直升機雙旋翼氣流縱向穩(wěn)定性恢復方法仿真

郎娟芳

(空軍工程大學航空機務(wù)士官學校，河南 信陽 464000)

1 引言

雙旋翼直升機的基本結(jié)構(gòu)特征是擁有兩幅完全相同的旋翼[1]，以一上一下的結(jié)構(gòu)形式安裝在同一個旋翼軸上，兩個旋翼之間保持安全間距。這種雙旋翼結(jié)構(gòu)直升機在使用過程中產(chǎn)生的扭矩大小相等，且方向相反，能夠在飛行過程中進行相互抵消，由此可以通過控制兩旋翼之間的總距來操縱直升機的飛行航向[2]。然而直升機在飛行過程中會受到高空的氣流影響，橫向氣流會對直升機產(chǎn)生阻力，而縱向氣流會影響直升機飛行的穩(wěn)定性，當直升機雙旋翼發(fā)生穩(wěn)定偏移時，需要通過控制器以最快的時間使其恢復穩(wěn)定狀態(tài)，否則就可能會引發(fā)飛行事故，甚至發(fā)生空難。

在進行直升機雙旋翼氣流縱向穩(wěn)定性恢復的過程中，需要按照偏移情況提供穩(wěn)定機械力，進而達到恢復穩(wěn)定的效果，因此穩(wěn)定性恢復控制設(shè)備需要檢測主直升機當下的飛行狀態(tài)，以及受力情況，及時的生成恢復驅(qū)動程序，并計算出具體的恢復參數(shù)[3]。傳統(tǒng)的直升機穩(wěn)定性恢復方法包括：基于自適應(yīng)的穩(wěn)定恢復、基于模糊控制的穩(wěn)定恢復以及基于非線性遙控的穩(wěn)定性恢復方法。這三種傳統(tǒng)的方法分別通過自適應(yīng)算法、模糊矩陣以及非線性遙控算法實現(xiàn)直升機雙旋翼的快速穩(wěn)定。

然而經(jīng)過長時間的應(yīng)用發(fā)現(xiàn)，傳統(tǒng)穩(wěn)定性恢復方法存在著恢復時間長的問題，為此提出針對直升機雙旋翼氣流縱向穩(wěn)定性恢復方法，以達到加快恢復速度的目的。

2 雙旋翼氣流縱向穩(wěn)定性恢復方法設(shè)計

2.1 建立直升機運動坐標系

將直升機的運動情況看成是六個自由度的剛體運動，即繞三個軸的轉(zhuǎn)動和重心沿三個軸的線運動[4-5]。在不考慮直升機雙旋翼彈性振動以及變形情況下，以直升機的重心為原點建立坐標系，坐標系建立結(jié)果如圖1所示。

圖1 直升機運動坐標系

由圖1(a)可知，直升機的機體坐標系的縱軸Ox在直升機對稱平面內(nèi)，且規(guī)定指向機頭的方向為正，豎軸Oz通過重心且豎直向下；橫軸Oy通過重心，與平面Oxz垂直，右旋旋翼指向右方向為正，與左旋旋翼的正方向相反，在該坐標系下可以對直升機雙旋翼的懸停狀態(tài)進行分析。當直升機呈現(xiàn)飛行狀態(tài)，會產(chǎn)生對應(yīng)的偏向角，因此需要建立飛行狀態(tài)下的速度坐標系，如圖1(b)所示。定義直升機的機身迎角為α，飛行速度為v，在這種飛行狀態(tài)下，以機體軸Ox作為飛行速度v上的正方向，定義側(cè)滑角β是飛行速度v與無人機對稱平面之間的夾角，且飛行速度v位于X軸右側(cè)的正方向[6]。

