[发明专利]一种直升机飞行姿态预测方法

权利要求书

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。

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。

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，所述定义干扰强度系数，表示为：

其中v_i0为桨尖轨迹平面的诱导速度，v_i为气动面气动中心处的因气动干扰导致的诱导速度。

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。

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，所述计算直升机尾迹角，表示为：

其中v_y，v_i0分别为垂直桨尖轨迹平面的自由流速度和诱导速度，v_x为平行于桨尖轨迹平面的自由流速度。

6.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(x_C，y_C)，判断气动中心的相对站位。

7.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。

8.一种计算机，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7中任一权利要求所述方法的步骤。

9.一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7中任一权利要求所述方法的步骤。