取该桨叶上的其他微段的中心的瞬时速度分量；
步骤35，将该桨叶相位角向前推进一个站位、且时间保持不变，重复执行步骤32～步骤34，直至桨叶完成一周的旋转运动，获取该桨叶中每个微段在各个站位下的瞬时速度分量；并将获得的每个瞬时速度分量分别求并分别求平均值，从而获得该时刻下桨盘平面内的平均非定常舰艉流场速度分量为：
Figure RE-GDA0003487381540000071
其中，
Figure RE-GDA0003487381540000073
表示在K站位时桨叶上第I个微段插值得到的瞬时速度分量；所述平均非定常舰艉流场速度分量用于计算共轴刚性旋翼直升机的操纵余量。
可选地，如上所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法中，所述步骤3还包括：
步骤36，根据所述步骤34和35的计算结果，获得t0时刻下该桨叶的气动力和力矩，重复执行步骤32～34以获取每个桨叶的气动力和力矩，对所有桨叶的气动力和力矩分别求和，得到t0时刻下整个旋翼的气动力和力矩；
步骤37，将该桨叶相位角向前推进一个站位、且时间向前推进Δt，对该桨叶微段在t0+Δt时刻的非定常舰艉流场数据进行插值，得到桨叶微段中心在时刻t0+Δt的瞬时速度分量；
步骤38，通过重复步骤32～34，以及步骤36～37，得到各桨叶中每个微段各个站位以及各时刻下的瞬时速度分量，从而模拟共轴刚性旋翼在周期运动过程中与湍流涡结构的非定常干扰。
本发明的有益效果为：
本发明提出了一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，其核心内容主要包含三大部分：高精度非定常舰艉流场数据获取，建立可以耦合非定常舰艉流场数据的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学建模，以及非定常舰艉流场数据向飞行动力学模型的数据传递策略。本发明实施例的技术方案中，可以将第一部分获得的高精度舰非定常舰艉流场导入到第二部分建立的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型中；第三部分内容的“基于单向耦合的数据传递策略”是本发明的关键创新点。在该部分技术中，本发明采用“嵌套网格”的思想，将桨叶旋转运动离散为NP个站位，通过桨叶运动与非定常舰艉流场在时间尺度上的匹配，实现了共轴刚性旋翼与舰艉流大尺度涡的非定常干扰。
采用本发明实施例提供的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，能够快速准确地给出共轴刚性旋翼直升机着舰过程中操纵余量以及飞行员工作载荷的变化特征。另外，本发明实施例中对于一个着舰过程的模拟周期仅为10天左右，相较于海上试验试飞，本发明能够显著缩短试验周期、节省人力物力、降低风险。
附图说明
附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。
图1为本发明实施例提供的一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法的流程图；
图2为本发明实施例中基于滑流理论的共轴刚性旋翼直升机中上旋翼与下旋翼相互干扰的示意图；
图3为本发明实施例中桨叶微段划分的示意图；
图4为本发明实施例中共轴刚性旋翼及其等效挥舞铰的原理示意图；
图5为本发明实施例中旋翼和机体被离散为若干气动载荷的计算点的示意图；
图6为本发明实施例中对横向侧移过程所建立的艉流场数据域的示意图；
图7为本发明实施例中共轴刚性旋翼直升机在不同高度进行侧移时操纵量、姿态角及需用功率的变化曲线的示意图；
图8为本发明实施例中不同侧移路径高度下共轴刚性旋翼直升机非定常载荷水平的变化曲线的示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域相关的技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
上述背景技术中已经说明，现有直升机着舰飞行特性分析的研究方案中，仅覆盖单旋翼直升机着舰和常规共轴直升机着舰的飞行特性分析，在共轴刚性旋翼直升机着舰飞行特性研究方面存在空白；另外，现有常规共轴直升机着舰飞行特性的分析精度较低。
具体地，目前国内外在直升机着舰分析技术研究方面主要存在以下不足：
(1)常规单旋翼直升机着舰分析技术较为成熟，但对于共轴式直升机着舰分析技术研究很少，在共轴刚性旋翼直升机着舰飞行特性研究方面更是空白；
(2)常规共轴直升机着舰飞行特性分析精度不够：一方面，在其研究中对于舰船流场求解采用的是雷诺平均N-S方程，无法获得高精度的非定常流场数据；另一方面，在其研究中，直接将舰船流场数据线形添加到诱导速度中，无法模拟桨叶与舰船湍流涡结构的干扰特征。
为了解决现有直升机着舰飞行特性分析中的上述不足，本发明实施例提供了一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，该着舰飞行特性分析方法采用高精度分离涡方法获得高置信度非定常舰艉流场数据，并采用离散桨叶方式将非定常舰艉流场数据耦合到于共轴刚性旋翼直升机气动中心，从而更加真实地模拟舰艉流对直升机的非定常干扰。
本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
图1为本发明实施例提供的一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法的流程图，本发明实施例提供的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，可以包括如下步骤：
