[發(fā)明專(zhuān)利]一種應(yīng)用于共軸帶推力槳高速直升機(jī)的配平操縱設(shè)計(jì)方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201811355599.5
• 申請(qǐng)日: 2018-11-14
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN109543271B
• 公開(kāi)（公告）日: 2022-04-26
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 辛冀;張威;索謙;萬(wàn)海明;殷士輝
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所
• 主分類(lèi)號(hào): G06F30/15
• 分類(lèi)號(hào): G06F30/15
• 代理公司: 北京航信高科知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11526
• 代理人: 何嬌

本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N應(yīng)用于共軸帶推力槳高速直升機(jī)的配平操縱設(shè)計(jì)方法，首先建立機(jī)體自由度平衡方程組，針對(duì)配平操縱的多輪迭代設(shè)計(jì)流程，采用6操縱量外加2個(gè)姿態(tài)角作為配平變量，從縱橫向變量解耦、變量對(duì)平衡方程影響強(qiáng)弱分析、增加等式約束條件等角度，分別進(jìn)行小速度段、過(guò)渡速度段以及大速度段的配平，在每一輪配平中進(jìn)行變量與方程個(gè)數(shù)相等的配平，前一輪配平為后一輪配平提供必要的參數(shù)基礎(chǔ)，逐級(jí)遞進(jìn)、檢查修正，進(jìn)行四輪計(jì)算后完成配平。本申請(qǐng)降低了計(jì)算時(shí)間，為配平操縱設(shè)計(jì)方法的工程化應(yīng)用提供便利，提高了設(shè)計(jì)方法的實(shí)用價(jià)值。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于直升機(jī)飛行力學(xué)技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種應(yīng)用于共軸帶推力槳高速直升機(jī)的配平操縱設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)

共軸高速直升機(jī)存在兩副旋翼(可變轉(zhuǎn)速)、尾推力槳、平垂尾等多個(gè)氣動(dòng)面，飛行包線覆蓋0到約450km/h的速度范圍。在中等速度和大速度段，直升機(jī)兩副旋翼后行邊卸載，而通過(guò)降低旋翼轉(zhuǎn)速，主要利用其前行邊在高速前飛中產(chǎn)生豎直方向的拉力，從而延緩了旋翼槳葉上的激波和失速對(duì)直升機(jī)起飛速度的限制。由于共軸高速直升機(jī)的升力和推進(jìn)力產(chǎn)生方式與常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)存在很大差異，需要增加使用旋翼總距差動(dòng)、周期變距差動(dòng)和尾推力槳總距等操縱量，以解決常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)高速段需用功率過(guò)大和共軸剛性旋翼槳轂力矩過(guò)大等問(wèn)題，達(dá)到高速飛行的目的。但這在解決上述問(wèn)題的同時(shí)，又造成了操縱量過(guò)多、產(chǎn)生操縱冗余、難以通過(guò)傳統(tǒng)方式配平直升機(jī)的問(wèn)題。

國(guó)外從上世紀(jì)60年代開(kāi)始，由西科斯基公司最早對(duì)前行槳葉概念(ABC)旋翼開(kāi)展探索性工作，并于1973年實(shí)現(xiàn)了在XH-59A型號(hào)上的裝機(jī)試飛，以噴氣式輔助推進(jìn)器的方式，使最大平飛速度達(dá)到了240節(jié)。但由于振動(dòng)強(qiáng)、油耗高等一系列問(wèn)題，導(dǎo)致該型號(hào)未被軍方采購(gòu)。在2005年以后，隨著使用旋翼作為推力系統(tǒng)的X2型號(hào)設(shè)計(jì)試飛，共軸高速直升機(jī)再次成為研究熱點(diǎn)。但公開(kāi)材料中對(duì)飛行穩(wěn)定性、操縱性的基礎(chǔ)——平衡飛行的操縱設(shè)計(jì)方法卻基本沒(méi)有介紹，或僅采用了普通鉸接式共軸雙旋翼直升機(jī)的平衡操縱設(shè)計(jì)方法，配平速度范圍不到300km/h，還不屬于高速直升機(jī)的范疇。其操縱方法設(shè)計(jì)技術(shù)仍是6變量-6自由度的普通配平。

共軸高速直升機(jī)的配平操縱設(shè)計(jì)方法，涉及到多旋翼氣動(dòng)干擾、剛性槳葉動(dòng)力學(xué)特性分析和考慮槳轂力矩、操縱系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)功率等約束進(jìn)行的多輪優(yōu)化迭代等多項(xiàng)技術(shù)。首先要解決的是高計(jì)算量復(fù)雜技術(shù)的工程化應(yīng)用和多項(xiàng)技術(shù)的綜合應(yīng)用次序問(wèn)題。

發(fā)明內(nèi)容

為了解決上述技術(shù)問(wèn)題至少之一，本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N應(yīng)用于共軸帶推力槳高速直升機(jī)的配平操縱設(shè)計(jì)方法，包括：

建立機(jī)體自由度平衡方程組，所述自由度平衡方程組包括直升機(jī)三個(gè)方向的合力及合力矩構(gòu)成的六自由度平衡方程；

在0-A的小速度范圍內(nèi)，以直升機(jī)模式進(jìn)行配平，所述直升機(jī)模式進(jìn)行配平包括采用總距、差動(dòng)總距、橫向變距、縱向變距、俯仰角及滾轉(zhuǎn)角6個(gè)變量以及采用所述六自由度平衡方程進(jìn)行配平，獲得小速度段配平值；

在A-B的過(guò)渡速度范圍內(nèi)，以直升機(jī)模式和推力槳模式分別進(jìn)行配平，所述推力槳模式進(jìn)行配平包括采用總距、差動(dòng)總距、橫向變距、推力槳總距、俯仰角及滾轉(zhuǎn)角6個(gè)變量以及采用所述六自由度平衡方程進(jìn)行配平，獲取過(guò)渡速度段配平值；

計(jì)算在A-B的過(guò)渡速度范圍內(nèi)的直升機(jī)模式和推力槳模式配平時(shí)的需用功率，形成兩條操縱模式變化線，將所述兩條操縱模式變化線置于同一坐標(biāo)系下，選取由功率值較小對(duì)應(yīng)的操縱模式變化線的線段所組成的變化線所對(duì)應(yīng)的配平值作為過(guò)渡段初始配平值；

確定在A-B的速度范圍內(nèi)，當(dāng)旋翼槳轂俯仰力矩超過(guò)第一閾值時(shí)，基于直升機(jī)配平模式得到配平值，調(diào)整推力槳推力，在功率變化最小的情況下使所述旋翼槳轂俯仰力矩不高于所述第一閾值，獲得最終的過(guò)渡段配平值；

在B以上的速度范圍內(nèi)，按推力槳模式進(jìn)行配平，獲得大速度段初始配平值；