本發(fā)明專利屬于航空類技術，具體涉及一種基于氣動干擾模型的雙旋翼槳尖間距計算方法。

背景技術：

1、雙旋翼采用具有兩副反向旋轉的剛性無鉸式旋翼，使得直升機槳盤兩側都存在前行槳葉，依靠前行槳葉產(chǎn)生部分升力從而對后行槳葉有效卸載，解決了后行槳葉失速帶來的速度限制。雙旋翼槳尖間距是共軸直升機設計中保證飛行安全的重要因素,一旦槳尖間距過小，發(fā)生槳葉碰撞會導致嚴重的安全事故。但雙旋翼飛行器利用升力偏置發(fā)揮旋翼升力的潛能的同時，也帶來了更為嚴苛的上下旋翼間距工作狀態(tài)。因此建立可靠的槳尖間距預估方法，是進行雙旋翼飛行器動力學設計重要基礎。

2、目前在雙旋翼飛行器槳尖間距預測工作中，通常使用孤立旋翼作為計算模型，采用pitt-peters動態(tài)入流模型開展計算。使用此種方法無法準確反映雙旋翼飛行器在飛行過程中整機姿態(tài)對于槳尖間距的影響，同時無法反映上下旋翼的氣動干擾，對于槳尖間距的影響。

技術實現(xiàn)思路

1、本專利要解決的技術問題：一種基于氣動干擾模型的雙旋翼槳尖間距計算方法

2、技術方案：一種基于氣動干擾模型的雙旋翼槳尖間距計算方法，所述方法包括：

3、步驟1：建立旋翼/機身耦合動力學理論模型δ∏；

4、步驟2：根據(jù)旋翼/機身耦合動力學理論模型δ∏，完成對應飛行策略下的全機配平，計算得到對應的槳轂載荷；

5、步驟3：構建氣動干擾模型，根據(jù)槳轂載荷計算基于氣動干擾模型的旋翼配平后的非定常氣動力；

6、步驟4：依據(jù)非定常氣動力，對旋翼的周期動力學方程進行求解旋翼槳尖響應，結合方位角計算得到槳尖間距。

7、具體的，步驟1包括：

8、步驟11：建立系統(tǒng)應變能其中，ub1為下旋翼單片槳葉應變能，ub2為上旋翼單片槳葉應變能，uf為機身應變能；

9、步驟12：建立系統(tǒng)動能其中，tb1下旋翼單片槳葉動能，tb2為上旋翼單片槳葉動能，tf為機身動能；

10、步驟13：建立系統(tǒng)外力虛功其中，δwb1下旋翼單片槳葉外力虛功，δwb2為上旋翼單片槳葉外力虛功，wf為機身外力虛功；

11、步驟14：根據(jù)系統(tǒng)應變能δu、系統(tǒng)動能δt和系統(tǒng)外力虛功δw，構建旋翼/機身耦合動力學理論模型：

12、具體的，步驟2包括：

13、步驟21：基于旋翼/機身耦合動力學理論模型δ∏，進行全機配平計算，獲得全機配平結果；

14、步驟22：根據(jù)全機配平結果，計算得到對應飛行策略下的槳轂載荷；

15、步驟23：基于對應的槳轂載荷，進行下一步的旋翼配平計算。

16、具體的，全機配平和旋翼配平的配平循環(huán)采用newton-raphson迭代，在迭代過程中求解旋翼和機身的周期性響應，直到配平變量滿足配平條件。

17、具體的，步驟3包括：

18、步驟31：使用自由尾跡模型反映非均勻誘導速度引起的尾跡畸變構建氣動干擾模型；

19、步驟32：利用畢奧-撒法爾定律，進行誘導速度求解渦元對空間任意一點的誘導速度；

20、步驟33：根據(jù)誘導速度，利用onera模型，計算非定常氣動力。

21、具體的，所述氣動干擾模型為：

22、

23、其中，rb代表渦元在槳葉上徑向站點r處的位置矢量，μ是自由速度的矢量，ψ為方位角，q*(ψ)為方位角ψ處的誘導速度，為渦齡，為尾跡畸變。

24、具體的，步驟32包括：

25、利用公式計算誘導速度，為誘導速度，γ為渦元環(huán)量，為渦元矢量，l為誘導速度點到渦元的距離。

26、具體的，步驟33包括：

27、利用公式計算，其中df為槳葉單元的非定常氣動力，cz1代表翼型不考慮動態(tài)失速的升力系數(shù)，cz2代表動態(tài)失速對于升力系數(shù)的修正項,dl為槳葉單元長度。

28、具體的，步驟4包括：

29、步驟41：基于數(shù)值方法，對于旋翼/機身耦合動力學理論模型δ∏進行求解，得到槳尖響應；

30、步驟42：將槳尖響應轉換為參考旋翼方位角；

31、步驟43：根據(jù)參考旋翼方位角，計算得到對應的槳尖間距。

32、綜上所述，本申請?zhí)峁┝艘环N基于氣動干擾模型的雙旋翼槳尖間距計算方法，可通過全機配平獲得不同飛行策略下的上下槳轂載荷，之后通過自由尾跡模型，對上下旋翼進行配平處理，計算速度顯著提升，同時計算結果可以反映上下旋翼氣動干擾對于槳尖間距的影響。

技術特征：

1.一種基于氣動干擾模型的雙旋翼槳尖間距計算方法，其特征在于，所述方法包括：

2.根據(jù)權利要求1所述的方法，其特征在于，步驟1包括：

3.根據(jù)權利要求1所述的方法，其特征在于，步驟2包括：

4.根據(jù)權利要求3所述的方法，其特征在于，全機配平和旋翼配平的配平循環(huán)采用newton-raphson迭代，在迭代過程中求解旋翼和機身的周期性響應，直到配平變量滿足配平條件。

5.根據(jù)權利要求1所述的方法，其特征在于，步驟3包括：

6.根據(jù)權利要求5所述的方法，其特征在于，所述氣動干擾模型為：

7.根據(jù)權利要求5所述的方法，其特征在于，步驟32包括：

8.根據(jù)權利要求5所述的方法，其特征在于，步驟33包括：

9.根據(jù)權利要求1所述的方法，其特征在于，步驟4包括：

技術總結
本申請?zhí)峁┮环N基于氣動干擾模型的雙旋翼槳尖間距計算方法，所述方法包括：步驟1：建立旋翼/機身耦合動力學理論模型δ∏；步驟2：根據(jù)旋翼/機身耦合動力學理論模型δ∏，完成對應飛行策略下的全機配平，計算得到對應的槳轂載荷；步驟3：構建氣動干擾模型，根據(jù)槳轂載荷計算基于氣動干擾模型的旋翼配平后的非定常氣動力；步驟4：依據(jù)非定常氣動力，對旋翼的周期動力學方程進行求解旋翼槳尖響應，結合方位角計算得到槳尖間距。

技術研發(fā)人員：趙金瑞,余智豪,黃劍,李春華,賀子豪,周云,江期凰,程毅,高樂,張仕明
受保護的技術使用者：中國直升機設計研究所
技術研發(fā)日：
技術公布日：2025/1/9