一种针对复合推力构型直升机的两侧推进螺旋桨优化方法与流程

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两侧推进螺旋桨优化方法。
背景技术：
：旋翼/机翼复合推力构型直升机，该构型直升机如图1所示。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。该构型直升机螺旋桨的功能是提供直升机的前向拉力，平衡主旋翼的反扭矩以及差动操纵控制航向运动。通过纵向通道配平研究，发现在悬停和低速阶段，一侧螺旋桨的拉力为负值，另一侧为正值，随着前飞速度的增加，两侧螺旋桨拉力均为正值，但是初始拉力为负值的螺旋桨，由于拉力变化幅度大，依靠常规经验设计的螺旋桨效率较低，大速度前飞状态下的效率基本上只维持在40％左右，单个螺旋桨需用功率过大。该型式螺旋桨的特点是产生拉力的变化幅度范围大，需要同时满足不同工况下拉力的需求，所以有必要针对螺旋桨进行气动优化设计。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两侧推进螺旋桨工作效率较低问题的方法及系统，以提高该构型直升机两侧推进螺旋桨的工作效率，从而进一步提升其飞行性能。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两侧推进螺旋桨的几何参数优化方法，所述方法包括：获取复合推力构型直升机两侧推进螺旋桨的相关几何参数和工作参数；建立螺旋桨气动设计优化模型，该模型包括：201)确定优化模型中的优化变量，螺旋桨气动设计优化变量包括转速、螺距、实度和梢根比。202)确定优化模型中的优化目标，优化目标为：以螺旋桨工作效率最高。在方法设计时，以悬停状态、巡航速度和最大前飞速度下三个点螺旋桨工作效率最大作为目标函数，给每个状态点分配一权重系数。其中，悬停状态为0.3，巡航速度状态为0.5，最大前飞速度状态为0.2。203)在模型中设置两个约束条件，其一为拉力需求条件，机体两侧的螺旋桨需要满足各自前向拉力的需求。其二为反扭矩需求条件，螺旋桨产生的合力矩需要满足旋翼反扭矩的需要。优化方法：301)确定螺旋桨几何参数；螺旋桨直径的确定方法为:其中，mar,k表示桨尖马赫数临界值，v表示前飞速度，ns表示螺旋桨转速。通过设定桨尖马赫数的要求，求出螺旋桨直径。螺旋桨桨叶数目的确定由所需要的气动特性、效率及实度决定。桨叶翼型要求叶素必须在尽量大的速度范围和攻角范围内都有较高的升阻比和较稳定的气动力。桨叶平面形状对于大功率发动机带动的高速螺旋桨，根据气流特征，从而更好地吸收发动机功率，会采用矩形或扇形桨叶。螺旋桨的螺距根据实际模型中由力的平衡为基础，计算后给出。考虑到两个螺旋桨的拉力之和，提供前向拉力，两个螺旋桨的拉力之差，产生的力矩平衡旋翼反扭矩，故两个螺旋桨的螺距设定应不同。在悬停和低速阶段，一侧螺旋桨的拉力为负值，另一侧为正值，随着前飞速度的增加，两侧螺旋桨拉力均为正值。初步给定的螺旋桨几何参数如表1所示：表1项目数值直径(m)2.0转速(rpm)2200翼型clarky桨叶片数4-6安装角(总距)可变右侧螺旋桨螺距(inch)60左侧螺旋桨螺距(inch)20桨叶实度0.191梢根比1弦长b(m)0.1302)建立螺旋桨气动力模型：螺旋桨气动力建模：旋翼为右旋，悬停状态左侧螺旋桨提供正拉力，右侧螺旋桨提供负拉力以平衡反扭矩。螺旋桨气动力计算采用动量-叶素组合理论。根据所求的螺旋桨前向拉力求出此时的左右螺旋桨的桨矩，并根据桨矩求出两个螺旋桨的扭矩。303)通过引入pointer算法，针对304)悬停状态螺旋桨的需用功率、305)巡航状态螺旋桨的需用功率以及306)最大平飞速度状态下的螺旋桨需用功率进行计算。304)悬停状态下螺旋桨需用功率通过计算旋翼的反扭矩得到每个螺旋桨的拉力，求出螺旋桨相应的扭矩再计算得到每个螺旋桨相应的功率。p＝m·ω(2)其中，m表示螺旋桨的扭矩，ω表示螺旋桨角速度。