專利名稱：單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用綜合模型的構(gòu)建方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空宇航推進(jìn)理論與工程中的系統(tǒng)控制與仿真領(lǐng)域，具體涉及一種單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用綜合模型的構(gòu)建方法。
背景技術(shù)：
在航空領(lǐng)域，數(shù)字仿真已發(fā)展為復(fù)雜系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證不可或缺的一環(huán)，且為首要的一環(huán)，通過數(shù)字仿真驗(yàn)證可有效降低物理試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)及成本，并大幅縮短研制周期。直升機(jī)是一個(gè)多自由度、強(qiáng)耦合的高階系統(tǒng)，包括直升機(jī)子系統(tǒng)、發(fā)動(dòng)機(jī)子系統(tǒng)以及控制系統(tǒng)等，其穩(wěn)定性、操縱性和機(jī)動(dòng)性與固定翼飛機(jī)相比均較差，隨著新一代直升機(jī)對(duì)機(jī)動(dòng)性、生存性及操控品質(zhì)等要求的不斷提高，傳統(tǒng)的將直升機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)分開設(shè)計(jì)的方法已不能滿足需求，只有充分考慮其間耦合作用采用綜合建模和控制，才能充分發(fā)揮發(fā)動(dòng)機(jī)的性能潛力， 提高直升機(jī)的飛行品質(zhì)。然而若要準(zhǔn)確表達(dá)真實(shí)的飛行狀態(tài)或參數(shù)，體現(xiàn)綜合模型性能，首先則需要一個(gè)置信度高、性能良好的直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)綜合仿真模型，國內(nèi)幾個(gè)主要的直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所、航空高等院校均先后提出對(duì)該類綜合仿真模型建模技術(shù)的需求。直升機(jī)/ 渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)綜合仿真模型的建模技術(shù)主要包括直升機(jī)非線性建模、渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)非線性建模、直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)配平、直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)計(jì)算以及直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)綜合模型實(shí)際運(yùn)行解算五個(gè)主要環(huán)節(jié)。經(jīng)對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的文獻(xiàn)檢索發(fā)現(xiàn)，王志峰等在《飛行力學(xué)》1999年第17卷第4期上發(fā)表了 “直升機(jī)飛行/推進(jìn)綜合模型的建立”，該文中的直升機(jī)模型與發(fā)動(dòng)機(jī)模型均用線性模型來表征，難以在大包線范圍內(nèi)反映直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)的非線性動(dòng)靜態(tài)特性；南京航空航天大學(xué)的旋翼國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室近年來對(duì)直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)功率匹配作了較深入的研究，如陳仁良1998年博士論文“直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)數(shù)學(xué)建模及機(jī)動(dòng)性研究”，孫傳偉2002年博士論文“直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型與飛行品質(zhì)評(píng)估”等，但是這些成果僅實(shí)現(xiàn)了直升機(jī)建模技術(shù)研究，在發(fā)動(dòng)機(jī)方面并沒有實(shí)質(zhì)性的突破；南京航空航天大學(xué)飛行/推進(jìn)綜合控制實(shí)驗(yàn)室姚文榮2008年博士論文“渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)/旋翼綜合建?？刂婆c優(yōu)化研究”實(shí)現(xiàn)了帶旋翼的渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)建模，并不包含完整的直升機(jī)模型，很難在相關(guān)直升機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)綜合系統(tǒng)設(shè)計(jì)及研發(fā)中發(fā)揮出更大效益；國外雖已有成熟的GENHEL、FLYRT和SARC直升機(jī)飛行動(dòng)態(tài)仿真模型， 但偏重于直升機(jī)飛行品質(zhì)方面的研究，與之匹配發(fā)動(dòng)機(jī)模型卻采用簡化模型無法充分而準(zhǔn)確的反映發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)靜態(tài)特性。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種單旋翼直升機(jī)/ 渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用綜合模型的構(gòu)建方法，用于對(duì)不同型號(hào)的直升機(jī)或發(fā)動(dòng)機(jī)綜合系統(tǒng)的模型特征進(jìn)行仿真，可進(jìn)一步用于綜合系統(tǒng)的控制研究(如閉環(huán)控制、優(yōu)化控制、抗擾控制等)。本發(fā)明的單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用綜合模型的構(gòu)建方法，包括以下步驟步驟A、分別建立直升機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的非線性模型；
步驟B、單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)態(tài)配平，包括旋翼動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)配平、機(jī)體動(dòng)力學(xué)模型配平、發(fā)動(dòng)機(jī)模型配平；步驟C、單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)計(jì)算；步驟D、單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際運(yùn)行解算。所述步驟B具體包括以下步驟步驟Bi、旋翼動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)配平，具體按照以下方法首先計(jì)算每個(gè)翼型的迎角，其中旋翼誘導(dǎo)速度采用非均勻一階諧波入流的計(jì)算方法，槳葉揮舞運(yùn)動(dòng)則基于槳葉的氣流環(huán)境分析旋翼槳葉的非定常揮舞運(yùn)動(dòng)，以遞推形式得到揮舞運(yùn)動(dòng)方程，然后根據(jù)翼型迎角計(jì)算其二元翼型氣動(dòng)力，再通過積分求解每片槳葉的氣動(dòng)力，最終計(jì)算出旋翼的氣動(dòng)力，完成直升機(jī)旋翼模型的穩(wěn)態(tài)計(jì)算；步驟B2、機(jī)體動(dòng)力學(xué)模型配平，具體按照以下方法進(jìn)行直升機(jī)旋翼、機(jī)身、尾槳、 水平尾翼和垂直尾翼的動(dòng)力學(xué)解算，分別計(jì)算出各部件在直升機(jī)重心處產(chǎn)生的力和力矩； 根據(jù)計(jì)算出的各部件在直升機(jī)重心處產(chǎn)生的力和力矩，以及直升機(jī)重力，解算如下機(jī)體平衡方程組