步骤1，采用高精度分离涡方式获得高置信度的非定常舰艉流场数据；
步骤2，根据非定常舰艉流场数据，构建用于耦合非定常舰艉流场数据的共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型；
步骤3，将非定常舰艉流场数据耦合到所述共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型中，计算出共轴刚性旋翼直升机的操纵余量和飞行员工作载荷。
在本发明实施例中，上述步骤1的具体实施过程，可以包括如下步骤：
步骤11，根据舰船形状和尺寸，生成预设长、宽、高的矩形计算域网格；
步骤12，将矩形计算域网格的入口边界设定为速度入口条件，并将出口边界设定为压力出口条件；
步骤13，设定舰体为无滑移壁面，并设定海平面及其他计算域表面均设定为滑移壁面；
步骤14，设定舰船表面的边界层网格中第一层网格的厚度均为 1mm～2mm，并设定边界层网格增长率为1.05～1.15，从而获取舰船周围网格尺寸，以及获取舰船计算模型的总网格数量；
步骤15，根据所述步骤11到步骤14的计算和设定值，采用高精度分离涡方式计算预设时间(例如5s～10s)的非定常舰艉流场数据，以获得稳定的非定常舰艉流场拓扑结构；
步骤16，在获取到稳定的非定常舰艉流场拓扑结构后，计算指定时间(例如30s)的非定常舰艉流场数据，并输出7维的非定常舰艉流场数据。
需要说明的是，本发明实施例中的共轴刚性旋翼直升机采用上旋翼和下旋翼同轴、且反转的布局形式；基于该共轴刚性旋翼直升机的旋翼结构，本发明实施例中的步骤2的具体实施过程可以包括如下步骤：
步骤21，分别确定上旋翼和下旋翼的干扰因子，用于获取定量计算上旋翼和下旋翼之间相互干扰强度；
步骤22，根据所述干扰因子分别确定上旋翼和下旋翼的入流模型，用于表示上旋翼和下旋翼的诱导速度分布；
步骤23，分别确定上旋翼和下旋翼的气动载荷，
步骤24，分别确定上旋翼和下旋翼的挥舞运动模型，包括：
步骤25，分别确定机身、平尾、垂尾和尾桨的气动模型，该气动模型包括气动力和力矩；
步骤26，确定共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型。
在本发明实施例的一种实现方式中，如图2所示，为本发明实施例中基于滑流理论的共轴刚性旋翼直升机中上旋翼与下旋翼相互干扰的示意图，图2a具体示意出上旋翼对下旋翼的干扰情况，图2b具体示出下旋翼对上旋翼的干扰情况。上述步骤21的具体实施方式，可以包括：
通过滑流理论推到出上旋翼和下旋翼的干扰因子分别为：
δ1＝S′1/S f(d,χ2)；
δ2＝S′2/S f(-d,χ1)；
其中，S为旋翼桨盘面积，S′1为上旋翼尾流与下旋翼桨盘的干扰面积，S′2为下旋翼诱导流与上旋翼桨盘的干扰面积，Vx为直升机前飞速度，d为上旋翼与下旋翼的间距，χ1和χ2分别为下旋翼和上旋翼的尾迹倾斜角。
相应的，该实现方式中，步骤22包括：
根据步骤21中的干扰因子，确定出的上旋翼和下旋翼的入流模型分别为：
Figure RE-GDA0003487381540000121
Figure RE-GDA0003487381540000122
其中，r为桨叶微段到桨毂中心距离，R为桨叶半径，K1、K2为诱导速度畸变因子，ψ1，ψ2分别为下旋翼和上旋翼桨叶的相位角。
在本发明实施例的一种实现方式中，上述步骤23的实现方式包括：将单片桨叶分为多个微段，如图3所示，为本发明实施例中桨叶微段划分的示意图，对每个微段中心导入非定常舰艉流场数据，以获取每个微段中心的切向速度分量、展向速度分量和法向速度分量，采用各速度分量计算对应的微段气动力，将各微段气动力累加，得到单片桨叶的根部的气动力和力矩；对上旋翼或下旋翼各中各片桨叶的气动力和力矩分别进行求和，分别得到上旋翼或下旋翼的气动载荷；
在本发明实施例的一种实现方式中，上述步骤24的实施过程，可以包括：
a，利用等效铰接式旋翼的一阶刚性挥舞运动来拟合共轴刚性旋翼的一阶弹性挥舞运动；其中，等效挥舞铰偏置量为一阶弹性挥舞振型的外端切线与x轴(桨叶展向)的交点，如图4所示，为本发明实施例中共轴刚性旋翼及其等效挥舞铰的原理示意图。在等效挥舞铰处施加的约束扭簧刚度具体为：
Figure RE-GDA0003487381540000131
其中，e为等效挥舞偏置量，Mβ、Iβ分别为桨叶质量静矩和惯性矩，Ω为旋翼转速，ωn为共轴刚性旋翼一阶挥舞频率；
b，根据离心力矩MCF、挥舞惯性力矩MI、气动力矩MA、直升机角速度引起的哥氏力矩MCor、机身角加速度引起的惯性力矩MBA、机身加速度引起的MBL、桨叶重力力矩MR，以及扭簧所产生的力矩MR，在等效挥舞铰处的代数和应为零的要求，建立共轴刚性旋翼的挥舞运动模型。
在本发明实施例的一种实现方式中，上述步骤26的实施过程可以包括：
a，将所有部件的气动力和力矩在机体重心处进行合成，得到机体坐标系下直升机重心所受的合力及合力矩，并得到得直升机重心移动及其绕重心转动的刚体动力学模型；
b，根据共轴刚性旋翼的挥舞运动模型和刚体动力学模型，得到共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型。
在本发明实施例中，共轴刚性旋翼直升机的上旋翼和下旋翼的每片桨叶的每个微段，以及机身、平尾、垂尾和尾桨分别为一个气动载荷计算点，如图5所示，为本发明实施例中旋翼和机体被离散为若干气动载荷的计算点的示意图。上述步骤3中通过向各气动载荷计算点导入非定常舰艉流场数据，以模拟非定常舰艉流场对直升机的干扰。该步骤3的具体实施过程可以包括：
步骤31，将桨叶运动一周划分为NP个站位，设定在时刻t0对应的站位，非定常舰艉流场的瞬时速度场为Wgust(t0,uG0,vG0,wG0)；
