一种针对复合推力构型直升机的升力分配方法及系统与流程

本发明涉及直升机领域，特别是涉及一种针对复合推力构型直升机的升力分配方法。
背景技术：
：旋翼/机翼复合推力构型直升机，其构型直升机如图1所示，在不同飞行状态下，旋翼和机翼所承担的升力配比极大的影响着全机的需用功率。在垂直起降、悬停移动飞行时，旋翼在发动机带动下作主升力面和姿态操纵面，前飞过渡飞行时，随着飞行速度增加，机翼逐步产生升力，为旋翼卸载，同时降低旋翼的总距和桨盘迎角，待达到一定速度时，旋翼转速降低，直至高速前飞模式下的设定值。它具有旋翼和固定翼两套升力系统以及相应的操纵机构。在垂直起降，悬停和低速飞行状态下，通过总距，横纵向周期变距操纵。在高速飞行状态下，通过副翼，升降舵和螺旋桨桨距操纵。这样既发挥了直升机在垂直起降，悬停，低速下的良好气动特性，又同时具备了固定翼飞机在高速状态的高升阻比特性。相比与普通单旋翼带尾桨直升机，旋翼/机翼复合推力构型直升机在其前飞时存在两个部件提供升力，而它们之间各自承担的升力占比则极大的影响着全机的需用功率。所以，研究它们之间的升力配比关系从而得出有效的旋翼/机翼升力配比规律是十分必要的。技术实现要素：本发明的目的是提供一种能够解决针对复合推力构型直升机旋翼和机翼在不同飞行状态下升力分配问题的方法及系统，从而为该类型直升机建立飞行动力学模型提供相应的约束条件。为实现上述目的，本发明提供了如下方案：一种针对复合推力构型直升机的升力分配方法，所述方法包括：获取复合推力构型直升机的相关几何参数和工作参数；确定当前直升机的前飞速度，速度范围为0～167m/s；确定当前速度下，旋翼和机翼分别可以产生的最大升力，设全机重量为g，则此时的升力范围以g的百分数表示；输出满足升力配比的升力范围0≤k1～k2≤1；令k＝k1；利用lrotor＝g·(1-k),得到旋翼承担的升力；利用lwing＝g·k得到机翼承担的升力；根据直升机旋翼功率计算方法和直升机前飞速度计算旋翼需用功率；由旋翼需用功率得到旋翼反扭矩；由机翼承担的升力和直升机前飞速度计算此时机身和机翼前飞时产生的阻力及其迎角；由机身和机翼前飞时产生的阻力和旋翼的反扭矩得到此时螺旋桨共同作用产生的前向拉力；根据动量叶素理论方法计算螺旋桨的需用功率；根据旋翼需用功率及螺旋桨需用功率得到复合推力构型在此状态下的总功率；将上述流程得到的功率输入该速度下的功率库；以其升力分配量作为优化变量，需用功率最小作为优化目标；当上述计算过程中k＝k2，则结束运算；通过穷举法中的顺序列举，找到全机需用功率最小点所对应的升力配比值从而优化算法，获得所述目标函数的最优解；所述最优解为功率库中最小功率值所对应的机身迎角及其值。根据此时的功率值找到相应的k值；该k值即为该速度下旋翼和机翼的升力配比值；根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：应用本发明可以较为快速便捷的解决复合推力构型直升机在不同飞行状态下的升力配比问题，并且所适用的构型范围包括但不限于如图1所示的构型。应用本发明验证了该类构型直升机在悬停或低速前飞时，旋翼提供大部分升力，随着飞行速度的增加，旋翼逐步卸载，机翼逐步承载，在50m/s左右时，旋翼和机翼各自承担一半的升力，然后机翼承担升力的比重继续增加，而旋翼承担升力的比重继续减小。前飞速度超过100m/s时，旋翼只承担了5％的升力，而机翼承担了约95％的升力。附图说明为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1为本发明所适用但不限于的复合推力构型直升机三视图；图2为本发明对复合推力构型直升机升力分配的优化流程图；图3为本发明得到的优化结果中不同飞行速度下旋翼和螺旋桨的需用功率对比图；图4为本发明得到的优化结果，即不同飞行速度下旋翼和机翼的升力配比；图5为本发明得到的优化结果中，不同飞行状态下机身的迎角；图6为本发明对复合推力构型直升机升力分配的系统的结构示意图；具体实施方式下面将结合本发明实施例中的附图，本对发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。为使本发明的上述目的、特征和有点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。