權(quán)利要求
1.一種單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用綜合模型的構(gòu)建方法，其特征在于，包括以下步驟步驟A、分別建立直升機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的非線性模型；步驟B、單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)態(tài)配平，包括旋翼動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)配平、機(jī)體動(dòng)力學(xué)模型配平、發(fā)動(dòng)機(jī)模型配平；步驟C、單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)計(jì)算；步驟D、單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際運(yùn)行解算。
2.如權(quán)利要求1所述單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用綜合模型的構(gòu)建方法，其特征在于，所述步驟B具體包括以下步驟步驟Bi、旋翼動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)配平，具體按照以下方法首先計(jì)算每個(gè)翼型的迎角，其中旋翼誘導(dǎo)速度采用非均勻一階諧波入流的計(jì)算方法，槳葉揮舞運(yùn)動(dòng)則基于槳葉的氣流環(huán)境分析旋翼槳葉的非定常揮舞運(yùn)動(dòng)，以遞推形式得到揮舞運(yùn)動(dòng)方程，然后根據(jù)翼型迎角計(jì)算其二元翼型氣動(dòng)力，再通過積分求解每片槳葉的氣動(dòng)力，最終計(jì)算出旋翼的氣動(dòng)力，完成直升機(jī)旋翼模型的穩(wěn)態(tài)計(jì)算；步驟B2、機(jī)體動(dòng)力學(xué)模型配平，具體按照以下方法進(jìn)行直升機(jī)旋翼、機(jī)身、尾槳、水平尾翼和垂直尾翼的動(dòng)力學(xué)解算，分別計(jì)算出各部件在直升機(jī)重心處產(chǎn)生的力和力矩；根據(jù)計(jì)算出的各部件在直升機(jī)重心處產(chǎn)生的力和力矩，以及直升機(jī)重力，解算如下機(jī)體平衡方程組
3.如權(quán)利要求2所述單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用綜合模型的構(gòu)建方法，其特征在于，所述機(jī)體平衡方程組和發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)平衡方程組的解算均采用Levenberg-Marquarat算法。
4.如權(quán)利要求2所述單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用綜合模型的構(gòu)建方法，其特征在于，所述單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)計(jì)算包括直升機(jī)動(dòng)態(tài)計(jì)算和渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)計(jì)算，其具體方法分別如下直升機(jī)動(dòng)態(tài)計(jì)算根據(jù)直升機(jī)各部件上的力和力矩，解算如下的直升機(jī)運(yùn)動(dòng)微分方程組
5.如權(quán)利要求4所述單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用綜合模型的構(gòu)建方法，其特征在于，所述直升機(jī)運(yùn)動(dòng)微分方程組的解算采用龍格-庫塔法。
6.如權(quán)利要求5所述單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用綜合模型的構(gòu)建方法，其特征在于，所述直升機(jī)運(yùn)動(dòng)微分方程組的解算采用四階龍格-庫塔法。
7.如權(quán)利要求3所述單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用綜合模型的構(gòu)建方法，其特征在于，所述發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)平衡方程組的解算采用一次通過算法。
8.如權(quán)利要求3所述單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用綜合模型的構(gòu)建方法，其特征在于，所述單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際運(yùn)行解算包括直升機(jī)實(shí)際運(yùn)行解算和發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際運(yùn)行解算，其具體方法分別如下直升機(jī)實(shí)際運(yùn)行解算
9.如權(quán)利要求8所述單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用綜合模型的構(gòu)建方法，其特征在于，所述扭振濾波器采用帶通濾波與均值濾波串聯(lián)的形式。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用綜合模型的構(gòu)建方法。該方法包括分別建立直升機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的非線性模型；單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)態(tài)配平；單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)計(jì)算；單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際運(yùn)行解算。其中穩(wěn)態(tài)配平采用Levenberg-Marquarat算法；動(dòng)態(tài)計(jì)算中采用四階龍格-庫塔法求解直升機(jī)運(yùn)動(dòng)方程組，采用一次通過算法求解渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)平衡方程；實(shí)際運(yùn)行狀態(tài)解算中采用修正的線性二次型調(diào)解器算法進(jìn)行直升機(jī)解算，采用串級(jí)PID+扭矩前饋+總距補(bǔ)償及扭振濾波器方法進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)解算及負(fù)載濾波。本發(fā)明能夠滿足單旋翼直升機(jī)/渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)通用模型及控制方法的試驗(yàn)需求，對(duì)于縮短研制周期、降低試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)及成本有著積極促進(jìn)作用。
文檔編號(hào)G05B17/02GK102520620SQ20111036904
公開日2012年6月27日 申請(qǐng)日期2011年11月18日 優(yōu)先權(quán)日2011年11月18日
發(fā)明者張海波, 王健康, 陳國強(qiáng) 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)