CN116150887B

CN116150887B - 一种共轴直升机配平方法

Info

Publication number: CN116150887B
Application number: CN202310142027.3A
Authority: CN
Inventors: 刘淑彦; 张亚军; 田刚印
Original assignee: Beijing Zhz Technology Co ltd
Current assignee: Beijing Zhz Technology Co ltd
Priority date: 2023-02-08
Filing date: 2023-02-08
Publication date: 2023-10-03
Anticipated expiration: 2043-02-08
Also published as: CN116150887A

Abstract

本发明涉及一种共轴直升机配平方法，属于直升机技术领域，解决了传统方法旋翼载荷过大的问题；一种共轴直升机配平方法，综合上旋翼、下旋翼、机身的气动力和重力，得到所有载荷在全机重心处的三力和三矩，即飞行状态下直升机六力素平衡方程；然后增加上旋翼与下旋翼力矩差值，得到两个新的配平方程，与直升机六力素方程组合构成8力素平衡方程，配平方程中的6个操纵量和2个姿态角作为变量；对配平方程进行求解。本发明消除了共轴直升机上下旋翼的相互作用力，大幅降低了桨叶和桨毂结构疲劳载荷，在大速度前飞时，旋翼动载荷可降低50％；本发明方法分别使上下旋翼桨毂俯仰力矩和滚转力矩等值，对结构受载更加有利，降低直升机振动水平。

Description

一种共轴直升机配平方法

技术领域

本发明属于直升机技术领域，具体涉及一种共轴直升机配平方法，可用于共轴直升机飞行载荷计算、降低共轴直升机振动、降低共轴直升机部件动应力的水平。

背景技术

在直升机研发过程中，旋翼载荷的确定是非常重要的一环，直接关系到直升机所有结构部件的强度、疲劳和全机振动水平，也会影响到直升机的寿命、性能和飞行安全，因此直升机旋翼载荷的确定是直升机研发的关键技术之一。

目前国内传统的直升机构型为单旋翼带尾桨直升机，共轴直升机在国内从上世纪90年代才开始研究。相比单旋翼带尾桨直升机，共轴直升机有上下两套旋翼系统，上下旋翼反向旋转来实现扭矩平衡(不再需要尾桨)，共轴直升机在飞行过程中，在半差动操纵(上下旋翼横向和纵向周期变距联动、总距有差动)的情况下上下旋翼会产生相互作用力。

直升机稳定飞行时，重心处三个方向的合力(3个)和合力矩(3个)趋于零，因此常规的配平方法是采用全机六力素平衡方程进行配平。配平量中有4个操纵量：驾驶员总距，驾驶员横向周期变距，驾驶员纵向周期变距，差动总距；2个姿态角：俯仰角和滚转角。平衡方程是非线性方程组，使用Newton-Raphson数值方法进行求解，通过反复迭代，得到满足收敛精度的解时停止迭代。共轴直升机有两个主旋翼：上旋翼和下旋翼，每个旋翼都有总距、纵向周期变距和横向周期变距三个操纵量，共有6个操纵量，操纵系统操纵量是冗余的。选择常规的六力素平衡方程求解，必须消除两个操纵量，而常规做法是令上下旋翼的纵向周期变距相同，横向周期变距相同。这种配平方法中，上下旋翼的俯仰力矩和滚转力矩没有得到严格的限制，存在着对配平无效的相互作用力和力矩。

发明内容

鉴于上述的分析，本发明实施例旨在提供一种共轴直升机配平方法，用以解决常规直升机配平方法所存在的问题。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种共轴直升机配平方法，具体步骤包括：

步骤1，获取直升机六力素M₁：

综合上、下旋翼载荷、机身的气动载荷和重力，得到所有载荷在全机重心处三个方向的合力及合力矩，即直升机六力素M₁，

M₁＝[F_X，F_Y，F_Z，M_X，M_Y，M_Z]；

步骤2，获取直升机配平变量V：

其中θ_o为驾驶员总距，θ_c为驾驶员横向周期变距，θ_s为驾驶员纵向周期变距，θ_p为差动总距，/>为俯仰角，γ为滚转角；

步骤3，建立配平方程：

直升机稳定飞行时，全机重心处的三个方向的合力和合力矩均趋于0，得出稳定飞行状态下直升机平衡方程：

∑F_X＝0，

∑F_Y＝0，

∑F_Z＝0，

∑M_X＝0，

∑M_y＝0，

∑M_z＝0；

步骤4，对配平方程进行求解。

进一步的，还包括步骤3.1；

步骤3.1，增加4个配平变量：

解除上下旋翼纵向、横向周期变距联动，实现全差动操纵，使得控制上、下旋翼周期变距的4个变量，作为独立变量参与配平；

V_Rn＝[θ_R1c，θ_R1s，θ_R2c，θ_R2s]，其中θ_R1c为下旋翼横向周期变距；θ_Rs为下旋翼纵向周期变距；θ_R2c为上旋翼横向周期变距；θ_R2s为上旋翼纵向周期变距。

