一种考虑全机气动干扰的直升机飞行特性计算方法

文档序号:9708512
一种考虑全机气动干扰的直升机飞行特性计算方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及直升机总体设计技术领域,具体涉及一种考虑全机气动干扰的直升机 飞行特性计算方法,可以应用于直升机概念和初步设计阶段的直升机气动布局设计过程中 飞行性能和飞行品质计算分析。
【背景技术】
[0002] 直升机全机气动布局设计是总体设计中的主要内容之一,它包括直升机各部件的 气动外形、参数和相对位置的确定。直升机是否具有良好的飞行特性(包括配平特性、稳定 性、操纵性及飞行性能等)在很大程度上决定于气动布局,因此气动布局设计在直升机总体 设计中处于核心地位,而气动布局设计过程中飞行特性的准确计算是关键。由于直升机气 动布局紧凑,机身、尾翼等处于旋翼尾流当中,气动干扰问题严重,对直升机的飞行特性具 有重要影响,因此为获得最佳气动布局,在飞行特性计算中必须考虑各部件之间的气动干 扰。
[0003] 现有考虑气动干扰的直升机飞行特性计算方法主要分为两类,第一类为目前主要 采用的方法。第一类方法先通过组合部件风洞试验确定气动干扰因子,然后在计算机身、尾 翼等部件气动力时利用试验获得的干扰因子计入干扰速度的影响。该类方法的主要缺点在 于:
[0004] (1)依赖于风洞试验,效率低、经济性差。直升机气动干扰与许多飞行状态参数密 切相关,必须进行大量不同状态的试验;其次,在迭代设计过程中直升机气动布局可能不断 变化,需进行各种变布局的风洞试验,而风洞试验本身周期长,费用高,因此这类计算方法 效率低、经济性差。
[0005] (2)依赖于经验公式,难以包括所有飞行状态,人为因素较大。直升机气动干扰与 许多飞行状态参数密切相关,如飞行重量、高度、空速、姿态、旋翼桨盘角度等等,而风洞试 验状态并不能覆盖所有飞行状态,因此通常的方法是利用试验数据根据人为经验建立气动 干扰因子与飞行状态参数的函数关系,进而再应用于飞行特性计算中。
[0006] 第二类方法是采用旋翼固定或自由尾迹模型计算旋翼尾迹对各部件的气动干扰 因子,进而在机身、尾翼等部件气动力计算时考虑旋翼的干扰作用。这类方法的主要缺点是 气动干扰计算精度差,主要原因在于:
[0007] (1)旋翼尾迹模型基于势流理论,忽略粘性耗散,人为设定参数对结果影响大,如 祸核半径等。
[0008] (2)只考虑旋翼尾流对其它部件的单向干扰作用,未考虑全机气动干扰,即所有气 动部件及尾流的相互干扰作用。
[0009] 另外,现有的直升机计算流体力学(CFD)数值计算方法尽管可较准确的计算各部 件之间的气动干扰,但是由于直升机全机气动外形复杂、运动部件较多、涡流特征显著,CFD 计算方法依赖于大规模、精细的、分块的复杂网格系统和各种尾涡捕捉方法,计算量巨大, 即使采用大规模并行计算方法,其计算周期仍以周甚至月为度量单位,难以满足日常工程 设计中飞行特性计算的需求。

