[发明专利]直升机舰面尾流影响仿真方法

摘要

本发明公开一种直升机舰面尾流影响仿真方法。采用直升机叶素理论给出旋翼桨叶的气动力模型，建立多个坐标系，通过坐标转换，把舰面尾流场对旋翼桨叶气动力的影响计入到计算模型中，建立起直升机舰面尾流场计算分析模型。计算结果表明，该模拟算法建立的舰面尾流模型在尾流响应幅度和尾流影响区域仿真结果上更接近于实际舰面尾流的统计特性,该舰面尾流影响计算模型在直升机着舰的全过程中更接近于实际的着舰情况。该直升机舰面尾流影响计算模型应用在海军直‑8J和直‑9C飞行模拟器上，经过飞行员的试飞，得到了认可，认为模拟程度逼真。并且通过了海军组织的专家评审鉴定和产品定型鉴定。

主权项

一种直升机舰面尾流影响仿真方法，包括以下步骤：1)旋翼桨叶微元段位置的确定设定旋翼桨叶的扭转和操纵线系是刚性的，无弹性变形；建立如下坐标系：地面坐标系ogxgygzg：原点位于舰船质心，xg轴位于地平面内指向正北为正，zg轴位于地平面内指向正东为正，yg轴垂直于地平面指向上为正；舰船坐标系osxsyszs：原点位于舰船质心，xs轴位于舰船对称面内指向船艏方向为正，ys轴位于舰船对称面内垂直于xs轴指向上为正，zs轴垂直于舰船对称面指向右为正；舰船坐标系相对地面坐标系具有横摇、纵摇和艏摇以及在xg、yg、zg三个方向上的平动；直升机牵连舰船坐标系o′sx′sy′sz′s：将舰船坐标系osxsyszs的原点平移至直升机机体质心处，三个坐标轴的方向均与舰船坐标系相同；机体坐标系obxbybzb：原点位于直升机机体质心，xb轴位于直升机对称面内沿机体纵轴指向机头方向为正，yb轴位于直升机对称面内垂直于xb轴指向上为正，zb轴垂直于直升机对称面内指向右为正；机体坐标系相对于地面坐标系具有俯仰、滚转、偏航及沿xg、yg、zg三个方向上的平动；固定桨毂坐标系ohxhyhzh：原点在桨毂中心，跟随直升机机体运动，三个坐标轴的方向均与机体坐标系相同；若不考虑旋翼轴的弹性，那么机体坐标系与固定桨毂坐标系之间没有相对运动；旋转桨毂坐标系orxryrzr：原点在桨毂中心，yr轴与yh轴重合，xr轴和zr轴跟随旋翼转动；旋转桨毂坐标系与固定桨毂坐标系之间存在绕yh轴转速为Ω的相对运动，xr轴和xh轴、zr轴和zh轴之间相差一个方位角ψ；桨叶坐标系opxpypzp：固定于运动桨叶的坐标系，原点位于挥舞/摆振铰处，当量铰外伸量为e，xp轴沿桨叶方向指向外为正，yp轴垂直桨叶平面指向上为正，zp轴垂直于xp轴和yp轴组成的平面指向右为正；桨叶活动坐标系相对旋转桨毂坐标系具有挥舞β和摆振ζ运动，规定向上挥舞、逆时针旋转方向摆振为正；确定桨叶微元段在桨叶坐标系中的位置{xp yp zp}T在桨叶活动坐标系中，桨叶微元段Π(i,j)的位置坐标{xp yp zp}T为：{xp yp zp}T＝{r 0 0}T；式中i为直升机旋翼的桨叶数，j为每个桨叶的分段数，r为沿桨叶方向微元段到桨毂中心的长度；确定桨叶微元段在旋转桨毂坐标系中的位置{xr yr zr}T存在xr方向的当量铰外伸量e，相对于有挥舞角β和摆振角ζ；向上挥舞为正，逆时针旋转方向摆振为正；由桨叶挥舞运动方程求出挥舞角β，由摆振运动方程求出摆振角ζ；则有：xryrzr=cosζcosβ-cosζsinβsinζsinβcosβ0-sinξcosβsinξsinβcosξ·xpypzp+e00;]]>确定桨叶微元段在固定桨毂坐标系中的位置{xh