进一步的，还包括步骤3.2；

步骤3.2，消去V中的θ_c、θ_s，加入V_Rn，得到8个配平变量：

进一步的，还包括步骤3.3；

步骤3.3，增加2个配平方程；

与8个配平变量对应引入另外两个方程，∑Δ(M_xR1-M_xR2)＝0，∑Δ(M_yR1-M_yR2)＝0，最大限度地消除上、下旋翼力和力矩相互作用，引入上、下旋翼滚转力矩差值为零和上、下旋翼俯仰力矩差值为零。

进一步的，还包括步骤3.4；

步骤3.4，得到矩阵M_n：

上下旋翼俯仰力矩和滚转力矩的均值量作为输入量，通过静态微分方程M_n＝D_SX，得到矩阵M_n。

其中，

M_n＝[Δ(M_xR1-M_xR2)，Δ(M_yR1-M_yR2)]，

X＝[M_xR1，M_yR1，M_xR2，M_yR2]。

进一步的，还包括步骤3.5；

步骤3.5，更新配平方程：

通过解除上、下旋翼纵向、横向周期变距联动，引入上、下旋翼滚转力矩差值为零和上、下旋翼俯仰力矩差值为零构成共轴直升机8变量配平方程：

∑F_X＝0，

∑F_Y＝0，

∑F_Z＝0，

∑M_X＝0，

∑M_y＝0，

∑M_z＝0，

∑Δ(M_xR1-M_xR2)＝0，

∑Δ(M_yR1-M_yR2)＝0。

进一步的，步骤1中F_X，F_Y，F_Z为直升机重心处在X，Y，Z三个方向的合力。

进一步的，步骤1中M_X，M_Y，M_z为直升机重心处在X，Y，Z三个方向的合力矩。

进一步的，步骤4中的配平方程使用Newton-Raphson数值方法进行求解。

进一步的，步骤2和步骤3.2中θ_o，θ_c，θ_s，θ_p，θ_R1c，θ_R1s，θ_R2c，θ_R2s，均与旋翼载荷相关，其中θ_R1c，θ_R1s，为单独操纵下旋翼的周期操纵量，θ_R2c，θ_R2s为单独操纵上旋翼的周期操纵量，θ，γ与机身气动载荷有关。

上述技术方案的有益效果如下：

1.从上、下旋翼俯仰和滚转力矩、桨叶根部挥舞弯矩等方面对常规方法和本发明方法结果进行对比：本发明通过新的配平方法，使旋翼俯仰和滚转力矩以及桨叶挥舞弯矩大大降低,尤其是影响结构疲劳的动载，在大速度前飞的情况下，可降低约50％。

2.本发明方法上、下旋翼桨毂俯仰力矩和滚转力矩比较均匀，对结构受载更加有利，降低了直升机振动水平，为直升机减重及性能提升提供了很大空间。

依据本发明的思路，还可以使用上下旋翼桨毂中心除俯仰力矩和滚转力矩外的其他力素，以及以某种加权方式对上下旋翼力素进行组合来形成两个补充方程，这两个补充方程与原六力素平衡方程联立，构成由8个方程组成的配平方程组。

本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1为常规配平方法流程图。

图2为本发明共轴直升机配平方法的配平方法流程图。

图3为下旋翼桨毂中心处滚转力矩在不同配平方法下的对比图。

图4为下旋翼桨毂中心处俯仰力矩在不同配平方法下的对比图。

图5为上旋翼桨毂中心处滚转力矩在不同配平方法下的对比图。

图6为上旋翼桨毂中心处俯仰力矩在不同配平方法下的对比图。

图7为下旋翼桨根处挥舞力矩在不同配平方法下的对比图。

图8为上旋翼桨根处挥舞力矩在不同配平方法下的对比图。

图9为本发明共轴直升机配平方法的流程图。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本申请一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。

