[发明专利]一种考虑全机气动干扰的直升机飞行特性计算方法

摘要

本发明公开的一种考虑全机气动干扰的直升机飞行特性计算方法，包括耦合气动干扰的直升机配平计算方法、耦合气动干扰的直升机操纵响应计算方法和耦合气动干扰的直升机稳定性计算方法。采用涡面元法和粘性涡粒子法建立的直升机全机气动干扰计算模型，并利用多极展开和涡元重构两种加速技术提高计算效率，完成直升机全机干扰流场计算，同时解决了直升机全机干扰流场计算效率和精度问题。将该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。本计算方法适用于直升机可用包线内的所有飞行状态。

主权项

1.一种考虑全机气动干扰的直升机飞行特性计算方法，其特征在于：包括考虑直升机全机气动干扰的配平、操纵响应和稳定性计算方法，所述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：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，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；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；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；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；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；所述步骤13)耦合气动干扰的直升机配平计算具体过程为：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；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；如果是从步骤46返回步骤44，则将步骤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；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；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，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)；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；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：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43)～步骤46)，直到耦合气动干扰的直升机配平计算结束；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；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子位置和强度数据信息输入直升机全机气动干扰计算模型，完成直升机全机气动干扰计算模型初始化；55)直升机飞行动力学模型时间积分：根据直升机操纵输入变化量时间历程数据表，读入t时刻直升机操纵输入变化量，采用DE/STEP常微分方程积分算法，对直升机飞行动力学模型进行1个时间步长积分，得到t+△t时刻直升机运动状态量信息，并将此运动状态量信息传递给直升机全机气动干扰计算模型；56)直升机全机气动干扰计算模型时间积分：对直升机全机气动干扰计算模型进行1个时间步长积分，得到t+△t时刻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、各部件涡面元强度、各部件尾迹结构中涡粒子位置和强度，并将t+△t时刻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传递给直升机飞行动力学模型；57)时间积分判断和输出：令t＝t+△t，输出步骤55)得到的直升机运动状态量信息，若t小于T，重复步骤55)和56)，否者，直升机操纵响应计算结束。