步骤32，桨叶的其中一个微段在桨叶坐标系下的坐标为 (t0,xb0,yb0,zb0)，则该桨叶微段在机体坐标系下的坐标转换为：
Figure RE-GDA0003487381540000141
转换为桨叶微段在舰船坐标系下的坐标为：
Figure RE-GDA0003487381540000142
其中，TRb表示桨叶坐标系到旋翼旋转坐标系转换矩阵、THR表示旋翼旋转坐标系到桨毂坐标系转换矩阵、TBH表示桨毂坐标系到机体坐标系转换矩阵、TEB表示机体坐标系到惯性坐标系转换矩阵、TCE表示惯性坐标系到舰船坐标系转换矩阵；(xMR,yMR,zMR)为旋翼桨毂中心坐标；
步骤33，采用距离导数加权方法对步骤1中获取的非定常舰艉流场数据进行插值，得到桨叶微段中心在舰船坐标系下的非定常舰艉流场的扰动速度分量(t0,uGC0,vGC0,wGC0)，将该速度分量转换到桨叶坐标系下，转换后微段中心的瞬时速度分量为：
Figure RE-GDA0003487381540000151
其中，TbR、TRH、THB、TBE以及TEC分别为上述坐标转换矩阵相对应的逆矩阵；
步骤34，重复执行步骤32～步骤33，获取该桨叶上的其他微段的中心的瞬时速度分量；
步骤35，将该桨叶相位角向前推进一个站位、且时间保持不变，重复执行步骤32～步骤34，直至桨叶完成一周的旋转运动，获取该桨叶中每个微段在各个站位下的瞬时速度分量；并将获得的每个瞬时速度分量分别求并分别求平均值，从而获得该时刻下桨盘平面内的平均非定常舰艉流场速度分量为：
Figure RE-GDA0003487381540000152
其中，
Figure RE-GDA0003487381540000153
表示在K站位时桨叶上第I个微段插值得到的瞬时速度分量；所述平均非定常舰艉流场速度分量用于计算共轴刚性旋翼直升机的操纵余量。
进一步地，本发明实施例的步骤3还可以包括如下步骤：
步骤36，根据所述步骤34和35的计算结果，获得t0时刻下该桨叶的气动力和力矩，重复执行步骤32～34以获取每个桨叶的气动力和力矩，对所有桨叶的气动力和力矩分别求和，得到t0时刻下整个旋翼的气动力和力矩；
步骤37，将该桨叶相位角向前推进一个站位、且时间向前推进Δt，对该桨叶微段在t0+Δt时刻的非定常舰艉流场数据进行插值，得到桨叶微段中心在时刻t0+Δt的瞬时速度分量；
步骤38，通过重复步骤32～34，以及步骤36～37，得到各桨叶中每个微段各个站位以及各时刻下的瞬时速度分量，从而模拟共轴刚性旋翼在周期运动过程中与湍流涡结构的非定常干扰。
本发明实施例提供的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，其核心内容主要包含三大部分：高精度非定常舰艉流场数据获取，建立可以耦合非定常舰艉流场数据的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学建模，以及非定常舰艉流场数据向飞行动力学模型的数据传递策略。本发明实施例的技术方案中，可以将第一部分获得的高精度舰非定常舰艉流场导入到第二部分建立的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型中；第三部分内容的“基于单向耦合的数据传递策略”是本发明的关键创新点。在该部分技术中，本发明采用“嵌套网格”的思想，将桨叶旋转运动离散为NP个站位，通过桨叶运动与非定常舰艉流场在时间尺度上的匹配，实现了共轴刚性旋翼与舰艉流大尺度涡的非定常干扰。
采用本发明实施例提供的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，能够快速准确地给出共轴刚性旋翼直升机着舰过程中操纵余量以及飞行员工作载荷的变化特征。另外，本发明实施例中对于一个着舰过程的模拟周期仅为10天左右，相较于海上试验试飞，本发明能够显著缩短试验周期、节省人力物力、降低风险。
以下通过一个具体实施例对本发明实施例提供的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法进行示意性说明。
该具体实施例如提供的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法的核心内容主要包含三大部分：高精度非定常舰艉流场数据获取，建立可以耦合非定常舰艉流场数据的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学建模，以及非定常舰艉流场数据向飞行动力学模型的数据传递策略。以下对上述三大部分内容的具体实施方式进行详细说明。
(1)基于分离涡方式获取高置信度的非定常舰艉流场数据
该具体实施例采用高精度的分离涡方式来对非定常舰艉流场进行数值计算，计算方式为：采用网格生成软件生成10Ls(长)×8Ls (宽)×6Ls(高)的矩形计算域网格；Ls为舰船长度。该矩形计算域网格的入口边界和出口边界分别设定为速度入口条件和压力出口条件；舰体为无滑移壁面，海平面及其他计算域表面均设定为滑移壁面。由于舰船的边界层网格对舰艉流动特征影响较小，在各控制条件下，边界层网格中第一层网格(指边界层网格最里面一层)厚度均为 1mm～2mm(该具体实施例中，第一层网格厚度例如均为1.5mm)，以保证满足湍流模型计算所使用壁面函数的y+条件(y+值范围为 28～300)，边界层网格增长率为1.05～1.15(该具体实施例中，该增长率例如1.1)。舰船附近网格尺寸(Δ0/H)约为3.6×10-2，以保证对舰船附近湍流流动的精细捕捉，最终舰船计算模型的总网格数量为 7.5×106。
需要说明的是，y+是通过第一层网格厚度和舰船当地速度计算出来的，由于当地速度不同，因此，y+值为一个范围。