实施例1

如图1所示为常规6自由度配平方法流程图。

本发明的一个具体实施例，公开了一种共轴直升机配平方法，如图2和图9所示，具体步骤包括：

步骤1，获取直升机六力素M₁：

综合上、下旋翼载荷、机身的气动载荷和重力，得到所有载荷在全机重心处的三个方向的合力及合力矩，即直升机六力素M₁，

M₁＝[F_X，F_Y，F_Z，M_X，M_Y，M_Z]，

F_X，F_Y，F_Z为直升机重心处在X，Y，Z三个方向的合力，M_X，M_Y，M_Z为直升机重心处在X，Y，Z三个方向的合力矩；

步骤2，获取直升机配平变量V：

其中θ_o为驾驶员总距，θ_c为驾驶员横向周期变距，θ_s为驾驶员纵向周期变距，θ_p为差动总距，均与旋翼载荷相关；/>为俯仰角，γ为滚转角，与机身气动载荷相关；

步骤3，建立配平方程：

∑F_X＝0，

∑F_Y＝0，

∑F_Z＝0，

∑M_X＝0，

∑M_y＝0，

∑M_z＝0；

步骤3.1，增加4个配平变量：

V_Rn＝[θ_R1c，θ_R1s，θ_R2c，θ_R2s]，其中θ_R1c为下旋翼横向周期变距；θ_R1s为下旋翼纵向周期变距；θ_R2c为上旋翼横向周期变距；θ_R2s为上旋翼纵向周期变距。

将上、下旋翼横向周期变距和纵向周期变距分开，成为4个独立的配平变量。

步骤3.2，消去V中的θ_c、θ_s，加入V_Rn，得到8个配平变量：

针对共轴直升机构型和操纵特点，将共轴直升机下旋翼和上旋翼周期变距操纵分开，分别为下旋翼横向周期变距θ_R1c，下旋翼纵向周期变距θ_R1s，上旋翼横向周期变距θ_R2c，上旋翼纵向周期变距θ_R2s，取代控制上下旋翼周期变距操纵的驾驶员横向周期变距θ_c和驾驶员纵向周期变距θ_s。加上驾驶员总距θ₀，差动总距θ_p，俯仰角θ，滚转角γ，此时配平变量变成了8个：

步骤3.3，增加2个配平方程；

保留常规6自由度配平方程，即旋翼载荷、机身气动载荷和重力，到全机重心处的3个合力[F_x，F_y，F_z]和3个合力矩[M_x，M_y，M_z]均趋于零，构成6个平衡方程。在此基础上，使上、下旋翼滚转力矩差值，上、下旋翼俯仰力矩差值也趋于零，增加两个平衡方程[Δ(M_xR1-M_xR2)，Δ(M_yR1-M_yR2)]，此时平衡方程也变成了8个：M＝[F_x，F_y，F_z，M_x，M_y，M_z，Δ(M_xR1-M_xR2)，Δ(M_yR1-M_yR2)]。

步骤3.4，得到矩阵M_n：

上、下旋翼俯仰力矩和滚转力矩的均值量作为输入量，通过静态微分方程M_n＝D_SX，得到矩阵M_n

其中，

M_n＝[Δ(M_xR1-M_xR2)，Δ(M_yR1-M_yR2)]，

X＝[M_xR1，M_yR1，M_xR2，M_yR2]。

步骤3.5，更新配平方程：

引入上、下旋翼滚转力矩差值为零和上、下旋翼俯仰力矩差值为零构成了共轴直升机8变量配平方程；

∑F_X＝0，

∑F_Y＝0，

∑F_Z＝0，

∑M_X＝0，

∑M_y＝0，

∑M_z＝0，

∑Δ(M_xR1-M_xR2)＝0，

∑Δ(M_yR1-M_yR2)＝0。

满足整机重心处3个合力和3个合力矩均趋于零的前提下，增加上、下旋翼滚转力矩差值，上、下旋翼俯仰力矩差值趋于零两个约束条件。

配平方程由6个变成了8个，配平变量也变成了8个，对配平方程进行求解。

步骤4，对配平方程进行求解。

配平方程变成8力素，方程是非线性方程组。对于共轴直升机构型，操纵量是冗余的，方程的解不是唯一的，因此常规配平方法得到的解也不是最优的，本发明中同时使上下旋翼周期变距直接参与配平求解，以上下旋翼滚转力矩和俯仰力矩等值作为配平目标，会得到一组在所有平衡解中旋翼载荷中最小的配平解。

优选的，步骤4使用Newton-Raphson数值方法进行求解。

本发明针对共轴构型直升机的操纵和控制特点，对直升机飞行载荷计算中常规的配平方法进行改进，从设计和工程应用的角度，通过控制算法，将上下旋翼的操纵量分开，引入上下旋翼滚转力矩差值和俯仰力矩差值均为零的平衡方程，将常规6自由度配平方法变为8自由度配平方法。应用此方法，在满足共轴直升机稳定飞行的配平条件下，有效地消除了上下旋翼力和力矩的相互作用，对提高桨叶疲劳寿命和降低直升机振动均有明显效果。

