(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111398816.0 (22)申请日 2021.11.23 (71)申请人 中国直升 机设计研究所 地址 333001 江西省景德镇市航空路6 -8号 (72)发明人 苏大成　刘长文　黄水林　汪正中　 吴令华　 (74)专利代理 机构 中国航空专利中心 1 1008 代理人 张昕 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/23(2020.01) G06F 30/28(2020.01) G06F 111/10(2020.01) G06F 113/08(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (54)发明名称 一种适用 于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞 行特性分析方法 (57)摘要 本发明公开一种适用于共轴刚性旋翼直升 机的着舰飞行特性分析方法， 包括： 步骤1， 采用 高精度分离涡方式获得高置信度的非定常舰艉 流场数据； 步骤2， 根据非定常舰艉流场数据， 构 建用于耦合非定常舰艉流场数据的共轴刚性旋 翼直升机的飞行动力学模 型； 步骤3， 将非定常舰 艉流场数据耦合到共轴刚性旋翼直升机的飞行 动力学模型中， 计算出共轴刚性旋翼直升机的操 纵余量和飞行员工作载荷。 本发 明提供的技术方 案解决了现有直升机着舰飞行特性的分析方案 中， 在共轴刚性旋翼直升机着舰飞行特性研究方 面存在空白， 以及现有常规共轴直升机着舰飞行 特性的分析精度较低的问题。 权利要求书4页 说明书17页 附图5页 CN 114169068 A 2022.03.11 CN 114169068 A 1.一种适用于共轴刚性旋翼直升 机的着舰飞行 特性分析 方法， 其特 征在于， 包括： 步骤1， 采用高精度分离涡方式获得高置信度的非定常舰 艉流场数据； 步骤2， 根据非定常舰艉流场数据， 构建用于耦合非定常舰艉流场数据的共轴刚性旋翼 直升机的飞行动力学模型； 步骤3， 将 非定常舰艉流场数据耦合到所述共轴刚性旋翼直升机的飞行动力学模型中， 计算出共轴刚性旋翼直升 机的操纵余 量和飞行员工作载荷。 2.根据权利要求1所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法， 其特 征在于， 所述 步骤1包括： 步骤11， 根据舰船 形状和尺寸， 生成预设长、 宽、 高的矩形计算 域网格； 步骤12， 将矩形计算域网格的入口边界设定为速度入口条件， 并将出口边界设定为压 力出口条件； 步骤13， 设定舰体为无滑 移壁面， 并设定海平面及其 他计算域表面均设定为滑 移壁面； 步骤14， 设定舰船表面的边界层网格中第一层网格的厚度均为1mm～2mm， 并设定边界 层网格增长率 为1.05～1.15， 从而获取舰船计算模型的总网格数量； 步骤15， 根据所述步骤11到步骤14的计算和设定值， 采用高精度分离涡方式计算预设 时间的非定常舰 艉流场数据， 以获得 稳定的非定常舰 艉流场拓扑 结构； 步骤16， 在获取到稳定的非定常舰艉流场拓扑结构后， 计算指定时间的非定常舰艉流 场数据， 并输出 7维的非定常舰 艉流场数据。 3.根据权利要求2所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法， 其特 征在于， 所述共轴刚性旋翼 直升机采用上旋翼和下旋翼同轴、 且反转的布局形式； 所述步骤 2包括： 步骤21， 分别确定上旋翼和下旋翼的干扰因子， 用于获取定量计算上旋翼和下旋翼之 间相互干扰强度； 步骤22， 根据所述干扰因子分别确定上旋翼和下旋翼的入流模型， 用于表示上旋翼和 下旋翼的诱 导速度分布； 步骤23， 分别确定上旋翼和下旋翼的气动载荷； 步骤24， 分别确定上旋翼和下旋翼的挥舞运动模型； 步骤25， 分别确定 机身、 平尾、 垂尾和尾 桨的气动模型， 该气动模型包括气动力和力矩； 步骤26， 确定共轴刚性旋翼直升 机的飞行动力学模型。 4.根据权利要求3所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法， 其特 征在于， 所述 步骤21包括： 通过滑流理论推到出 上旋翼和下旋翼的干扰因子分别为： δ1＝S′1/Sf(d, χ2)； δ2＝S′2/Sf(‑d, χ1)； 其中， S为旋翼桨盘面积， S ′1为上旋翼尾流与下旋翼桨盘的干扰面积， S ′2为下旋翼诱导 流与上旋翼桨盘的干扰面积， Vx为直升机前飞速度， d为上旋翼与下旋翼的间距， χ1和 χ2分别 为下旋翼和上旋翼的尾迹倾 斜角； 所述步骤22包括： 根据步骤21中的干扰因子， 确定出的上旋翼和下旋翼的入流模型分别为：权　利　要　求　书 1/4 页 2 CN 114169068 A 2其中， r为桨叶微段到桨毂中心距离， R为桨叶半径， K1、 K2为诱导速度畸变因子， ψ1， ψ2分 别为下旋翼和上旋翼桨叶的相位角。 5.根据权利要求4所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法， 其特 征在于， 所述 步骤23包括： 将单片桨叶分为多个微段， 所述每个微段中心导入非定常舰艉流场数据， 以获取每个 微段中心的切向速度分量、 展向速度分量和法向速度分量， 采用各速度分量计算对应的微 段气动力， 将各微段气动力累加， 得到单片桨叶的根部的气动力和力矩； 对上旋翼或下旋翼 各中各片桨叶的气动力和力矩分别进行求和， 分别得到上旋翼或下旋翼的气动载荷。 6.根据权利要求5所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法， 其特 征在于， 所述 步骤24包括： a， 利用等效铰接式旋翼 的一阶刚性挥舞运动来拟合共轴刚性旋翼 的一阶弹性挥舞运 动； 其中， 等效挥舞铰偏置量为一阶弹性挥舞振型的外端切线与x轴(桨叶展向)的交点， 且 要求在等效挥舞铰处施加的约束扭簧刚度为： 其中， e为等效挥舞偏置量， Mβ、 Iβ分别为桨叶质量静矩和惯性矩， Ω为旋翼转速， ωn为 共轴刚性旋翼一阶挥舞 频率； b， 根据离心力矩MCF、 挥舞惯性力矩MI、 气动力矩MA、 直升机角速度引起的哥氏力矩MCor、 机身角加速度引起的惯性力矩MBA、 机身加速度引起的MBL、 桨叶重力力矩MR， 以及扭簧 所产生 的力矩MR， 在等效挥舞铰处的代数和应为 零的要求， 建立共轴刚性旋翼的挥舞运动模型。 7.根据权利要求6所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法， 其特 征在于， 所述 步骤26包括： a， 将所有部件的气动力和力矩在机体重心处进行合成， 得到机体坐标系下直升机重心 所受的合力及合力矩， 并得到得直升 机重心移动及其绕重心转动的刚体动力学模型； b， 根据共轴刚性旋翼的挥舞运动模型和刚体动力学模型， 得到共轴刚性旋翼直升机的 飞行动力学模型。 8.根据权利要求7所述的适用于共轴刚性旋翼直升机的着舰飞行特性分析方法， 其特 征在于， 所述上旋翼和下旋翼的每片桨叶的每个微段， 以及机身、 平尾、 垂尾和 尾桨分别为 一个气动载荷计算点， 所述步骤3中通过向各气动载荷计算点导入非定 常舰艉流场数据,以 模拟非定常舰 艉流场对直升 机的干扰； 所述 步骤3具体包括：权　利　要　求　书 2/4 页 3 CN 114169068 A 3