航空学报CJA

2024-05-23

2024

《航空学报》亮点文章

本文针对共轴刚性旋翼高速直升机旋翼与推力桨操纵冗余问题，开展了旋翼/推力桨操纵策略影响分析。提出了计算流体力学-代理模型-遗传算法结合的旋翼/推力桨冗余操纵鲁棒配平方法，开展了旋翼/推力桨前向拉力分配、旋翼升力偏置量和机身姿态等操纵策略对高速直升机飞行性能的影响分析，获得了能够有效提升高速直升机最大前飞速度、实用升限的操纵策略。

“高速直升机关键技术”专刊系列文章

（点击以下标题了解文章详情）

邓景辉总师：高速直升机关键技术与发展

高速直升机专刊——悬停状态共轴刚性旋翼机身气动干扰特性

张卫国研究员团队：倾转旋翼机风洞试验综述

引用格式

崔壮壮, 原昕, 赵国庆, 井思梦, 招启军. 共轴刚性旋翼高速直升机前飞性能的操纵策略影响[J]. 航空学报, 2024, 45(9): 529256.

点击以下标题下载论文全文

共轴刚性旋翼高速直升机前飞性能的操纵策略影响.pdf

研究背景

高速化是直升机未来发展的必然趋势，复合式共轴刚性旋翼高速直升机是直升机高速化发展的重要方向。然而，采用共轴旋翼前行桨叶概念与推力桨融合的构型，导致高速直升机前飞时具有较为严重的操纵冗余与复杂的飞行策略规划问题。因此，对共轴刚性旋翼高速直升机进行飞行性能优化的前飞操纵策略分析具有重要意义。

高精度的气动模型是进行操纵策略分析的重要前提，传统用于飞行性能计算的气动模型精度较低，且获取需用功率时需要试验值和工程经验参数修正。采用计算流体力学（Computational Fluid Dynamics，CFD）方法可以高精度获取直升机各部件气动力，但计算耗时较长。对全机进行气动配平时，牛顿迭代法应对冗余操纵问题需要控制冗余变量，且对初值要求较高，容易发散。本文采用CFD计算样本点气动力并训练代理模型，从而对直升机各部件建立保证精度的气动力模型。结合高鲁棒性的遗传算法对冗余操纵状态配平，进而准确评估全机需用功率。以提升前飞性能为目标，分别对共轴刚性旋翼高速直升机的旋翼/推力桨拉力分配、旋翼升力偏置量（Lift Offset，LOS）和机身俯仰角等操纵策略进行分析，获得能够有效提升高速直升机飞行性能的旋翼/推力桨匹配操纵策略。

研究亮点

高效高精度共轴刚性旋翼高速直升机气动模型建立。本文采用拉丁超立方采样法取样，以高精度的直升机CFD代码——CLORNS计算样本点旋翼/推力桨气动力，然后采用Kriging模型构建各部件气动力模型。得到旋翼和推力桨的气动模型分别如图1和图2所示，从图1(a)中可以看出随着直升机前飞速度的增加，拉力系数整体呈现增加趋势。从图1(b)中可以看出旋翼在低速状态的功率系数明显较大，在达到一定的前飞速度后明显下降。

图1 旋翼功率系数和拉力系数

图2 不同速度下推力桨的功率-拉力系数曲线

适用于冗余操纵的高鲁棒配平。采用遗传算法进行全机配平以进一步获取直升机需用功率。不同速度下配平计算结果如图3所示。图3(a)可以看出，旋翼总距随直升机前飞速度的增加不断减小，推力桨总距由于需克服全机阻力而不断增加。图3(b)显示了旋翼需用功率一开始随着前飞速度增加有明显的降低趋势，速度增加至约60 m/s之后，旋翼需用功率略有上升；推力桨需用功率随前飞速度的增大明显增加；旋翼和推力桨的总需用功率曲线呈现马鞍形。

图3 配平结果和需用功率随前飞速度的变化

共轴刚性旋翼高速直升机推力桨与旋翼前向拉力分配的操纵策略分析。固定机身俯仰角为0°，引入拉力分配系数η描述旋翼和推力桨在前向拉力中所占的比重，当η=0时前向拉力全部由旋翼提供。计算可知，随前飞速度增大η的最小限制逐渐增大，速度大于78.8 m/s时，η必须大于0，即推力桨必须提供部分前向拉力以维持稳定前飞状态。对不同拉力分配进行前飞性能计算得到图4所示结果。可以看出，高速直升机最大前飞速度随着拉力分配系数的减小明显增加，当η由1.0减小至0.7时，海平面高度下直升机最大前飞速度由109.5 m/s增加至121.3 m/s，提高10.78%。

