一种直升机风限图确定方法及系统技术方案

本发明专利技术涉及一种直升机风限图确定方法及系统，涉及直升机技术领域，包括：获取当前状态下舰载直升机各探测点的非定常舰艉流场数据；根据非定常舰艉流场数据计算气动部件的平均艉流场速度分量；建立舰载直升机飞行力学计算模型；将平均艉流场速度分量与舰载直升机飞行力学计算模型耦合，计算操纵杆量；判断操纵杆量是否达到预设安全操纵杆量阈值，若是，则确定当前风速为最大风速边界；根据最大风速边界确定舰载直升机着舰风限图；根据舰载直升机着舰风限图确定着舰路径直升机着舰风限图；着舰路径直升机着舰风限图用于确定着舰路径下的着舰安全边界。本发明专利技术提供的方法及系统可以实现对着舰路径下的着舰安全边界的快速确定。

【技术实现步骤摘要】
一种直升机风限图确定方法及系统
本专利技术涉及直升机
，特别是涉及一种直升机风限图确定方法及系统。
技术介绍
风限图的制定是舰载直升机的重要研究内容之一。风限图规定某一特定的直升机/舰船组合，根据最大允许风速和风向确定的安全边界。风限图的主要研究目的是为了确定直升机着舰时不同风向角下所能承受的最大风速，从而指导直升机安全着舰。其中，可承受最大风速的判断依据由直升机各操纵余量及姿态角的大小确定。一般来说，风限图的制定不仅涉及着舰域空气流场特性，还与直升机的操纵量有关。因此，要想计算获得风限图，需要基于直升机飞行动力学模型，再结合CFD技术获取着舰域流场信息，计算出在不同风向下、直升机达到平衡时对应的姿态角和及操纵余量等，然后由直升机安全着舰标准判定，从而确定不同风向角时的最大风速边界。早期，风限图的绘制主要通过海上试飞来完成，虽然可靠性较强，但耗时长、成本高且伴随安全风险。因此，目前多采用数值模拟与试飞验证相结合的方式进行风限图的确定。其中，理论风限图的数值计算是该方法的核心。从国外的数值模拟经验来看，该计算流程主要包含以下本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种直升机风限图确定方法，其特征在于，包括：/n获取当前状态下舰载直升机各探测点的非定常舰艉流场数据；所述探测点包括机身探测点，尾桨探测点，垂尾探测点和平尾探测点；所述当前状态为当前风速、当前预设风向角和当前悬停位置；/n根据所述非定常舰艉流场数据计算气动部件的平均艉流场速度分量；所述气动部件包括机身、尾桨、垂尾和平尾；/n建立舰载直升机飞行力学计算模型；/n将所述平均艉流场速度分量与所述舰载直升机飞行力学计算模型耦合，计算操纵杆量；/n判断所述操纵杆量是否达到预设安全操纵杆量阈值，得到第一判断结果；若所述第一判断结果表示所述操纵杆量达到所述预设安全操纵杆量阈值，则确定当前风速为最大风速边...

【技术特征摘要】
1.一种直升机风限图确定方法，其特征在于，包括：
获取当前状态下舰载直升机各探测点的非定常舰艉流场数据；所述探测点包括机身探测点，尾桨探测点，垂尾探测点和平尾探测点；所述当前状态为当前风速、当前预设风向角和当前悬停位置；
根据所述非定常舰艉流场数据计算气动部件的平均艉流场速度分量；所述气动部件包括机身、尾桨、垂尾和平尾；
建立舰载直升机飞行力学计算模型；
将所述平均艉流场速度分量与所述舰载直升机飞行力学计算模型耦合，计算操纵杆量；
判断所述操纵杆量是否达到预设安全操纵杆量阈值，得到第一判断结果；若所述第一判断结果表示所述操纵杆量达到所述预设安全操纵杆量阈值，则确定当前风速为最大风速边界；
根据所述最大风速边界确定舰载直升机着舰风限图；
根据所述舰载直升机着舰风限图确定着舰路径直升机着舰风限图；所述着舰路径直升机着舰风限图用于确定着舰路径下的着舰安全边界。


2.根据权利要求1所述的直升机风限图确定方法，其特征在于，所述根据所述非定常舰艉流场数据计算气动部件的平均艉流场速度分量，具体包括：
根据所述非定常舰艉流场数据，利用时均化处理法，计算气动部件的艉流场的平均速度场；
将所述气动部件的坐标系进行转化，在转化后的坐标系下确定所述气动部件的坐标，利用距离导数加权法，对所述艉流场的平均速度场的速度分量进行插值，得到所述气动部件的艉流场速度分量；
确定每一预设气动部件相位角下的所述气动部件的艉流场速度分量；
根据所述气动部件的艉流场速度分量计算气动部件的平均艉流场速度分量。


3.根据权利要求2所述的直升机风限图确定方法，其特征在于，所述将所述气动部件的坐标系进行转化，在转化后的坐标系下确定所述气动部件的坐标，利用距离导数加权法，对所述艉流场的平均速度场的速度分量进行插值，得到所述气动部件的艉流场速度分量，具体包括：
分别确定所述机身、所述尾桨、所述垂尾和所述平尾的艉流场速度分量；
其中，所述尾桨的艉流场速度分量具体确定方法包括：
通过坐标转化矩阵将尾桨桨叶坐标系转化为舰船坐标系；
确定所述尾桨的桨叶微段在所述舰船坐标系下的位置坐标；
根据公式和确定所述尾桨的桨叶微段中心在舰船坐标系下的艉流场速度分量；所述尾桨的桨叶包括多个微段；
其中，s表示桨叶微段中心待插值的艉流场速度分量，si为与微段中心相邻探测点的艉流场速度分量，(xCi,yCi,zCi)为探测点的位置坐标，di表示探测点到微段中心的距离，α为调节距离权导数的指数，n为相邻探测点的个数；(xC0,yC0,zC0)为桨叶微段在舰船坐标系下的位置坐标。
利用所述坐标转化矩阵的逆矩阵将所述桨叶微段中心在舰船坐标系下的艉流场速度分量转化为所述桨叶微段中心在桨叶坐标系下的艉流场速度分量；
将所述桨叶微段中心在桨叶坐标系下的艉流场速度分量求和得到所述尾桨的艉流场速度分量。


4.根据权利要求1所述的直升机风限图确定方法，其特征在于，所述将所述平均艉流场速度分量与所述舰载直升机飞行力学计算模型耦合，计算操纵杆量，具体包括：
根据所述平均艉流场速度分量与所述舰载直升机飞行力学计算模型，确定直升机运动模型；
根据所述直升机运动模型确定直升机相对气流速度、角速度和平衡姿态角；
根据所述直升机相对气流速度、所述角速度和...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐国华，史勇杰，张弛，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32