305)-306)前飞状态下螺旋桨需用功率通过计算旋翼的反扭矩和前飞时的全机阻力每个螺旋桨的拉力，求出螺旋桨相应的扭矩再计算得到每个螺旋桨相应的功率。307)每通过303)计算一次，判断是否达到预设步数；若未达到预设步数执行308)，首先判断304)-306)的螺旋桨拉力计算结果是否满足202)-203)的约束要求；若不满足，则执行309)，修改螺旋桨几何参数，返回301),重新计算；若满足，则执行310)，收集该参数点，再执行309)，修改螺旋桨几何参数，返回301),重新计算；若达到预设步数，执行311),在所有收集点中搜寻螺旋桨需用功率最小时所对应的参数点；312)输出该螺旋桨几何参数点，结束运算；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两侧推力螺旋桨工作效率较低的问题，并且所适用的构型范围包括但不限于如图1所示的构型。本发明针对该构型的螺旋桨所产生的拉力幅度范围较大且需要同时满足不同工况下拉力需求的特点，将转速、螺距、实度和梢根比作为优化变量，通过isight软件，以螺旋桨工作产生的需用功率最小为优化目标，得到了优化后的参数，验证发现优化后的螺旋桨工作效率较优化前有显著提升。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两侧推进螺旋桨的优化系统结构图；图3为本发明对复合推力构型直升机两侧推进螺旋桨工况的优化流程图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4-5为本发明得到的优化结果，即不同飞行速度下两侧螺旋桨的工作效率；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2-3为本发明所对应的系统及方法。获取复合推力构型直升机两侧推进螺旋桨的相关几何参数和工作参数；201)建立螺旋桨气动设计优化模型，该模型包括：202)确定优化模型中的优化变量，螺旋桨气动设计优化变量包括转速、螺距、实度和梢根比。203)确定优化模型中的优化目标，优化目标为：以螺旋桨工作效率最高。在方法设计时，以悬停状态、巡航速度和最大前飞速度下三个点螺旋桨工作效率最大作为目标函数，给每个状态点分配一权重系数。其中，悬停状态为0.3，巡航速度状态为0.5，最大前飞速度状态为0.2.204)在模型中设置两个约束条件，其一为拉力需求条件，机体两侧的螺旋桨需要满足各自前向拉力的需求。其二为反扭矩需求条件，螺旋桨产生的合力矩需要满足旋翼反扭矩的需要。205)优化方法：301)确定螺旋桨几何参数；螺旋桨直径的确定方法为:其中，mar,k表示桨尖马赫数临界值，v表示前飞速度，ns表示螺旋桨转速。通过设定桨尖马赫数的要求，求出螺旋桨直径。螺旋桨桨叶数目的确定由所需要的气动特性、效率及实度决定。多桨叶的螺旋桨可以减小螺旋桨的直径和桨叶宽度，从而减小迎风阻力，同时也可以有效吸收发动机在增加前飞速度和高度时给予的全部功率。相反，增加桨叶数目会降低螺旋桨的效率，同时增加螺旋桨的质量。结合样例直升机的拉力与工况需求，将螺旋桨桨叶数确定为6片。桨叶翼型要求叶素必须在尽量大的速度范围和攻角范围内都有较高的升阻比和较稳定的气动力。通过对比clarky,eppler387,goe801,naca0009,s1012,等五种翼型，发现clarky翼型的升阻比及扭矩系数较优。桨叶平面形状对于大功率发动机带动的高速螺旋桨，根据气流特征，从而更好地吸收发动机功率，会采用矩形或扇形桨叶。螺旋桨的螺距根据实际模型中由力的平衡为基础，计算后给出。考虑到两个螺旋桨的拉力之和，提供前向拉力，两个螺旋桨的拉力之差，产生的力矩平衡旋翼反扭矩，故两个螺旋桨的螺距设定应不同。在悬停和低速阶段，一侧螺旋桨的拉力为负值，另一侧为正值，随着前飞速度的增加，两侧螺旋桨拉力均为正值。