【发明内容】

[0010] 本发明的目的是为了解决直升机气动布局工程设计中现有的飞行特性计算方法 的不足,提出了一种不依赖于气动干扰风洞试验数据,且计算效率和精度较高的直升机飞 行特性计算方法。
[0011] 本发明的方法采用基于涡面元法和粘性涡粒子法的直升机全机气动干扰计算模 型(为简化描述,本发明后续部分将该模型简称为直升机全机气动干扰计算模型),进行直 升机全机干扰流场计算。直升机全机气动干扰计算模型中包括了多极展开和涡元重构两种 加速技术提高计算效率,同时解决了直升机全机干扰流场计算效率和精度问题。将直升机 全机气动干扰计算模型与直升机飞行动力学模型耦合,建立耦合计算方法,形成了 一套彻 底摆脱气动干扰风洞试验的高效高精度飞行特性计算方法,从而达到提高直升机飞行特性 计算精度,缩短气动布局设计周期的目的。
[0012] 本发明的一种考虑全机气动干扰的直升机飞行特性计算方法,通过如下步骤实 现:
[0013] 11)数据准备:对直升机各孤立部件三维几何模型物面进行网格划分(物面网格为 三角形或四边形平面网格),导出各孤立部件网格单元节点坐标信息数据表,制作直升机设 计参数以及孤立部件气动特性数据表,设定直升机稳定飞行状态参数;
[0014] 12)数据输入:将直升机设计参数数据表和孤立部件气动特性数据表输入直升机 飞行动力学模型,将各孤立部件网格单元节点坐标信息数据表输入直升机全机气动干扰计 算模型;
[0015] 13)耦合气动干扰的直升机配平计算:首先进行直升机飞行动力学模型配平计算 输出配平值,将配平值传递给直升机全机气动干扰计算模型,然后进行直升机全机气动干 扰计算模型配平计算,并将直升机全机气动干扰计算模型配平计算输出的旋翼和尾桨桨盘 诱导速度分布、各部件受到其它部件干扰速度量传递给直升机飞行动力学模型,重复上述 计算过程,直到直升机飞行动力学模型配平计算输出的配平值收敛,得到直升机稳定飞行 状态配平值;
[0016] 14)耦合气动干扰的直升机操纵响应计算:根据步骤13)输出的配平值对直升机飞 行动力学模型和直升机全机气动干扰计算模型进行初始化,设定操纵响应计算时间、时间 步长以及直升机操纵输入变化量时间历程,首先进行1个时间步的直升机飞行动力学模型 时间积分,将时间积分得到的直升机运动状态量信息传递给直升机全机气动干扰计算模 型,然后进行直升机全机气动干扰计算模型时间积分,将全机气动干扰计算模型时间积分 后输出的旋翼和尾桨桨盘诱导速度分布、各部件受到其它部件干扰速度量传递给直升机飞 行动力学模型,重复上述操纵响应计算过程,直到达到设定的计算时间,得到直升机的操纵 响应;
[0017] 15)耦合气动干扰的直升机稳定性计算:根据步骤13)输出的配平值对直升机飞行 动力学模型和直升机全机气动干扰计算模型进行初始化,设定直升机运动状态量和操纵输 入量的小扰动量,采用数值差分求导的方法,对直升机飞行动力学模型进行线化,获得直升 机气动导数矩阵和操纵导数矩阵,对直升机气动导数矩阵进行特征值和特征向量计算,得 到直升机各运动模态的稳定根。
[0018] 作为上述技术方案的进一步改进,所述步骤13)耦合气动干扰的直升机配平计算 具体过程为:
[0019] 43)配平初值计算:将直升机稳定飞行状态参数输入直升机飞行动力学模型,进 行稳定飞行配平计算,输出配平初值;
[0020] 44)全机气动干扰计算模型配平计算:将步骤43)输出的配平初值或步骤45)输出 的配平值输入直升机全机气动干扰计算模型,进行全机气动干扰计算模型配平计算,输出 旋翼和尾桨桨盘诱导入流分布、各部件受到其它部件干扰速度量;
[0021] 45)飞行动力学模型配平计算:将步骤44)输出旋翼和尾桨桨盘诱导入流分布和各 部件受到其它部件干扰速度量输入直升机飞行动力学模型,进行稳定飞行配平计算,输出 配平值;
[0022] 46)耦合配平计算收敛判断:若步骤45)仅执行过一次,计算步骤43)输出的配平初 值与步骤45)输出的配平值之间的相对残差值,若步骤45)执行次数大于1,计算前后两次步 骤45)输出配平值之间的相对残差值,当相对残差值大于某小量(通常设定为10-3量级),配 平计算未收敛,重复所述步骤44)和45),当相对残差值小于等于某小量,配平计算已收敛, 执行步骤47);
[0023] 47)耦合配平计算结果输出:输出最后一次执行步骤45)配平值和最后一次执行步 骤44)过程中各部件涡面元强度、各部件尾迹结构中涡粒子位置和强度数据信息以及旋翼 和尾桨桨盘诱导入流分布、各部件受到其它部件干扰速度量,耦合气动干扰的直升机配平 计算结束。
[0024] 作为上述技术方案的进一步改进,所述步骤14)耦合气动干扰的直升机操纵响应 计算具体过程为:
[0025] 52)耦合配平计算:执行耦合气动干扰的直升机配平计算方法所有步骤,即步骤 41)~步骤46),直到耦合气动干扰的直升机配平计算结束;
[0026] 53)初始化一:将步骤52)输出的配平值转化为直升机飞行动力学模型中各状态量 和操纵输入量的初始值,将步骤52)输出的旋翼和尾桨桨盘诱导入流分布、各部件受到其它 部件干扰速度量输入直升机飞行动力学模型,设定当前时刻t = 0,完成直升机飞行动力学 模型初始化;
[0027] 54)初始化二:将步骤52)输出的配平值、各部件涡面元强度、各部件尾迹结构中涡 粒
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