yh zh}T存在绕yh轴转速为Ω的相对运动，由桨叶的转速Ω积分求出桨叶的方位角ψ，规定逆时针旋转方向为正；若旋翼逆时针旋转，ψ＞0；若旋翼顺时针旋转，ψ＜0；则有：xhyhzh=cosψ0-sinψ010sinψ0cosψ·xryrzr;]]>确定桨叶微元段在机体坐标系中的位置{xb yb zb}T固定桨毂坐标系原点相对于机体坐标系原点只在xb方向有距离xc，yb方向有距离h；则有：xbybzb=xhyhzh+xch0;]]>确定桨叶微元段在飞机牵连舰船坐标系中的位置{x′s y′s z′s}T设机体相对于地面坐标系的姿态角为：偏航角ψ1，俯仰角θ1，滚转角舰船相对于地面坐标系的姿态角为：艏摇角ψ2，纵摇角θ2，横滚角则有：以从oz′s逆时针转到ozb为正，以从ox′s逆时针转到oxb为正，以从oxs′逆时针转到oxb为正；确定桨叶微元段在舰船坐标系中的位置{xs ys zs}T设在三个坐标轴方向机体质心与舰船质心之间的距离为：Lx，Ly，Lz；则有：xsyszs=xs′ys′zs′+LxLyLz]]>至此求出桨叶微元段在舰船坐标系中的位置{xs ys zs}T；2)面尾流影响的计算提取旋翼桨叶微元段对应处的舰面尾流风速值{ui vi wi}T尾流场的风速值{ui vi wi}T分为稳态的风速分量值{ui1 vi1 wi1}T和随机的风速分量值{ui2 vi2 wi2}T两部分；{ui vi wi}T＝{ui1 vi1 wi1}T+{ui2 vi2 wi2}T稳态的风速分量值{ui1 vi1 wi1}T采取CFD计算的方式求出；根据舰船与空气间相对速度的大小和方向，求出不同舰船运动状态下的尾流场稳态风速分布值{ui1 vi1 wi1}T，并建立相应的数据库以备程序调用；随机的风速分量值{ui2 vi2 wi2}T采用随机函数进行计算；舰面尾流场的风速值{ui vi wi}T是舰船坐标系下的位置{xs ys zs}T的函数；在直升机着舰过程的实时仿真中，根据实时解算的旋翼桨叶微元段在舰船坐标系中的位置值{xs ys zs}T，求出对应位置处的尾流场风速值{ui vi wi}T；将旋翼桨叶微元段对应处的舰面尾流风速值转换到桨叶活动坐标系首先，求出机体坐标系和固定桨毂坐标系下的尾流场风速值{ub vb wb}T：其次，求出旋转桨毂坐标系下的尾流场风速值{ur vr wr}T：urvrwr=cosψ0sinψ010-sinψ0cosψ·ubvbwb;]]>最后，求出桨叶活动坐标系下的尾流场风速值{up vp wp}T：upvpwp=cosζcosβsinβ-sinξcosβ-cosξsinβcosβsinξsinβsinξ0cosξ·urvrwr;]]>3)计算尾流风速引起的旋翼翼型的迎角增量Δαi式中，r为旋翼微元段到桨毂中心的距离，Ω为桨叶的转速；4)计算旋翼微元段的升力增量dLi和阻力增量dDidLl=12ρCLαΔαi(rΩ)2cAdr]]>dDi=12ρCdi(Δαi2+2α·Δαi)(rΩ)2cAdr]]>式中，cA为翼型弦长，CLα为翼型升力系数斜率，α为翼型迎角，Cdi为翼型诱导阻力系数，ρ为空气密度，r为旋翼微元段到桨毂中心的距离。