通过该步骤的上述计算和设定值，即可获得预设时间(例如 5s～10s)的高精度非定常舰艉流场数据，以获得稳定的非定常舰艉流场拓扑结构；从而可以计算出指定时间(例如30s)的非定常舰艉流场数据，并输出7维的非定常舰艉流场数据。
(2)构建共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型
与常规单旋翼直升机不同，共轴刚性旋翼直升机由于采用上、下旋翼同轴反转的布局形式，使其在飞行过程中上、下旋翼间存在显著的气动干扰，且干扰特征随飞行状态改变而不断变化。
2.1，确定上、下旋翼干扰因子。
该具体实施例中，引入干扰因子(δ1、δ2)的概念来定量计算上、下旋翼相互干扰强度，其值可通过滑流理论进行确定。如图2所示，显示了基于滑流理论的共轴刚性旋翼直升机中上旋翼与下旋翼相互干扰的具体情况。该具体实施例中定义，旋翼桨盘面积为S，如图2a 所示，上旋翼尾流与下旋翼桨盘的干扰面积为S′1(图2a中的阴影面积)，下旋翼诱导流与上旋翼桨盘的干扰面积为S′2(图2b中的阴影面积)。下旋翼和上旋翼桨盘平面内的平均诱导速度分别为v1、v2。假设直升机前飞速度为Vx，下、上旋翼间距为d，下、上旋翼的尾迹倾斜角分别为，χ1和χ2。由Biot-Savart定理可得确定上、下旋翼间的干扰因子分别为：
δ1＝S′1/S f(d,χ2)；
δ2＝S′2/S f(-d,χ1)；
2.2，确定上下旋翼入流模型。
该具体实施例中，采用一阶谐波形式的Pitt-Prters静态非均匀入流模型来描述上、下旋翼诱导速度分布即可保证足够的精度。
该具体实施例中通过引入干扰因子，确定出的上旋翼和下旋翼的入流模型分别为：
Figure RE-GDA0003487381540000191
Figure RE-GDA0003487381540000192
其中，r为桨叶微段到桨毂中心距离，R为桨叶半径，K1、K2为诱导速度畸变因子，ψ1，ψ2分别为下旋翼和上旋翼桨叶的相位角。
2.3，确定上、下旋翼的气动载荷。
该具体实施例中，为了考虑非定常舰艉流场对旋翼气动载荷的影响，在进行旋翼气动力建模的过程中，包括如下步骤：
步骤a，将单片桨叶分为若干微段，在进行机/舰动态界面研究时在每个微段中心导入非定常舰艉流场数据。由于考虑到桨叶外侧是升力的主要产生部位，因此微段长度从桨根到桨尖逐渐减小，且保证在桨盘平面内由每个微段内、外边界所确定的圆环的面积相同，桨叶微段划分的示意图如图3所示。
如图3所示的桨叶微段，无量纲化挥舞铰偏置量为ε＝e/R，ξ表示从桨叶根切处到挥舞铰的无量纲化距离，cT和cR分别为桨尖和根切处的弦长。则从桨根开始的第一个桨叶微段，其中心到挥舞铰的距离可以为：
Figure RE-GDA0003487381540000193
式中，NSS为桨叶微段数量。
其他桨叶微段中心到挥舞铰的距离依次为：
步骤b，以上旋翼为例，上旋翼微段中心的切向速度、展向速度及法向速度分量UT2，UR2及UP2分别为：
Figure RE-GDA0003487381540000201
Figure RE-GDA0003487381540000202
UR2＝[μ02cosψ2cos(β2+θpre)+λ02sin(β2+θpre)]ΩR+vGb；
式中，μ02、λ02分别为上旋翼前进比和入流比，pW2、qW2分别为风轴系下旋翼的俯仰及滚转角速度，β2、
Figure RE-GDA0003487381540000205
分别为桨叶挥舞角和挥舞角速度，θpre为旋翼预锥角，uGb、uGb、uGb分别表示由舰艉流引起的桨叶微段相对运动速度分量。
步骤c，采用上述速度分量计算对应的微段气动力，将各微段气动力累加，即可得到单片桨叶的根部的气动力，如下式所示：
Figure RE-GDA0003487381540000203
并且可以得到对挥舞铰及摆振较产生的力矩为：
Figure RE-GDA0003487381540000204
式中，FPI2、FTI2、FRI2分别为第I段桨叶微段法向力、切向力和展向力，y2表示桨叶微段中心到等效挥舞铰的距离。
步骤d，将各片桨叶气动力和力矩分别进行求和，分别得到上旋翼或下旋翼的气动载荷。
2.4，分别确定上、下旋翼挥舞运动模型。
该具体实施例中，共轴刚性旋翼桨叶没有挥舞铰，但仍然有挥舞运动。该共轴刚性旋翼一阶挥舞表达式为：
Figure RE-GDA0003487381540000211
式中，e为等效挥舞偏置量，Mβ、Iβ分别为桨叶质量静矩和惯性矩，K0是不旋转情况下的桨叶挥舞刚度，Ω为旋翼转速，ωn为共轴刚性旋翼一阶挥舞频率。
该具体实施例中，采用基于一阶弹性挥舞振型的等效挥舞外伸量和等效挥舞约束弹簧刚度的方法建立挥舞运动模型。其基本思想是：
步骤a，利用等效铰接式旋翼的一阶刚性挥舞运动来拟合刚性旋翼的一阶弹性挥舞运动。等效挥舞铰偏置量为一阶弹性挥舞振型的外端切线与x轴的交点(x轴正方向为由桨根指向桨尖)，如图4所示。
此外，为保证共轴刚性旋翼与等效铰接式旋翼的挥舞频率相同，在等效挥舞铰处施加的约束扭簧刚度为：
Figure RE-GDA0003487381540000212
通过上述方式，可以建立共轴刚性旋翼的挥舞运动模型。
步骤b，在桨叶运动过程中，作用于等效挥舞铰处的力矩主要有：离心力矩MCF、挥舞惯性力矩MI、气动力矩MA、直升机角速度引起的哥氏力矩MCor、机身角加速度引起的惯性力矩MBA、机身加速度引起的MBL、桨叶重力力矩MR，以及扭簧所产生的力矩MR，其表达式分别为：
MCF＝Ω2(Iβcosβ2+eMβ)sinβ2；
Figure RE-GDA0003487381540000221
MCor＝-2Ω(Iβ+eMβ)(pW2 cosψ2-qW2 sinψ2)；
Figure RE-GDA0003487381540000222