2.2 構(gòu)建直升機雙旋翼狀態(tài)方程

通過分析雙旋翼懸停狀態(tài)，在坐標系上構(gòu)建直升機雙旋翼運動狀態(tài)方程，并加以分析雙旋翼的運行狀態(tài)。當直升機處于快速飛行狀態(tài)時，雙旋翼均處于較大后行邊反流區(qū)，承受大量的阻力[7-8]。前行邊的氣流從槳葉的前緣位置向后移動，逐漸向后緣位置靠近，并在后緣處形成脫體渦，反流區(qū)氣動情況如圖2所示。

圖2 反流區(qū)氣動示意圖

(1)

(2)

式中，nTE與nLE為后緣與前緣的法向矢量，而ri為后緣或前緣的位置矢量，當i取值為k時，則表示第k個面元的位置矢量。另外，Sk表示的是第k個單元面積，ω表示運行方向角。綜合偶極子的影響系數(shù)，可以得出直升機雙旋翼槳葉偶極子的求解方程

(3)

當求解出的y值小于0時，判定直升機處于懸停狀態(tài)；若y∈[0，1]，則處于慢速飛行狀態(tài)，若y值大于1，則直升機處于快速飛行狀態(tài)。由此可以得出直升機雙旋翼的運動狀態(tài)方程為

Y=Cx+Dy

(4)

式中，C與D為參數(shù)系數(shù)。

2.3 雙旋翼氣流縱向動力計算

直升機雙旋翼在飛行過程中除了機身施加的支持力外，還受到自身的重力G，氣流產(chǎn)生的氣動力Fwj、后向力FH、拉力T以及側(cè)向力FS，雙旋翼在總方向上的受力分析情況如圖3所示。

圖3 雙旋翼縱向受力分析示意圖

這些力作用在直升機的雙旋翼上引起了對中心的俯仰、橫滾以及偏航力矩。因此分別從旋翼載荷情況、縱向氣流力矩兩個方面得出氣流縱向動力值。針對直升機雙旋翼的槳葉進行受力分析，分析結(jié)果如圖4所示。

圖4 槳葉剖面受力示意圖

從圖中可以看出，雙旋翼槳葉經(jīng)過氣流的影響，主要受到氣流施加的升力和阻力。其中升力用dL表示，其計算公式如下

(5)

式中，b為雙旋翼的弦長，Cl為雙旋翼的升力系數(shù)，ρ為氣流密度。則阻力dD的計算公式為

(6)

式中，Cd為雙旋翼的阻力系數(shù)。根據(jù)能量守恒定律來判斷dL與dD的穩(wěn)定性，若dL與dD大小相等且方向相反，則直升機雙旋翼氣流縱向呈現(xiàn)穩(wěn)定狀態(tài)，無需進行穩(wěn)定性恢復調(diào)整。若得出dL大于dD，則直升機雙旋翼氣流縱向向上偏移，需要通過恢復程序向下進行穩(wěn)定恢復，若得出dL小于dD，則進行反方向恢復調(diào)整。

2.4 實現(xiàn)穩(wěn)定恢復方法

在安裝穩(wěn)定恢復控制器的基礎(chǔ)上，根據(jù)氣流縱向動力的計算和判斷結(jié)果，求出雙旋翼恢復穩(wěn)定的配平量，進而形成穩(wěn)定恢復程序，分別通過驅(qū)動急拉桿/急推桿和轉(zhuǎn)彎電壓穩(wěn)定恢復實現(xiàn)直升機雙旋翼氣流縱向的快速穩(wěn)定恢復。

2.4.1 安裝穩(wěn)定恢復控制器

通過在直升機上安裝雙旋翼氣流縱向穩(wěn)定性恢復控制器來生成對應(yīng)的穩(wěn)定性恢復程序，通過控制器將生成的程序傳輸?shù)街鄙龣C的控制中心，通過調(diào)整直升機的機械設(shè)備實現(xiàn)穩(wěn)定性恢復。安裝的穩(wěn)定性恢復控制器的結(jié)構(gòu)如圖5所示。

