申请/专利权人：南京航空航天大学

申请日：2023-12-28

公开（公告）日：2024-04-12

公开（公告）号：CN117473656B

主分类号：G06F30/15

分类号：G06F30/15;G06F30/20;B64F1/00

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.12#授权;2024.02.20#实质审查的生效;2024.01.30#公开

摘要：本发明提供了一种不同风向直升机起降的舰船甲板流场主动控制方法，首先进行舰艉流场影响舰载直升机起降的仿真，然后确定直升机舰载作业区域和选取研究采取的着舰路径，使用直升机在舰船艉流中配平得到的操纵量和姿态角来研究舰艉流场对直升机平衡特性的影响；最后设计用于直升机不同风向起降的舰船甲板流场主动控制方法，且针对不同风向角提供相应方案，将其应用到飞行甲板，对应用主动控制后的舰船进行数值模拟。本发明能够匹配不同风向角艉流场情况，提供相应控制方案，减少流动分离的不稳定性，有助于降低直升机着舰作业时驾驶员的工作负担，从而保证着舰或者起飞时直升机以及相关人员的安全。

主权项：1.一种不同风向直升机起降的舰船甲板流场主动控制方法，其特征在于包括以下步骤：直升机在舰船甲板上不同风向起降时的流场主动控制方法1）进行舰艉流场影响舰载直升机起降的仿真；1.1）建立直升机飞行动力学模型，通过飞行试验数据对比验证基本飞行动力学模型和配平方法的正确性；1.2）对研究的舰船对象在保证主要气动特征的前提下，进行几何简化，使用定常CFD方法数值模拟舰艉流场；1.3）仅考虑舰船艉流对旋翼、机体和尾桨气动特性的单向影响，忽略旋翼尾迹对舰船艉流的影响，建立舰船艉流与飞行动力学模型单向耦合的方法，形成耦合舰艉流场的飞行动力学模型，简化后的直升机飞行动力学方程组表示为：；式中：t是时间，x和u分别是直升机状态量和控制量，wwake是直升机各气动部件的舰面气流速度； ,,；其中u,v,w,p,q,r分别为机体坐标系的机体运动速度和角速度，为机身姿态角，分别为第i片桨叶的挥舞角和挥舞角速率，v0,vc,vs为旋翼入流状态，vtr为尾桨入流状态，vxvy为机身下洗和侧洗对平尾、垂尾和尾桨的尾迹干扰状态；为横向操纵杆量，为纵向操纵杆量，为总距操纵杆量，为脚蹬操纵量；下标i,j为第i片桨叶第j个叶素的舰面气流速度，下标f表示机身在3个方向的舰面气流速度分量，下标h表示平尾在3个方向的舰面气流速度分量，下标v表示垂尾在3个方向的舰面气流速度分量，下标tr表示尾桨在3个方向的舰面气流速度分量；2）确定直升机舰载作业区域和选取研究采取的着舰路径，基于步骤1）仿真得到的数值模拟与耦合舰艉流场的飞行动力学模型，将孤立直升机配平结果用作对比，使用直升机在舰船艉流中配平得到的操纵量和姿态角来研究舰艉流场对直升机平衡特性的影响；根据流场分布特征，对直升机平衡状态影响较大或者为主要影响的流动特征进行分析，研究其发生的原因、位置以及影响程度；3）进行甲板流场主动控制：3.1）考虑不同风向角的情况，研究不同风况下流动的特征；3.2）设计流场主动控制方法：通过改变相应壁面的边界条件，即在物面上布置一系列的喷气小孔以形成连续均匀或连续不均匀的喷气区域；其他边界条件设置：流场入口设置为速度入口，流场出口设置为压力出口，其余物面皆为无滑移壁面，垂直于飞行甲板方向的喷气流量u根据质量流量和其附近的物理量通过以下方程来计算：；式中：A为附近区域内面积，质量流量参考EDP原则；3.3）针对不同风向角提供相应方案，将其应用到飞行甲板，对应用主动控制后的舰船进行数值模拟；3.4）分析应用主动控制后的舰艉流场分布情况，分析主动控制对舰艉流场的影响；3.5）使用直升机在改善的流场中配平得到的操纵量和姿态角与未施加主动控制的情况作对比，进一步分析主动控制对直升机平衡特性的影响，验证主动控制方法的正确性及其方案的合理性。

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