Figure RE-GDA0003487381540000223
MG＝Mβg；
Figure RE-GDA0003487381540000224
MR＝Kββ2；
其中，
Figure RE-GDA0003487381540000225
为桨叶挥舞角加速度，
Figure RE-GDA0003487381540000226
分别为风轴系下旋翼的俯仰及滚转角加速度，(u,v,w)分别为机体坐标系下机体重心速度分量，
Figure RE-GDA0003487381540000227
分别为机体坐标系下机体重心加速度。该步骤中所建立共轴刚性旋翼的挥舞运动模型为：
Figure RE-GDA0003487381540000228
其中，C1、C2、C3分别为旋翼系统阻尼矩阵、刚度矩阵以及激励力矩阵。
2.5，分别确定机身、平尾、垂尾和尾桨的气动模型，该气动模型包括气动力和力矩；
2.6，确定共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型。具体包括如下步骤：
步骤a，将上述部件气动力及力矩在机体重心处进行合成，即可得到机体坐标系(右手系)下直升机重心所受的合力及合力矩，分别为：
Figure RE-GDA0003487381540000229
Figure RE-GDA0003487381540000231
式中，等式左边：L为滚转力矩，M为偏航力矩，N为俯仰力矩；下标X、Y、Z代表矢量方向，下标1和2分别表示下旋翼和上旋翼，下标MR、F、H、V分别代表旋翼、机身、平尾和垂尾，Θ、Φ分别为机身俯仰角和滚转角，m为直升机总质量，g为重力加速度。
另外，由牛顿第二定律及动量矩定理即可得直升机重心移动及其绕重心转动的刚体动力学模型分别为：
Figure RE-GDA0003487381540000232
Figure RE-GDA0003487381540000233
式中，I和ω*分别表示惯性矩阵和角速度的叉乘矩阵，(p,q,r)和
Figure RE-GDA0003487381540000234
分别为机体坐标系下，机体重心角速度及角加速度。
步骤b，将旋翼的挥舞运动模型与直升机刚体动力学模型联立，即可得到共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型，其简化形式为：
Figure RE-GDA0003487381540000235
其中，t是时间变量，X、U分别为直升机状态变量和操纵变量， Wgust为非定常舰艉流场引起的直升机各部件相对速度。
(3)基于单向耦合的数据传递策略，即非定常舰艉流场数据向飞行动力学模型的数据传递策略；具体为：将非定常舰艉流场数据耦合到所述共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型中，计算出共轴刚性旋翼直升机的操纵余量和飞行员工作载荷；
该具体实施例中，基于“单向耦合”思想建立数据传递策略，即只考虑非定常舰艉流对直升机的干扰。在该方法中，旋翼和机体被离散为若干气动载荷的计算点，如图5所示。
该具体实施例中，以每片桨叶上有10个气动载荷计算点，机身、平尾、垂尾各一个，共83个气动载荷计算点为例予以说明。通过向各气动载荷计算点导入非定常舰艉流场数据以模拟非定常舰艉流场对直升机的干扰。
在进行数据传递之前，须获得有效的非定常舰艉流场，其范围应包含直升机各部件气动中心在着舰飞行中所经过的所有区域。如图6 所示，为本发明实施例中对横向侧移过程所建立的艉流场数据域的示意图。由CFD计算获得的非定常舰艉流场数据Wgust(t,u,v,w)还不能直接用于直升机飞行力学模型，须将其存储方式按结构网格形式进行重组，以便于直升机各部件气动中心进行插值。在进行直升机着舰平衡特性分析时，还需将非定常艉流场数据进行时均化处理，得到相同存储结构的时均流场数据
Figure RE-GDA0003487381540000241
旋翼桨叶在绕桨毂做旋转运动的同时还存在周期挥舞，且由于机体姿态的改变，其在非定常舰艉流场中的空间位置也会发生变化，这使得CFD数据向旋翼气动模型的传递过程较为复杂。此处以桨叶微段的插值过程来对此进行详细说明。该步骤包括如下具体实施过程：
3.1，为模拟桨叶的周期运动，将桨叶运动一周划分为NP个站位。假设在时刻t0，非定常舰艉流场的瞬时速度场为Wgust(t0,uG0,vG0,wG0)；
3.2，对该桨叶的其中一个微段在桨叶坐标系下的坐标为 (t0,xb0,yb0,zb0)，桨叶微段在机体坐标系下的坐标可转换为：
Figure RE-GDA0003487381540000251
继续转换为桨叶微段在舰船坐标系下的坐标为：
Figure RE-GDA0003487381540000252
其中，TRb表示桨叶坐标系到旋翼旋转坐标系转换矩阵、THR表示旋翼旋转坐标系到桨毂坐标系转换矩阵、TBH表示桨毂坐标系到机体坐标系转换矩阵、TEB表示机体坐标系到惯性坐标系转换矩阵、TCE表示惯性坐标系到舰船坐标系转换矩阵；(xMR,yMR,zMR)为旋翼桨毂中心坐标。
3.3，再获得桨叶微段在舰船坐标系下的位置坐标后，采用距离导数加权方法对非定常舰艉流场数据进行插值，如下式所示：
Figure RE-GDA0003487381540000253
其中，
Figure RE-GDA0003487381540000254
式中，s表示桨叶微段中心待插值的速度分量，si为与微段中心相邻数据点的速度分量，(xCi,yCi,zCi)为该相邻点的位置坐标，di表示该相邻点到微段中心的距离，α为调节距离权倒数的指数，n为相邻数据点的个数。由于在本文的研究中，非定常舰艉流场数据采用结构网格的形式进行存储，桨叶微段中心最终会落到数据域某个矩形单元内，因此n＝8。实践表明，α＝2即可保证较高的插值精度。采用上述插值方法即可得到微段中心在舰船坐标系下的非定常舰艉流场瞬时扰动速度分量(t0,uGC0,vGC0,wGC0)；然后，将该速度分量转换到桨叶坐标系下，转换后微段中心的瞬时速度分量为：
