[发明专利]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

权利要求书

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，V_x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：

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。