图4 不同分配系数下功率限制的平飞速度

共轴刚性旋翼高速直升机旋翼升力偏置量进行前飞操纵策略分析。计算不同旋翼升力偏置量时的高速直升机的前飞性能，可以得到图5所示结果。可以看出，不同高度下直升机的最大前飞速度所对应的LOS不同：在高度较低时，LOS为0.3时具有最大前飞速度，约为120 m/s；在高度约为6.5 km时，LOS为0.2和0.3时最大前飞速度接近，约为85 m/s。

图5 不同升力偏置量下功率限制的平飞速度

不同俯仰角对共轴刚性旋翼高速直升机飞行性能的影响。计算结果如图6所示。可以看出，机身俯仰角为-1°时具有最大前飞速度，约为116 m/s，相比于机身俯仰角0°时提升了1.43％，相比于机身俯仰角-3°时提升了12.3%，相比于机身俯仰角3°时提升了16.1%。因此过大或者过小的俯仰角都会降低高速直升机的最大前飞速度。

图6 不同俯仰角下最大最小前飞速度

研究结论

1）本文建立的共轴刚性旋翼高速直升机CFD-Kriging气动模型，在高精度预测各部件气动力的同时，能够高效应用于全机冗余配平；构建的遗传算法显著提高了冗余配平的鲁棒性。

2）合理的旋翼/推力桨前向拉力分配策略能够在大速度前飞时减小推力桨的需用功率，从而有效提升高速直升机的最大前飞速度，在海平面高度旋翼前向拉力占比0.3时，最大前飞速度相比于完全由推力桨提供前向拉力时提升10.78%。但受限于旋翼性能，旋翼所能提供的前向拉力有限，且随前飞速度增大前向拉力中旋翼能提供的最大占比逐渐降低。

3）旋翼升力偏置量对最大前飞速度有一定影响，机身俯仰角为0°时，海平面高度升力偏置量为0.3时具有最大前飞速度。升力偏置量为0.2时的实用升限最高为7 945 m。

4）俯仰角对前飞性能有明显影响，直升机在俯仰角为-1°时具有最大前飞速度，相对于俯仰角-3°和俯仰角3°，最大前飞速度分别提升12.3%和16.1%。过大或者过小的俯仰角均会降低前飞性能。

团队介绍

新型旋翼气动及噪声控制团队隶属于南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室，一直致力于直升机空气动力学、计算流体动力学（CFD）、气动噪声、高性能旋翼设计、新概念无人机设计、隐身设计及主动流动控制等领域的新原理、新方法、跨领域、关键技术及集成创新研究，研制了CLORNS、CLORNS-N、CLORNS-D等直升机气动、噪声分析与设计的CFD软件。承担了173项目、973课题、国家自然科学基金（含重点）、预研等40余项国家级项目，研究成果获部级科技进步奖7项。撰写出版了国际上首部直升机CFD专著《直升机计算流体动力学基础》、直升机声学专著《直升机气动声学》、旋翼设计专著《先进旋翼设计空气动力学》；团队在《Chinese Journal of Aeronautics》《Journal of the American Helicopter Society》《AIAA Journal》《Journal of Computational Physics》《Physics of Fluids》《Journal of Aircraft》《Aerospace Science and Technology》《航空学报》等国内外航空类顶级期刊和会议发表论文400余篇，SCI收录70余篇，EI收录220余篇，被SCI引用1250余次。

崔壮壮（第一作者），南京航空航天大学博士研究生，主要研究方向为直升机空气动力学、旋翼计算流体力学、旋翼飞行器飞行力学建模与飞行性能计算。

赵国庆，南京航空航天大学助理研究员，硕士生导师，磁悬浮技术与振动控制学会专业委员会、中国空气动力学会测控专业委员会委员，《南京航空航天大学学报》中英文版青年编委。研究方向为直升机空气动力学、计算流体力学、主动流动控制、高性能旋翼设计等。

招启军（通信作者），南京航空航天大学新型旋翼气动及噪声控制团队负责人、航空学院教授、博导，获卓青（首批）、长江学者特聘教授、江苏省“青蓝工程”中青年学术带头人、“333”高层次人才等。担任直升机动力学全国重点实验室常务副主任、中国航空学会直升机分会主任委员，《气动试验与研究》副主编，《航空学报》中英文版、《空气动力学学报》、《南京航空航天大学学报》中英文版等期刊编委。

供稿：崔壮壮

编辑：范真真，许雅婷

审核：蔡斐