Figure RE-GDA0003487381540000261
TbR、TRH、THB、TBE以及TEC分别为上述坐标转换矩阵的逆矩阵。
3.4，对该桨叶上的其他微段均进行3.2～3.3步骤，获取该桨叶上的其他微段的中心的瞬时速度分量；
3.5，(该步骤仅执行一次)，将桨叶相位角向前推进一个站位 (时间保持不变)，重复3.2～3.4步骤，直至桨叶完成一周的旋转运动。将获得的速度分量分别求和再分别求其平均值，即可获得该时刻下桨盘平面内的平均艉流场速度分量(t0,uGAV0,vGAV0,wGAV0)，如下式所示：
Figure RE-GDA0003487381540000262
其中，
Figure RE-GDA0003487381540000263
表示在K站位时桨叶上第I个微段插值得到的瞬时速度分量；且采用该式计算出的平均非定常舰艉流场速度分量用于计算共轴刚性旋翼直升机的操纵余量。
3.6，根据步骤3.4和3.5的计算结果，可获得t0时刻下该桨叶的气动力和力矩；对其他桨叶重复3.2～3.4的步骤得到每个桨叶的气动力和力矩，对所有桨叶的气动力和力矩分别求和，得到t0时刻下整个旋翼的气动力和力矩。
3.7，桨叶向前运动一个站位，一方面，桨叶微段空间位置更新，另一方面时间同时向前推进Δt，此时，对桨叶微段在t0+Δt时刻的舰艉流场数据进行插值，重复步骤3.2～3.4、3.6～3.7，即可模拟旋翼桨叶在周期运动过程中与湍流涡结构的非定常干扰。
需要说明的是，直升机其他部件气动中心的插值过程与旋翼类似，但这些气动中心均在机身上，仅涉及机体坐标系、惯性坐标系与舰船坐标系间的坐标变换，数据传递过程相对简单，在此不再赘述。通过本发明实施例的研究内容，即可以将第一部分获得的高精度舰非定常舰艉流场导入到第二部分建立的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型中。
另外，上述第三部分内容的“基于单向耦合的数据传递策略”是本发明的关键创新点。在该部分技术中，本发明采用“嵌套网格”的思想，将桨叶旋转运动离散为NP个站位，通过桨叶运动与非定常舰艉流场在时间尺度上的匹配，实现了共轴刚性旋翼与舰艉流大尺度涡的非定常干扰。
采用本发明实施例提供的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，能够快速准确地给出共轴刚性旋翼直升机着舰过程中操纵余量以及飞行员工作载荷的变化特征。如图7所示，为本发明实施例中共轴刚性旋翼直升机在不同高度进行侧移时操纵量、姿态角及需用功率的变化曲线的示意图。可以看到，在-0.5≤y/B≤0.0范围内直升机总距逐渐增加如图7a所示，这是因为当直升机向甲板中心移动时，受着舰域内低速回流区以及强下洗流的影响，上、下旋翼拉力降低，飞行员必须增大总距输入以维持直升机高度的稳定。不仅如此，在该范围内纵向周期变距显著增加如图7b所示，这是由于旋翼前半部分受此下洗流的影响相对较强，这就使得旋翼前后拉力不对称性扩大，从而对直升机形成低头力矩。飞行员还需要增大纵向周期变距输入使桨盘后倒以抵消此低头力矩的影响。
如图8所示，为本发明实施例中不同侧移路径高度下共轴刚性旋翼直升机非定常载荷水平的变化曲线的示意图。从整体上看，随着共轴直升机向甲板中心移动，飞行员工作载荷逐渐增加，这是因为，自由来流受到舰船上层建筑的阻塞作用而在机库后方形成低速回流区的同时，其流动分离所产生的湍流涡结构也会在着舰域形成强紊乱区域。在横向侧移过程中，直升机逐渐由均匀流区域进入到该强非定常流场环境，这就使得直升机非定常载荷水平增加。
上述这些计算结果与飞行员实际飞行经验相符，表明本发明所建立的方法具有较好的准确性与良好的实用性。
另外，本发明实施例中对于一个着舰过程的模拟周期仅为10天左右，相较于海上试验试飞，本发明能够显著缩短试验周期、节省人力物力、降低风险。
虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (9)

1.一种适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，其特征在于，包括：
步骤1，采用高精度分离涡方式获得高置信度的非定常舰艉流场数据；
步骤2，根据非定常舰艉流场数据，构建用于耦合非定常舰艉流场数据的共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型；
步骤3，将非定常舰艉流场数据耦合到所述共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型中，计算出共轴刚性旋翼直升机的操纵余量和飞行员工作载荷。
2.根据权利要求1所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，其特征在于，所述步骤1包括：
步骤11，根据舰船形状和尺寸，生成预设长、宽、高的矩形计算域网格；
步骤12，将矩形计算域网格的入口边界设定为速度入口条件，并将出口边界设定为压力出口条件；
步骤13，设定舰体为无滑移壁面，并设定海平面及其他计算域表面均设定为滑移壁面；
步骤14，设定舰船表面的边界层网格中第一层网格的厚度均为1mm～2mm，并设定边界层网格增长率为1.05～1.15，从而获取舰船计算模型的总网格数量；
步骤15，根据所述步骤11到步骤14的计算和设定值，采用高精度分离涡方式计算预设时间的非定常舰艉流场数据，以获得稳定的非定常舰艉流场拓扑结构；