图2为本发明对复合推力构型直升机升力分配的优化流程图。如图2所示，所述方法包括：步骤01：获取直升机的几何及工作参数。直升机的总体参数包括：，因此，依次获得直升机的相关几何及工作参数。项目/单位数值项目/单位数值起飞重量5000kg旋翼直径10.4m机翼展长8.8m桨叶片数4机翼面积8.82m2旋翼实度0.082螺旋桨直径2.0m旋翼转速367.5/257.2rpm螺旋桨转速2200rpm步骤02：确定当前直升机的前飞速度，速度范围为0～167m/s；步骤03：确定当前速度下，旋翼和机翼分别可以产生的最大升力，设全机重量为g，则此时的升力范围以g的百分数表示；步骤04：输出满足升力配比的升力范围0≤k1～k2≤1；令k＝k1；步骤05：利用lrotor＝g·(1-k),得到旋翼承担的升力；利用lwing＝g·k得到机翼承担的升力；步骤06：根据直升机旋翼功率计算方法和直升机前飞速度计算旋翼需用功率；步骤07：由旋翼需用功率得到旋翼反扭矩；步骤08：由机翼承担的升力和直升机前飞速度计算此时机身和机翼前飞时产生的阻力及其迎角；步骤09：由机身和机翼前飞时产生的阻力和旋翼的反扭矩得到此时螺旋桨共同作用产生的前向拉力；步骤10：根据动量叶素理论方法计算螺旋桨的需用功率；步骤11：根据旋翼需用功率及螺旋桨需用功率得到复合推力构型在此状态下的总功率；步骤12：将上述流程得到的功率输入该速度下的功率库；步骤13：以其升力分配量作为优化变量，需用功率最小作为优化目标；当上述计算过程中k＝k2，则结束运算；步骤14：找到此时功率库中的最小功率值，并输出其相应的机身迎角；根据此时的功率值找到相应的k值；该k值即为该速度下旋翼和机翼的升力配比值。图1为本发明所适用但不限于的复合推力构型直升机三视图，图中有该直升机的部分尺寸标注；图2为本发明对复合推力构型直升机升力分配的优化流程图；图3为本发明得到的优化结果中不同飞行速度下旋翼和螺旋桨的需用功率对比图；图4为本发明得到的优化结果，即不同飞行速度下旋翼和机翼的升力配比值，速度范围为0～167m/s；图5为本发明得到的优化结果中，不同飞行状态下机身的迎角；图6为本发明对复合推力构型直升机升力分配的系统的结构示意图，所述结构包括：参数获取和前飞速度输入模块601，用于获取直升机相关几何及其工作参数同时确定系统所输入的前飞速度；升力范围约束模块602，用于确定在该状态下旋翼和机翼的升力范围，同时对下一模块输出该升力范围；升力求解模块603，用于求解该状态下旋翼和机翼分别承担的升力；旋翼需用功率计算模块604，用于根据旋翼承担的升力，计算此时旋翼所消耗的功率；螺旋桨需用功率计算模块605，用于根据机身和机翼的前飞阻力及其相应迎角和平衡旋翼反扭矩所需的螺旋桨拉力，计算此时螺旋桨所消耗的功率；功率库模块606，用于收集不同值下旋翼和螺旋桨的功率；最小功率值判定模块607，用于确定所有值中全机功率最小时所对应的值；升力配比值输出模块608，用于输出全机功率最小时所对应的k值，即此时系统确定的升力配比值。本发明的优点在于：(1)应用本发明可以较为快速便捷的解决复合推力构型直升机在不同飞行状态下的升力配比问题，并且所适用的构型范围包括但不限于如图1所示的构型。(2)应用本发明验证了该类构型直升机在悬停或低速前飞时，旋翼提供大部分升力，随着飞行速度的增加，旋翼逐步卸载，机翼逐步承载，在50m/s左右时，旋翼和机翼各自承担一半的升力，然后机翼承担升力的比重继续增加，而旋翼承担升力的比重继续减小。前飞速度超过100m/s时，旋翼只承担了5％的升力，而机翼承担了约95％的升力。与现有技术相比，本发明根据复合推力构型直升机的特点，以寻求不同飞行状态下的全机需用功率最小值为目标，通过功率最小这一优化目标确定该状态下旋翼/机翼的升力配比，从而解决了旋翼/机翼复合推力构型直升机在稳态飞行状态的旋翼和机翼各自承担的升力如何分配的问题。本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相似部分互相参见即可。对于实施例公开的系统而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。当前第1页12