圖5 自抗擾穩(wěn)定恢復控制器結(jié)構(gòu)圖

從圖中的結(jié)構(gòu)可以看出，整個穩(wěn)定恢復控制器由跟蹤微分器、擴樁狀態(tài)觀測器以及非線性反饋律三部分組成。在三個組成部分的協(xié)調(diào)作用下計算恢復強度，并生成穩(wěn)定性恢復程序。

2.4.2 氣流壓縮分離

按照生成的穩(wěn)定性恢復程序，確定氣流的分離點f，求出分離系數(shù)η的值。

(7)

式中，δ為沿弦向從前緣機器的無量綱分離點的位置系數(shù)，λ為法向力斜率。在標準大氣壓下，氣流的升力曲線斜率可以取常數(shù)2π。而直升機雙旋翼氣流縱向穩(wěn)定性恢復的氣流分離點的位置選取與直升機運動狀態(tài)的迎角α有關(guān)，因此通過對迎角的分類得出氣流分離點的具體位置計算公式

(8)

式中αz為零升迎角，參數(shù)0.7為迎角的失速值，αH表示失速角的臨界值，S1為穩(wěn)定特性參數(shù)。在選擇好分離位置的基礎(chǔ)上，對分離強度C進行計算，計算公式如下

(9)

在程序執(zhí)行過程中，直升機雙旋翼的f位置上，將分離強度C對氣流進行壓縮分離，降低氣流對雙旋翼的作用力。

2.4.3 驅(qū)動急拉桿/急推桿

驅(qū)動急拉桿/急推桿是在縱向?qū)ΨQ面內(nèi)進行恢復控制，急拉桿是用來向上進行穩(wěn)定性恢復調(diào)整，而急推桿用來向下進行穩(wěn)定恢復調(diào)整。驅(qū)動拉桿與縱向恢復變化情況如圖6所示。

圖6 驅(qū)動急拉桿/急推桿與縱向位移的變化關(guān)系

通過對急拉桿/急推桿的驅(qū)動，可以及時準確的對直升機雙旋翼的角度進行調(diào)整，實現(xiàn)角度方向上的穩(wěn)定恢復。

2.4.4 電壓穩(wěn)定恢復

直升機的過載和傾斜角有關(guān)，因此可以使用轉(zhuǎn)彎飛行的方法來恢復直升機雙旋翼氣流縱向的穩(wěn)定性。在轉(zhuǎn)彎的過程中，需要保證電壓穩(wěn)定，為直升機轉(zhuǎn)彎提供足夠的動力支持。假設(shè)將直升機兩個旋翼電機上的電壓表示為V0和V′0，那么控制器輸出的電壓值為

(10)

將式(10)中的方程組聯(lián)立，即可得出每一個旋翼的電壓為

(11)

上式計算結(jié)果即為發(fā)給直升機雙旋翼的最終電壓控制信號值。

綜上所述，結(jié)合穩(wěn)定恢復的氣流分離參量、急拉桿驅(qū)動參量以及轉(zhuǎn)彎電壓參量，實現(xiàn)直升機雙旋翼氣流縱向穩(wěn)定性的恢復方法。對直升機雙旋翼氣流縱向穩(wěn)定性恢復方法進行設(shè)計，設(shè)計過程如圖7所示。

圖7 穩(wěn)定性恢復方法流程圖

從圖中可以看出，首先對直升機雙旋翼的運行狀態(tài)進行分析，同時對影響直升機雙旋翼穩(wěn)定性的縱向氣流情況進行計算。根據(jù)分析計算得出的結(jié)果生成對應(yīng)的控制程序，即對主控程序求解，得出距離的穩(wěn)定性恢復參數(shù)值，最終通過對直升機上機械設(shè)備的驅(qū)動與控制實現(xiàn)直升機雙旋翼氣流縱向穩(wěn)定性的快速恢復。

