一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法技术

技术编号:20797313 阅读:22 留言:0更新日期:2019-04-06 10:55
本发明专利技术一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法属于直升机试飞技术领域。本发明专利技术是直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法。建立了直升机主旋翼气动力模型,对遗传算法进行了深入的研究,并编制了直升机气动模型验证程序。用直升机的试飞数据对直升机主旋翼气动模型进行了验模。对气动模型中的未知参数进行了确认,得到了主旋翼气动模型。并利用验证后的气动模型对主旋翼气动导数进行了计算,得到了较为理想的结果。

A Method for Obtaining Aerodynamic Derivatives of Helicopter Rotor in Vertical Flight State Based on Flight Test

The invention relates to a method for obtaining the aerodynamic derivative of a helicopter rotor in vertical flight state based on flight test, which belongs to the technical field of helicopter flight test. The invention relates to a method for obtaining the aerodynamic derivative of a helicopter rotor in vertical flight state. The aerodynamic model of helicopter main rotor is established, the genetic algorithm is deeply studied, and the verification program of helicopter aerodynamic model is compiled. The aerodynamic model of the main rotor of a helicopter is tested with the flight test data of the helicopter. The unknown parameters in the aerodynamic model are confirmed and the aerodynamic model of the main rotor is obtained. The aerodynamic derivatives of the main rotor are calculated by using the validated aerodynamic model, and satisfactory results are obtained.

【技术实现步骤摘要】
一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法
本专利技术一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法属于飞行试验