初步给定的螺旋桨几何参数如表1所示：表1项目数值直径(m)2.0转速(rpm)2200翼型clarky桨叶片数6安装角(总距)可变右侧螺旋桨螺距(inch)60左侧螺旋桨螺距(inch)20桨叶实度0.191梢根比1弦长b(m)0.1优化变量的初始值与其取值范围如表2所示：表2变量下限上限初始值实度0.10.250.19螺距010020梢根比0.511转速180026002200302)建立螺旋桨气动力模型：螺旋桨气动力建模：旋翼为右旋，悬停状态左侧螺旋桨提供正拉力，右侧螺旋桨提供负拉力以平衡反扭矩。螺旋桨气动力计算采用动量-叶素组合理论。根据所求的螺旋桨前向拉力求出此时的左右螺旋桨的桨矩，并根据桨矩求出两个螺旋桨的扭矩。303)通过引入pointer算法，针对304)悬停状态螺旋桨的需用功率、305)巡航状态螺旋桨的需用功率以及306)最大平飞速度状态下的螺旋桨需用功率进行计算。304)悬停状态下螺旋桨需用功率通过计算旋翼的反扭矩得到每个螺旋桨的拉力，求出螺旋桨相应的扭矩再计算得到每个螺旋桨相应的功率。p＝m·ω(2)其中，m表示螺旋桨的扭矩，ω表示螺旋桨角速度。305)-306)前飞状态下螺旋桨需用功率通过计算旋翼的反扭矩和前飞时的全机阻力每个螺旋桨的拉力，求出螺旋桨相应的扭矩再计算得到每个螺旋桨相应的功率。307)每通过303)计算一次，判断是否达到预设步数；若未达到预设步数执行308)，首先判断304)-306)的螺旋桨拉力计算结果是否满足202)-203)的约束要求；若不满足，则执行309)，修改螺旋桨几何参数，返回301),重新计算；若满足，则执行310)，收集该参数点，再执行309)，修改螺旋桨几何参数，返回301),重新计算；若达到预设步数，执行311),在所有收集点中搜寻螺旋桨需用功率最小时所对应的参数点；312)输出该螺旋桨几何参数点，结束运算；获得不同飞行状态下的螺旋桨工作效率值具体包括以下几个步骤：第一步，确定复合推力构型直升机两侧螺旋桨初始几何参数。第二步，建立两侧螺旋桨气动力模型。第三步，引入pointer算法，并根据该构型直升机螺旋桨需用功率计算方法计算悬停/巡航/最大前飞速度下的螺旋桨需用功率。计算螺旋桨需用功率，其中，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，最后根据动量叶素理论方法计算螺旋桨的需用功率；第四步，判断是否完成预设计算步数；第五步，判断三个状态点的螺旋桨拉力是否满足约束条件；若不满足，则修改螺旋桨几何参数，重新计算；若满足，则收集该参数点，再修改螺旋桨几何参数，重新计算；第六步，完成预设计算步数，在所有收集点中寻求螺旋桨需用功率最小点；第七步，输出筛选后的功率最小点所对应的螺旋桨几何参数。根据图4、图5在优化前后，两侧螺旋桨在不同前飞状态下的效率值，可以看出对于左侧螺旋桨，优化前其效率本身就较高，优化后效率进一步提升，基本保持在接近80％左右，而对于右侧螺旋桨，优化前其效率值过低，只有40％左右，而通过气动参数的优化，效率值可达60％-80％，由此说明这种优化方法是可行且有效的。表4给出了优化前后两侧螺旋桨的参数值：本发明的优点在于：(1)应用本发明可以较为便捷的解决复合推力构型直升机在不同飞行状态下工作效率较低的问题，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)本发明针对该构型的螺旋桨所产生的拉力幅度范围较大且需要同时满足不同工况下拉力需求的特点，将转速、螺距、实度和梢根比作为优化变量，通过isight软件，以螺旋桨工作产生的需用功率最小为优化目标，得到了优化后的参数，验证发现优化后的螺旋桨工作效率较优化前有显著提升。与现有技术相比，本发明根据复合推力构型直升机的特点，以通过设定权重系数寻求不同飞行状态下螺旋桨工作效率最高为目标，通过效率最高这一优化目标确定两侧推进螺旋桨的几何参数，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下两侧推进螺旋桨工作效率较低的问题。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