[發明專利]一種直升機風限圖確定方法及系統

在審

• 申請號: 202010749091.4
• 申請日: 2020-07-30
• 公開（公告）號: CN111881632A
• 公開（公告）日: 2020-11-03
• 發明（設計）人: 徐國華;史勇杰;張弛
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/28
• 分類號: G06F30/28;G06F111/04;G06F111/10;G06F113/08;G06F119/14
• 代理公司: 北京高沃律師事務所 11569
• 代理人: 王立普

1.一種直升機風限圖確定方法，其特征在于，包括：

獲取當前狀態下艦載直升機各探測點的非定常艦艉流場數據；所述探測點包括機身探測點，尾槳探測點，垂尾探測點和平尾探測點；所述當前狀態為當前風速、當前預設風向角和當前懸停位置；

根據所述非定常艦艉流場數據計算氣動部件的平均艉流場速度分量；所述氣動部件包括機身、尾槳、垂尾和平尾；

建立艦載直升機飛行力學計算模型；

將所述平均艉流場速度分量與所述艦載直升機飛行力學計算模型耦合，計算操縱桿量；

判斷所述操縱桿量是否達到預設安全操縱桿量閾值，得到第一判斷結果；若所述第一判斷結果表示所述操縱桿量達到所述預設安全操縱桿量閾值，則確定當前風速為最大風速邊界；

根據所述最大風速邊界確定艦載直升機著艦風限圖；

根據所述艦載直升機著艦風限圖確定著艦路徑直升機著艦風限圖；所述著艦路徑直升機著艦風限圖用于確定著艦路徑下的著艦安全邊界。

2.根據權利要求1所述的直升機風限圖確定方法，其特征在于，所述根據所述非定常艦艉流場數據計算氣動部件的平均艉流場速度分量，具體包括：

根據所述非定常艦艉流場數據，利用時均化處理法，計算氣動部件的艉流場的平均速度場；

將所述氣動部件的坐標系進行轉化，在轉化后的坐標系下確定所述氣動部件的坐標，利用距離導數加權法，對所述艉流場的平均速度場的速度分量進行插值，得到所述氣動部件的艉流場速度分量；

確定每一預設氣動部件相位角下的所述氣動部件的艉流場速度分量；

根據所述氣動部件的艉流場速度分量計算氣動部件的平均艉流場速度分量。

3.根據權利要求2所述的直升機風限圖確定方法，其特征在于，所述將所述氣動部件的坐標系進行轉化，在轉化后的坐標系下確定所述氣動部件的坐標，利用距離導數加權法，對所述艉流場的平均速度場的速度分量進行插值，得到所述氣動部件的艉流場速度分量，具體包括：

分別確定所述機身、所述尾槳、所述垂尾和所述平尾的艉流場速度分量；

其中，所述尾槳的艉流場速度分量具體確定方法包括：

通過坐標轉化矩陣將尾槳槳葉坐標系轉化為艦船坐標系；

確定所述尾槳的槳葉微段在所述艦船坐標系下的位置坐標；

根據公式和確定所述尾槳的槳葉微段中心在艦船坐標系下的艉流場速度分量；所述尾槳的槳葉包括多個微段；

其中，s表示槳葉微段中心待插值的艉流場速度分量，s_i為與微段中心相鄰探測點的艉流場速度分量，(x_Ci,y_Ci,z_Ci)為探測點的位置坐標，d_i表示探測點到微段中心的距離，α為調節距離權導數的指數，n為相鄰探測點的個數；(x_C0,y_C0,z_C0)為槳葉微段在艦船坐標系下的位置坐標。

利用所述坐標轉化矩陣的逆矩陣將所述槳葉微段中心在艦船坐標系下的艉流場速度分量轉化為所述槳葉微段中心在槳葉坐標系下的艉流場速度分量；

將所述槳葉微段中心在槳葉坐標系下的艉流場速度分量求和得到所述尾槳的艉流場速度分量。

4.根據權利要求1所述的直升機風限圖確定方法，其特征在于，所述將所述平均艉流場速度分量與所述艦載直升機飛行力學計算模型耦合，計算操縱桿量，具體包括：

根據所述平均艉流場速度分量與所述艦載直升機飛行力學計算模型，確定直升機運動模型；

根據所述直升機運動模型確定直升機相對氣流速度、角速度和平衡姿態角；

根據所述直升機相對氣流速度、所述角速度和所述平衡姿態角計算操縱量。