技术介绍
直升机飞行试验是利用试验机在真实大气环境中进行试验,相对于风洞试验来说,其数据是最真实最直接的最具有说服力的。但是由于直升机飞行试验技术相对复杂,而且出于对试验机的保护,很多在风洞试验中可以使用的测试技术在真实的飞行试验中无法使用,所以有很多非常重要的直升机气动导数等无法通过现有的飞行试验方法获得。常规的飞行试验技术已经不满足日益增长的试飞需求。目前的飞行性能试飞技术只能对直升机需用功率以及发动机可用功率进行分析。而飞行品质试飞技术只能对直升机的整机气动导数进行分析。为了更深入的对直升机飞行特性进行分析,保障飞行安全,支撑试飞工作,急需进行直升机旋翼气动导数获取技术的研究
技术实现思路
本专利技术的目的是:提供一种单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动模型建立方法,该方法可以较准确的建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动模型。本专利技术还提供一种基于单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼试飞验证方法以及旋翼气动导数计算方法。本专利技术的技术方案:一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法,所述方法包括以下步骤:步骤1:建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型:(1)首先建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型、侧向力模型以及后向力模型;单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型为:单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的侧向力模型为:单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的后向力模型为:(2)建立垂直飞行状态单旋翼带尾桨直升机旋翼功率系数气动模型,表示为:步骤2:利用试飞数据对单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动导数进行计算:(1)确定要计算的气动参数,k:叶端损失系数J0:诱导功率损失系数Kp0:型阻功率损失系数Cx:旋翼型阻系数(2)利用采集到的试飞数据,采用遗传算法对单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型进行试飞验证,确定上述气动参数;将采集到的试飞数据输入公式(1)至公式(4),利用遗传算法计算出上述气动参数;给出一组待验证参数的初始种群以及实测数据代入到模型之中,计算出直升机垂直飞行状态的旋翼需用功率,把计算的需用功率与实测功率进行比较,如果差值大于预期,引入遗传算子对待验证参数的数值进行修改调整,再代入在模型中进行计算、比较,如此循环迭代直到差值满足预期,对应的参数即为针对具体直升机型号的气动参数;(3)利用所建立的公式(1)至公式(4)可以对直升机速度及角速度进行求导,随后把步骤2中获得的气动参数带入,即可获得直升机垂直飞行状态旋翼气动导数;其中,公式(1)、公式(2)、公式(3)、公式(4)中的参数含义如下:CT为旋翼拉力系数,k为叶端损失系数,a∞为桨叶升力线斜率,σ为旋翼实度,μ为前进比,θ0为桨叶根部安装角,θ1为桨叶扭度,为桨叶平均诱导速度,λ0为旋翼流入比,B1为纵向周期变距,Cx为旋翼型阻系数,a1s为旋翼后倒角,b1s为旋翼侧倒角,a0为旋翼锥度角,A1为横向周期变距,Mk为旋翼功率系数,J0为诱导功率损失系数,Kp0为型阻功率损失系数。所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼气动力的计算步骤。所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼功率系数的计算步骤。所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型的试飞验证步骤。所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼气动力的计算步骤。所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼功率系数的计算步骤。所述方法还包括直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型的试飞验证步骤。本专利技术的优点:1、本专利技术建立了适用于试飞验证的气动模型,可由此获得直升机垂直飞行状态旋翼气动力,并且该模型准确可靠,基于直升机旋翼气动力试飞验证方法,能够获取直升机旋翼气动参数;2、基于直升机旋翼气动力试飞验证方法,能够获取直升机垂直飞行状态旋翼气动导数。具体实施方式:建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动模型,包括旋翼拉力模型、侧向力模型、后向力模型以及旋翼功率模型。对所建立的模型进行分析,确定模型之中的实测参数和待验证参数,根据实测试飞数据通过优化算法对待验证参数进行试飞验证,得到针对具体型号的直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型。最后利用所建立的直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型,进行对直升机飞行速度以及角速度的求导计算,随后把所获得的气动参数带入,即可获得直升机垂直飞行状态的旋翼气动导数。步骤1:建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型:(1)首先建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型、侧向力模型以及后向力模型;单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型为:单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的侧向力模型为:单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的后向力模型为:(2)建立垂直飞行状态单旋翼带尾桨直升机旋翼功率系数气动模型,表示为:其中,公式(1)、公式(2)、公式(3)、公式(4)中的参数含义如下:CT为旋翼拉力系数,k为叶端损失系数,a∞为桨叶升力线斜率,σ为旋翼实度,μ为前进比,θ0为桨叶根部安装角,θ1为桨叶扭度为桨叶平均诱导速度,λ0为旋翼流入比,B1为纵向周期变距,Cx为旋翼型阻系数,a1s为旋翼后倒角,b1s为旋翼侧倒角,a0为旋翼锥度角,A1为横向周期变距,Mk为旋翼功率系数,J0为诱导功率损失系数,Kp0为型阻功率损失系数。步骤2:利用试飞数据对单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动导数进行计算:(1)确定要计算的气动参数:k为叶端损失系数,J0为诱导功率损失系数,Kp0为型阻功率损失系数,Cx为旋翼型阻系数。(2)利用采集到的试飞数据,采用遗传算法对单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型进行试飞验证,确定上述气动参数;将采集到的试飞数据输入公式(1)至公式(4),利用遗传算法计算出上述气动参数;给出一组待验证参数的初始种群以及实测数据代入到模型之中,计算出直升机垂直飞行状态的旋翼需用功率,把计算的需用功率与实测功率进行比较,如果差值大于预期,引入遗传算子对待验证参数的数值进行修改调整,再代入在模型中进行计算、比较,如此循环迭代直到差值满足预期,对应的参数即为针对具体直升机型号的气动参数;(3)利用所建立的公式(1)至公式(4)可以对直升机速度及角速度进行求导,随后把步骤2中获得的气动参数带入,即可获得直升机垂直飞行状态旋翼气动导数。实施例下表1为某型机垂直飞行状态旋翼气动模型试飞验证结果,把下表中的各个参数值代入在所建立的气动模型之中,便可以得到该型号直升机垂直飞行状态旋翼气动模型,表1中的数据均进行了归一化处理。下表2为某型直升机旋翼气动导数计算结果。表1某型直升机旋翼气动力试飞验证结果J0kKp0Cx1.10.991.010.96表2某型直升机垂直飞行状态关键气动导数计算结果本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法,所述方法包括以下步骤:步骤1:建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型:(1)首先建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型、侧向力模型以及后向力模型;单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型为:

【技术特征摘要】
1.一种基于试飞的直升机垂直飞行状态旋翼气动导数获取方法,所述方法包括以下步骤:步骤1:建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型:(1)首先建立单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型、侧向力模型以及后向力模型;单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的拉力模型为:单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的侧向力模型为:单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼的后向力模型为:(2)建立垂直飞行状态单旋翼带尾桨直升机旋翼功率系数气动模型,表示为:步骤2:利用试飞数据对单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动导数进行计算:(1)确定要计算的气动参数,k:叶端损失系数J0:诱导功率损失系数Kp0:型阻功率损失系数Cx:旋翼型阻系数(2)利用采集到的试飞数据,采用遗传算法对单旋翼带尾桨直升机垂直飞行状态旋翼气动力模型进行试飞验证,确定上述气动参数;将采集到的试飞数据输入公式(1)至公式(4),利用遗传算法计算出上述气动参数;给出一组待验证参数的初始种群以及实测数据代入到模型之中,计算出直升机垂直飞行状态的旋翼需用功率,把计算的需用功率与实测功率进行比较,如果差值大于预期,引入遗传算子对待验证参数的数值进行修改调整,再代入在模型中进行计算、比较...

【专利技术属性】
技术研发人员:赵敬超宋招枘杨文凤张华田磊曹嘉旻
申请(专利权)人:中国飞行试验研究院
类型:发明
国别省市:陕西,61

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