3 仿真分析

3.1 仿真對象

本文以ANSYS為仿真平臺建立微型共軸雙旋翼的有限元模型，控制網(wǎng)格總體數(shù)目并保證旋翼模型周圍的網(wǎng)格密度，整個計算域的網(wǎng)格總 數(shù)為371585。直升機的參數(shù)如表1所示。

表1 仿真對象構(gòu)建數(shù)據(jù)

3.2 流線分析

在仿真環(huán)境中模擬氣流，氣流的生成裝置為鼓風機，模擬實際鼓風機的制風強度。將氣流強度分別固定為5NL/min、10NL/min、20NL/min和30NL/min，編寫隨機程序控制氣流方向，充分反映直升機的實際飛行環(huán)境。為能直觀地從流場結(jié)構(gòu)等細節(jié)來觀察共軸雙旋翼周圍及重疊區(qū)域的流場特點，各間距下的徑向流線分布如圖8所示。

圖8 徑向流線分布

從圖中可明顯看出由于旋翼間的氣動干擾，旋翼附近產(chǎn)生的渦流使得流線周向發(fā)散，間距較小時渦流相互作用強烈，當渦流干擾發(fā)生在旋翼附近時會對共軸升力和功耗產(chǎn)生影響。雙旋翼重疊區(qū)域的流場存在耦合干擾，渦流周向流動明顯。隨著間距增大，上下旋翼間的氣動干擾減弱。小間距內(nèi)強烈的氣流耦合一定程度上提高了旋翼系統(tǒng)的性能。

3.3 穩(wěn)定性恢復時間對比

在小間距徑向流線分布前提下，同時啟動實驗環(huán)境中的氣流，直升機雙旋翼上受力平衡，且雙旋翼穩(wěn)定運動作為穩(wěn)定性恢復的標準，以雙旋翼失衡為時間起點，恢復穩(wěn)定為時間終點，記錄兩種方法的穩(wěn)定性恢復控制時間，并將兩種穩(wěn)定性恢復方法的恢復時間進行對比。通過時間的統(tǒng)計，可以得出兩種穩(wěn)定性恢復方法的恢復時間對比結(jié)果如圖9所示。

圖9 仿真結(jié)果對比曲線

從圖中可以看出，無論氣流強度如何，設(shè)計出的穩(wěn)定性恢復方法消耗的時間始終低于傳統(tǒng)方法。經(jīng)過計算，傳統(tǒng)方法進行恢復處理消耗的平均時間為33.84s，而設(shè)計出的直升機雙旋翼氣流縱向穩(wěn)定性恢復方法的平均時間消耗為19.93s，比傳統(tǒng)方法節(jié)省13.91s，說明本文方法的穩(wěn)定性恢復時間較短。

3.4 上、下旋翼截面載荷

上、下旋翼氣動干擾對槳盤誘導速度和非定常氣動載荷影響明顯。因此對上、下旋翼截面載荷進行分析。如圖10所示。

圖10 上、下旋翼截面載荷

由上圖可以看出，隨著方位角的變化，上、下旋翼截面法向升力系數(shù)呈現(xiàn)上下波動，與流體力學計算結(jié)果相吻合，證明本文方法對于截面荷載的計算結(jié)果較為準確，從而保證了直升機雙旋翼氣流縱向穩(wěn)定性快速恢復。

4 結(jié)束語

直升機雙旋翼具有十分復雜的動力學特征，能夠?qū)崿F(xiàn)多變的飛行姿態(tài)。通過直升機雙旋翼氣流縱向穩(wěn)定性恢復方法的仿真研究，進一步為直升機雙旋翼提供飛行的安全保障。盡管設(shè)計出的穩(wěn)定性恢復方法具有足夠的有效性，但該方法只考慮了氣流對直升機雙旋翼的縱向影響，而在設(shè)計中沒有考慮到一些橫向的、以及傾斜方向的氣流影響元素，因此在今后的工作當中需要針對該方面進行進一步研究。