本例中针对一种无铰式旋翼构型的共轴直升机，采用本发明的配平方法进行旋翼载荷计算。所采用的旋翼上下各2片桨叶，转速580r/min，飞行速度50m/s。这里将本发明提出的配平方法与常规的配平方法得到的旋翼载荷进行对比分析，反映本发明的方法的效果。

如表1、图3-图6所示，显示了上旋旋翼桨毂中心处滚转力矩和俯仰力矩对比结果，图7-图8给出桨根处上下旋翼挥舞力矩的对比，通过本发明的配平方法，分别使旋翼桨毂中心载荷和桨叶根部挥舞载荷大大降低，尤其是影响结构疲劳的动载，在大速度前飞的情况下，可降低约50％。其中表1中虽然下旋翼桨毂俯仰力矩常规方法比本发明方法均值低，但对于共轴直升机，常规方法上下旋翼桨毂俯仰力矩均值相差比较大，而本发明方法上下旋翼桨毂俯仰力矩均值比较均匀，这样对结构受载更加有利。

表1桨毂中心力矩对比(50m/s前飞速度)

表2为常规方法与本发明方法下机体振动水平对比。表2中显示，在不同飞行工况及飞行速度下，本发明方法可显著降低机体振动水平。

表2机体振动水平对比

通过本发明配平方法，可降低旋翼载荷，尤其是影响结构件寿命的动载，从而可提高直升机关键结构件的寿命，降低直升机振动水平，为直升机减重及性能提升提供了很大空间。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，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。

Claims

1.一种共轴直升机配平方法，具体步骤包括：

步骤1，获取直升机六力素M₁：

M₁＝[F_X,F_Y,F_Z,M_X,M_Y,M_Z]，其中F_X,F_Y,F_Z为直升机重心处在X,Y,Z三个方向的合力，M_X,M_Y,M_Z为直升机重心处在X,Y,Z三个方向的合力矩；

步骤2，获取直升机配平变量V：

步骤3，建立配平方程：

直升机稳定飞行时，全机重心处三个方向的合力和合力矩均趋于0，得出稳定飞行状态下直升机平衡方程：

∑F_X＝0，

∑F_Y＝0，

∑F_Z＝0，

∑M_X＝0，

∑M_y＝0，

∑M_z＝0；

步骤3.1，增加4个配平变量:

V_Rn＝[θ_R1c,θ_R1s,θ_R2c,θ_R2s],其中θ_R1c为下旋翼横向周期变距；θ_R1s为下旋翼纵向周期变距；θ_R2c为上旋翼横向周期变距；θ_R2s为上旋翼纵向周期变距；

步骤3.2，消去V中的θ_c、θ_s，加入V_Rn，得到8个配平变量：

步骤3.3，增加2个配平方程；

与8个配平变量对应引入另外两个方程，∑Δ(M_xR1-M_xR2)＝0，∑Δ(M_yR1-M_yR2)＝0，最大限度地消除上、下旋翼力和力矩相互作用，引入上、下旋翼滚转力矩差值为零和上、下旋翼俯仰力矩差值为零，其中上旋翼滚转力矩为M_xR1，下旋翼滚转力矩为M_xR2，上旋翼俯仰力矩为M_yR1，下旋翼俯仰力矩为M_yR2；

步骤3.4，得到矩阵M_n：

上下旋翼俯仰力矩和滚转力矩的均值量作为输入量，通过静态微分方程M_n＝D_SX，得到矩阵M_n；

其中,

M_n＝[Δ(M_xR1-M_xR2),Δ(M_yR1-M_yR2)],

X＝[M_xR1,M_yR1,M_xR2,M_yR2]；

步骤3.5，更新配平方程：

引入上、下旋翼滚转力矩差值为零和上、下旋翼俯仰力矩差值为零构成共轴直升机8变量配平方程：

∑F_X＝0，

∑F_Y＝0，

∑F_Z＝0，

∑M_X＝0，

∑M_y＝0，

∑M_z＝0，

∑Δ(M_xR1-M_xR2)＝0，

∑Δ(M_yR1-M_yR2)＝0；

步骤4，对配平方程进行求解。

2.根据权利要求1所述的一种共轴直升机配平方法，其特征在于，步骤4中的配平方程使用Newton-Raphson数值方法进行求解。