[发明专利]一种直升机飞行姿态预测方法

说明书

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。

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：

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。

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：