步骤16，在获取到稳定的非定常舰艉流场拓扑结构后，计算指定时间的非定常舰艉流场数据，并输出7维的非定常舰艉流场数据。
3.根据权利要求2所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，其特征在于，所述共轴刚性旋翼直升机采用上旋翼和下旋翼同轴、且反转的布局形式；所述步骤2包括：
步骤21，分别确定上旋翼和下旋翼的干扰因子，用于获取定量计算上旋翼和下旋翼之间相互干扰强度；
步骤22，根据所述干扰因子分别确定上旋翼和下旋翼的入流模型，用于表示上旋翼和下旋翼的诱导速度分布；
步骤23，分别确定上旋翼和下旋翼的气动载荷；
步骤24，分别确定上旋翼和下旋翼的挥舞运动模型；
步骤25，分别确定机身、平尾、垂尾和尾桨的气动模型，该气动模型包括气动力和力矩；
步骤26，确定共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型。
4.根据权利要求3所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，其特征在于，所述步骤21包括：
通过滑流理论推到出上旋翼和下旋翼的干扰因子分别为：
δ1＝S′1/Sf(d,χ2)；
δ2＝S′2/Sf(-d,χ1)；
其中，S为旋翼桨盘面积，S′1为上旋翼尾流与下旋翼桨盘的干扰面积，S′2为下旋翼诱导流与上旋翼桨盘的干扰面积，Vx为直升机前飞速度，d为上旋翼与下旋翼的间距，χ1和χ2分别为下旋翼和上旋翼的尾迹倾斜角；
所述步骤22包括：
根据步骤21中的干扰因子，确定出的上旋翼和下旋翼的入流模型分别为：
Figure FDA0003370332440000031
Figure FDA0003370332440000032
其中，r为桨叶微段到桨毂中心距离，R为桨叶半径，K1、K2为诱导速度畸变因子，ψ1，ψ2分别为下旋翼和上旋翼桨叶的相位角。
5.根据权利要求4所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，其特征在于，所述步骤23包括：
将单片桨叶分为多个微段，所述每个微段中心导入非定常舰艉流场数据，以获取每个微段中心的切向速度分量、展向速度分量和法向速度分量，采用各速度分量计算对应的微段气动力，将各微段气动力累加，得到单片桨叶的根部的气动力和力矩；对上旋翼或下旋翼各中各片桨叶的气动力和力矩分别进行求和，分别得到上旋翼或下旋翼的气动载荷。
6.根据权利要求5所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，其特征在于，所述步骤24包括：
a，利用等效铰接式旋翼的一阶刚性挥舞运动来拟合共轴刚性旋翼的一阶弹性挥舞运动；其中，等效挥舞铰偏置量为一阶弹性挥舞振型的外端切线与x轴(桨叶展向)的交点，且要求在等效挥舞铰处施加的约束扭簧刚度为：
Figure FDA0003370332440000033
其中，e为等效挥舞偏置量，Mβ、Iβ分别为桨叶质量静矩和惯性矩，Ω为旋翼转速，ωn为共轴刚性旋翼一阶挥舞频率；
b，根据离心力矩MCF、挥舞惯性力矩MI、气动力矩MA、直升机角速度引起的哥氏力矩MCor、机身角加速度引起的惯性力矩MBA、机身加速度引起的MBL、桨叶重力力矩MR，以及扭簧所产生的力矩MR，在等效挥舞铰处的代数和应为零的要求，建立共轴刚性旋翼的挥舞运动模型。
7.根据权利要求6所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，其特征在于，所述步骤26包括：
a，将所有部件的气动力和力矩在机体重心处进行合成，得到机体坐标系下直升机重心所受的合力及合力矩，并得到得直升机重心移动及其绕重心转动的刚体动力学模型；
b，根据共轴刚性旋翼的挥舞运动模型和刚体动力学模型，得到共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型。
8.根据权利要求7所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，其特征在于，所述上旋翼和下旋翼的每片桨叶的每个微段，以及机身、平尾、垂尾和尾桨分别为一个气动载荷计算点，所述步骤3中通过向各气动载荷计算点导入非定常舰艉流场数据,以模拟非定常舰艉流场对直升机的干扰；所述步骤3具体包括：
步骤31，将桨叶运动一周划分为NP个站位，设定在时刻t0对应的站位，非定常舰艉流场的瞬时速度场为Wgust(t0,uG0,vG0,wG0)；
步骤32，对桨叶的其中一个微段在桨叶坐标系下的坐标为(t0,xb0,yb0,zb0)，则该桨叶微段在机体坐标系下的坐标为：
Figure FDA0003370332440000041
转换为桨叶微段在舰船坐标系下的坐标为：
Figure FDA0003370332440000051
其中，TRb表示桨叶坐标系到旋翼旋转坐标系转换矩阵、THR表示旋翼旋转坐标系到桨毂坐标系转换矩阵、TBH表示桨毂坐标系到机体坐标系转换矩阵、TEB表示机体坐标系到惯性坐标系转换矩阵、TCE表示惯性坐标系到舰船坐标系转换矩阵；(xMR,yMR,zMR)为旋翼桨毂中心坐标；
步骤33，采用距离导数加权方法对步骤1中获取的非定常舰艉流场数据进行插值，得到桨叶微段中心在舰船坐标系下的非定常舰艉流场的扰动速度分量(t0,uGC0,vGC0,wGC0)，将该速度分量转换到桨叶坐标系下，转换后微段中心的瞬时速度分量为：
Figure FDA0003370332440000052
其中，TbR、TRH、THB、TBE以及TEC分别为上述坐标转换矩阵相对应的逆矩阵；
步骤34，重复执行步骤32～步骤33，获取该桨叶上的其他微段的中心的瞬时速度分量；
