[发明专利]一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法

摘要

本发明一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法属于直升机试飞技术领域。本发明是直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法。建立了直升机主旋翼气动力模型，对遗传算法进行了深入的研究，并编制了直升机气动模型验证程序。用直升机的试飞数据对直升机主旋翼气动模型进行了验模。对气动模型中的未知参数进行了确认，得到了主旋翼气动模型。并利用验证后的气动模型对主旋翼气动导数进行了计算，得到了较为理想的结果。

主权项

1.一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法，所述方法包括以下步骤：步骤1：建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型：(1)首先建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型、侧向力模型以及后向力模型；单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型为：单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的侧向力模型为：单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的后向力模型为：(2)建立垂直飞行状态单旋翼带尾桨直升机旋翼功率系数气动模型，表示为：步骤2：利用试飞数据对单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动导数进行计算：(1)确定要计算的气动参数，k：叶端损失系数J0：诱导功率损失系数Kp0：型阻功率损失系数Cx：旋翼型阻系数(2)利用采集到的试飞数据，采用遗传算法对单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型进行试飞验证，确定上述气动参数；将采集到的试飞数据输入公式(1)至公式(4)，利用遗传算法计算出上述气动参数；给出一组待验证参数的初始种群以及实测数据代入到模型之中，计算出直升机垂直飞行状态的旋翼需用功率，把计算的需用功率与实测功率进行比较，如果差值大于预期，引入遗传算子对待验证参数的数值进行修改调整，再代入在模型中进行计算、比较，如此循环迭代直到差值满足预期，对应的参数即为针对具体直升机型号的气动参数；(3)利用所建立的公式(1)至公式(4)可以对直升机速度及角速度进行求导，随后把步骤2中获得的气动参数带入，即可获得直升机垂直飞行状态旋翼气动导数；其中，公式(1)、公式(2)、公式(3)、公式(4)中的参数含义如下：C_T为旋翼拉力系数,k为叶端损失系数,a_∞为桨叶升力线斜率,σ为旋翼实度,μ为前进比,θ₀为桨叶根部安装角,θ₁为桨叶扭度,为桨叶平均诱导速度,λ₀为旋翼流入比,B₁为纵向周期变距,C_x为旋翼型阻系数,a_1s为旋翼后倒角,b_1s为旋翼侧倒角,a₀为旋翼锥度角,A₁为横向周期变距,M_k为旋翼功率系数,J₀为诱导功率损失系数,K_p0为型阻功率损失系数。