[發(fā)明專(zhuān)利]一種考慮全機(jī)氣動(dòng)干擾的直升機(jī)飛行特性計(jì)算方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201510716964.0
• 申請(qǐng)日: 2015-10-29
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN105468814B
• 公開(kāi)（公告）日: 2018-11-09
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李攀;陳仁良;吉洪蕾;孔衛(wèi)紅
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類(lèi)號(hào): G06F17/50
• 分類(lèi)號(hào): G06F17/50
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務(wù)所 32237
• 代理人: 賀翔;劉輝

本發(fā)明公開(kāi)的一種考慮全機(jī)氣動(dòng)干擾的直升機(jī)飛行特性計(jì)算方法，包括耦合氣動(dòng)干擾的直升機(jī)配平計(jì)算方法、耦合氣動(dòng)干擾的直升機(jī)操縱響應(yīng)計(jì)算方法和耦合氣動(dòng)干擾的直升機(jī)穩(wěn)定性計(jì)算方法。采用渦面元法和粘性渦粒子法建立的直升機(jī)全機(jī)氣動(dòng)干擾計(jì)算模型，并利用多極展開(kāi)和渦元重構(gòu)兩種加速技術(shù)提高計(jì)算效率，完成直升機(jī)全機(jī)干擾流場(chǎng)計(jì)算，同時(shí)解決了直升機(jī)全機(jī)干擾流場(chǎng)計(jì)算效率和精度問(wèn)題。將該全機(jī)氣動(dòng)干擾計(jì)算模型與直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型耦合，建立耦合計(jì)算方法，形成一套徹底擺脫氣動(dòng)干擾風(fēng)洞試驗(yàn)的高效高精度飛行特性計(jì)算方法，從而達(dá)到提高直升機(jī)飛行特性計(jì)算精度，縮短氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)周期的目的。本計(jì)算方法適用于直升機(jī)可用包線(xiàn)內(nèi)的所有飛行狀態(tài)。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及直升機(jī)總體設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種考慮全機(jī)氣動(dòng)干擾的直升機(jī)飛行特性計(jì)算方法，可以應(yīng)用于直升機(jī)概念和初步設(shè)計(jì)階段的直升機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)過(guò)程中飛行性能和飛行品質(zhì)計(jì)算分析。

背景技術(shù)

直升機(jī)全機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)是總體設(shè)計(jì)中的主要內(nèi)容之一，它包括直升機(jī)各部件的氣動(dòng)外形、參數(shù)和相對(duì)位置的確定。直升機(jī)是否具有良好的飛行特性(包括配平特性、穩(wěn)定性、操縱性及飛行性能等)在很大程度上決定于氣動(dòng)布局，因此氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)在直升機(jī)總體設(shè)計(jì)中處于核心地位，而氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)過(guò)程中飛行特性的準(zhǔn)確計(jì)算是關(guān)鍵。由于直升機(jī)氣動(dòng)布局緊湊，機(jī)身、尾翼等處于旋翼尾流當(dāng)中，氣動(dòng)干擾問(wèn)題嚴(yán)重，對(duì)直升機(jī)的飛行特性具有重要影響，因此為獲得最佳氣動(dòng)布局，在飛行特性計(jì)算中必須考慮各部件之間的氣動(dòng)干擾。

現(xiàn)有考慮氣動(dòng)干擾的直升機(jī)飛行特性計(jì)算方法主要分為兩類(lèi)，第一類(lèi)為目前主要采用的方法。第一類(lèi)方法先通過(guò)組合部件風(fēng)洞試驗(yàn)確定氣動(dòng)干擾因子，然后在計(jì)算機(jī)身、尾翼等部件氣動(dòng)力時(shí)利用試驗(yàn)獲得的干擾因子計(jì)入干擾速度的影響。該類(lèi)方法的主要缺點(diǎn)在于：

(1)依賴(lài)于風(fēng)洞試驗(yàn)，效率低、經(jīng)濟(jì)性差。直升機(jī)氣動(dòng)干擾與許多飛行狀態(tài)參數(shù)密切相關(guān)，必須進(jìn)行大量不同狀態(tài)的試驗(yàn)；其次，在迭代設(shè)計(jì)過(guò)程中直升機(jī)氣動(dòng)布局可能不斷變化，需進(jìn)行各種變布局的風(fēng)洞試驗(yàn)，而風(fēng)洞試驗(yàn)本身周期長(zhǎng)，費(fèi)用高，因此這類(lèi)計(jì)算方法效率低、經(jīng)濟(jì)性差。

(2)依賴(lài)于經(jīng)驗(yàn)公式，難以包括所有飛行狀態(tài)，人為因素較大。直升機(jī)氣動(dòng)干擾與許多飛行狀態(tài)參數(shù)密切相關(guān)，如飛行重量、高度、空速、姿態(tài)、旋翼槳盤(pán)角度等等，而風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)并不能覆蓋所有飛行狀態(tài)，因此通常的方法是利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)根據(jù)人為經(jīng)驗(yàn)建立氣動(dòng)干擾因子與飛行狀態(tài)參數(shù)的函數(shù)關(guān)系，進(jìn)而再應(yīng)用于飛行特性計(jì)算中。

第二類(lèi)方法是采用旋翼固定或自由尾跡模型計(jì)算旋翼尾跡對(duì)各部件的氣動(dòng)干擾因子，進(jìn)而在機(jī)身、尾翼等部件氣動(dòng)力計(jì)算時(shí)考慮旋翼的干擾作用。這類(lèi)方法的主要缺點(diǎn)是氣動(dòng)干擾計(jì)算精度差，主要原因在于：

(1)旋翼尾跡模型基于勢(shì)流理論，忽略粘性耗散，人為設(shè)定參數(shù)對(duì)結(jié)果影響大，如渦核半徑等。

(2)只考慮旋翼尾流對(duì)其它部件的單向干擾作用，未考慮全機(jī)氣動(dòng)干擾，即所有氣動(dòng)部件及尾流的相互干擾作用。

另外，現(xiàn)有的直升機(jī)計(jì)算流體力學(xué)(CFD)數(shù)值計(jì)算方法盡管可較準(zhǔn)確的計(jì)算各部件之間的氣動(dòng)干擾，但是由于直升機(jī)全機(jī)氣動(dòng)外形復(fù)雜、運(yùn)動(dòng)部件較多、渦流特征顯著，CFD計(jì)算方法依賴(lài)于大規(guī)模、精細(xì)的、分塊的復(fù)雜網(wǎng)格系統(tǒng)和各種尾渦捕捉方法，計(jì)算量巨大，即使采用大規(guī)模并行計(jì)算方法，其計(jì)算周期仍以周甚至月為度量單位，難以滿(mǎn)足日常工程設(shè)計(jì)中飛行特性計(jì)算的需求。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是為了解決直升機(jī)氣動(dòng)布局工程設(shè)計(jì)中現(xiàn)有的飛行特性計(jì)算方法的不足，提出了一種不依賴(lài)于氣動(dòng)干擾風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，且計(jì)算效率和精度較高的直升機(jī)飛行特性計(jì)算方法。