[发明专利]一种求解直升机尾桨卡滞后安全着陆过程的数值仿真方法

说明书

本发明公开了一种求解直升机尾桨卡滞后安全着陆过程的数值仿真方法，包括：建立适用于计算直升机尾桨卡滞后安全着陆过程的增广飞行动力学模型；将直升机发生尾桨卡滞后的安全着陆过程转化为一种非线性动态规划问题；设计数值优化算法对该非线性动态规划问题进行求解，得到直升机发生尾桨卡滞后的安全着陆过程。本发明可以通过数值仿真方法根据直升机当前的飞行状态求解得到对应的尾桨卡滞安全着陆过程，给驾驶员和设计人员提供一定的参考，从而可以降低尾桨卡滞飞行试验的成本和风险。

技术领域

本发明属于飞行力学、飞行仿真与控制技术领域，具体涉及一种用于求解直升机尾桨卡滞后安全着陆过程的数值仿真方法。

背景技术

目前，所有常规直升机都需要尾桨来平衡主旋翼产生的扭矩，并通过改变其尾桨距来实现航向控制。因此，尾桨故障会给直升机造成严重的控制问题。近年来，尾桨故障引发了相当一部分直升机事故(约占各类事故的30％)。在所有的尾桨故障中，由尾桨卡滞造成的事故所占比例接近2/3。尾桨卡滞一般由两类故障引起：尾桨操纵连杆故障或脚蹬卡滞。尾桨操纵连杆故障会断开驾驶员脚蹬与尾桨距的连接，导致脚蹬无法操纵尾桨距；而脚蹬卡滞(通常由尾桨操纵机构卡滞或尾助力器故障引起)则会使脚蹬不能移动，从而使尾桨距固定。可以看出，当直升机遭遇尾桨卡滞时，无论由哪一类故障引起，尾桨距都会固定在当前值，且脚蹬都无法发挥作用。此时的直升机处于冻结状态，任何功率、速度以及侧滑角等飞行状态的变化都会引起航向不稳定。此外，驾驶员只能通过旋翼桨根总距，纵向周期变距和横向周期变距来操纵直升机。因此，直升机遭遇尾桨卡滞后的着陆过程难度很大，对驾驶员要求较高，且容易造成危险。

目前国内外关于直升机尾桨卡滞后安全着陆的研究主要通过飞行试验完成，但是飞行试验风险大、耗时且耗资。因此，有必要提出一种可以求解直升机尾桨卡滞后安全着陆过程的数值仿真方法，给驾驶员和直升机设计人员提供可行的操纵策略和飞行轨迹，从而可以降低飞行试验的成本和风险。

发明内容

针对于上述现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种求解直升机尾桨卡滞后安全着陆过程的数值仿真方法，以解决现有技术中通过飞行试验完成关于直升机尾桨卡滞后安全着陆的研究造成的飞行试验风险大、耗时且耗资的问题。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

本发明的一种求解直升机尾桨卡滞后安全着陆过程的数值仿真方法，包括步骤如下：

(1)建立适用于计算直升机尾桨卡滞后安全着陆过程的增广飞行动力学模型；

(2)将直升机发生尾桨卡滞后的安全着陆过程转化为一种非线性动态规划问题；

(3)设计数值优化算法对上述步骤(2)中的非线性动态规划问题进行求解，得到直升机发生尾桨卡滞后的安全着陆过程。

优选地，所述步骤(1)中的增广飞行动力学模型不仅描述直升机发生尾桨卡滞后的操纵和响应，还能避免在数值计算过程中操纵量数值出现跳跃的现象。

优选地，所述步骤(1)中增广飞行动力学模型包含：基本直升机飞行动力学模型、自转着陆过程发动机出轴功率以及旋翼转速自由度的微分方程以及控制量微分方程。

优选地，所述基本直升机飞行动力学模型表示为以下一阶微分方程的形式：

式中：x_c为状态变量，包含了体轴系速度u,v,w，角速度p,q,r，滚转、俯仰和偏航姿态角θ,ψ以及水平位移x、侧向位移y和垂直高度h；u_c为控制变量，包含了旋翼桨根总距θ₀，纵向周期变距θ_s，横向周期变距θ_c和尾桨总距θ_t；t为时间。