步骤35，将该桨叶相位角向前推进一个站位、且时间保持不变，重复执行步骤32～步骤34，直至桨叶完成一周的旋转运动，获取该桨叶中每个微段在各个站位下的瞬时速度分量；并将获得的每个瞬时速度分量分别求并分别求平均值，从而获得该时刻下桨盘平面内的平均非定常舰艉流场速度分量为：
Figure FDA0003370332440000061
其中，
Figure FDA0003370332440000062
表示在K站位时桨叶上第I个微段插值得到的瞬时速度分量；所述平均非定常舰艉流场速度分量用于计算共轴刚性旋翼直升机的操纵余量。
9.根据权利要求8所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法，其特征在于，所述步骤3还包括：
步骤36，根据所述步骤34和35的计算结果，获得t0时刻下该桨叶的气动力和力矩，重复执行步骤32～34以获取每个桨叶的气动力和力矩，对所有桨叶的气动力和力矩分别求和，得到t0时刻下整个旋翼的气动力和力矩；
步骤37，将该桨叶相位角向前推进一个站位、且时间向前推进Δt，对该桨叶微段在t0+Δt时刻的非定常舰艉流场数据进行插值，得到桨叶微段中心在时刻t0+Δt的瞬时速度分量；
步骤38，通过重复步骤32～34，以及步骤36～37，得到各桨叶中每个微段各个站位以及各时刻下的瞬时速度分量，从而模拟共轴刚性旋翼在周期运动过程中与湍流涡结构的非定常干扰。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115774903A (zh) * 2023-02-13 2023-03-10 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 直升机旋翼桨盘载荷实时生成方法、装置、设备及介质
CN115901163A (zh) * 2023-03-09 2023-04-04 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机着舰气动特性风洞试验方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1856654A (zh) * 2004-05-08 2006-11-01 全力 立体涡流的制造方法、制造设备及立体涡流飞行器
KR20140140279A (ko) * 2013-05-29 2014-12-09 한국항공우주산업 주식회사 회전익 항공기 미부 공력진동 예측시스템 및 그 제어방법
CN104317980A (zh) * 2014-08-26 2015-01-28 中国直升机设计研究所 一种共轴刚性旋翼气动弹性响应方法
CN108108531A (zh) * 2017-12-03 2018-06-01 中国直升机设计研究所 一种共轴双旋翼直升机地面共振建模方法
CN111881632A (zh) * 2020-07-30 2020-11-03 南京航空航天大学 一种直升机风限图确定方法及系统
CN112036095A (zh) * 2020-08-31 2020-12-04 燕山大学 海上救援直升机的飞行实时仿真方法及其仿真系统

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1856654A (zh) * 2004-05-08 2006-11-01 全力 立体涡流的制造方法、制造设备及立体涡流飞行器
KR20140140279A (ko) * 2013-05-29 2014-12-09 한국항공우주산업 주식회사 회전익 항공기 미부 공력진동 예측시스템 및 그 제어방법
CN104317980A (zh) * 2014-08-26 2015-01-28 中国直升机设计研究所 一种共轴刚性旋翼气动弹性响应方法
CN108108531A (zh) * 2017-12-03 2018-06-01 中国直升机设计研究所 一种共轴双旋翼直升机地面共振建模方法
CN111881632A (zh) * 2020-07-30 2020-11-03 南京航空航天大学 一种直升机风限图确定方法及系统
CN112036095A (zh) * 2020-08-31 2020-12-04 燕山大学 海上救援直升机的飞行实时仿真方法及其仿真系统

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
苏大成;汪正中;吴令华;黄水林: "共轴刚性旋翼直升机着舰飞行特性", 北京航空航天大学学报, no. 004, 15 November 2021 (2021-11-15) *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115774903A (zh) * 2023-02-13 2023-03-10 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 直升机旋翼桨盘载荷实时生成方法、装置、设备及介质
CN115901163A (zh) * 2023-03-09 2023-04-04 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机着舰气动特性风洞试验方法
CN115901163B (zh) * 2023-03-09 2023-06-16 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种直升机着舰气动特性风洞试验方法

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