一种考虑飞行品质的直升机总体设计方法

1.一种考虑飞行品质的直升机总体设计方法，其特征在于：所述方法包括如下步骤：
第一步，根据任务需求，结合现有直升机数据库采用统计分析方法得到初步设计方案，选择直升机总体布局和结构参数作为设计变量，在初步设计方案基础之上选择±50％作为设计变量的上限和下限；
第二步，建立直升机总体优化设计模型；
以重量效率、需用功率指标作为目标函数，并在初步设计方案基础上增加以完成任务科目基元所需时间作为飞行品质约束，建立改善飞行品质的直升机总体优化设计模型；包括如下方法：
首先根据直升机的预定使命选定需要试飞的任务科目基元，然后根据飞行品质规范中的定义设置路径约束，结合直升机高置信度飞行动力学模型以及由直升机性能转化得到的边界约束建立任务科目基元仿真的轨迹优化模型，最后采用现有的多重打靶、伪谱法或配点法求解该轨迹优化模型，得到完成任务科目基元的所需时间，作为飞行品质量化指标，所以完成该任务科目基元所需时间可以作为衡量直升机是否满足飞行品质规范的量化指标，应当满足下式：

式中tMTE为飞行品质规范中对所选MTE完成时间的限定值，M为待试飞任务科目基元的个数，tf(p)表示完成任务科目基元所需时间，其为直升机总体布局和结构参数的函数；所述的轨迹优化模型如下所示：
目标函数：
动力学方程约束：
路径约束：g(x,u)≤0
边界约束：xl≤x≤xu，ul≤u≤uu
式中，x为直升机的状态量，包括位置、姿态角、速度、角速度变量；u为直升机的操纵量，包括主旋翼总距、纵横向周期变距和尾旋翼总距；p为直升机的总体布局和结构参数亦为直升机总体优化设计中的设计变量，包括旋翼桨叶半径、实度、桨尖速度、尾旋翼位置、安定面大小以及位置参数；为直升机的状态量一阶导数，t为时间变量，f为高置信度直升机非线性飞行动力学模型，g为任务科目基元转化得到的路径约束，tf为完成任务科目基元所需时间，为操纵速率，w为加权系数，上标T表示向量转置；xu,xl分别为状态量的上下限，uu,ul分别为直升机的操纵量的上下限；
第三步，对得到的直升机总体优化设计模型进行求解，输出直升机最优的总体设计方案。
2.根据权利要求1所述的一种考虑飞行品质的直升机总体设计方法，其特征在于：所述的直升机总体优化设计模型的数学模型如下所示：
设计变量：X＝(x1,x2,…,xn)T
目标函数：minF(X)＝α1f1(X)+α2f2(X)+…+αkfk(X)
约束条件：
式中，X为设计变量向量，包括直升机主旋翼桨叶半径、旋翼实度、桨尖速度、尾桨半径、尾旋翼实度以及尾旋翼位置参数，n是设计变量个数，xiu,xil分别为设计变量的上下界，fk(X)为目标函数，αk为各目标函数的线性加权因子，k是目标函数个数；cs(X)为现有直升机总体优化设计的约束函数，S是飞行性能约束个数；F(X)为多个目标函数的线性加权，M为待试飞任务科目基元的个数，cm(X)为飞行品质约束函数。

一种考虑飞行品质的直升机总体设计方法\n技术领域\n[0001] 本发明属于直升机设计技术领域，具体涉及一种考虑飞行品质约束的直升机总体设计方法，在直升机研制初始阶段进行总体布局和确定设计参数时可用于改善飞行品质。\n背景技术\n[0002] 直升机以其独特的垂直起降和空中悬停能力在国土防御和经济建设领域得到了日益广泛的应用。不同的任务需求对直升机的飞行品质有着不同的要求，例如武装直升机在执行空战格斗、贴地隐蔽飞行时对机动性要求较高，而通用直升机在抢险救人、外吊挂飞行时则要求有较好的稳定性。相比于固定翼飞机，直升机的飞行品质较差，但使用任务又要求其具有较好的飞行品质。因此，飞行品质已经成为现代直升机设计的主要性能指标之一。\n[0003] 为了判定直升机的飞行品质等级，美国陆军制定了较为完善的航空设计标准“ADS-33E-PRF军用旋翼飞行器驾驶品质要求”。该规范根据直升机的预定使命，从需要执行的任务中提炼出了23种有待试飞的任务科目基元（MTE，Mission Task Element），涵盖了从有限机动性到迅猛机动性的全部飞行科目，并对每种MTE都给出了性能指标要求和详细说明。ADS33E-PRF规定每一种任务科目基元至少由三名驾驶员分别完成试飞，并根据Cooper-Harper评级规定各自给出主观评定值，然后取其平均值作为该任务科目基元的评级结果。\n传统的直升机飞行品质评估方法普遍采用逆仿真方法，该方法的基本原理是根据飞行品质规范中定义的任务科目基元预先设定飞行轨迹，结合直升机飞行动力学方程，利用逆仿真算法来反求操纵输入量。但是逆仿真技术在飞行品质评估应用中尚存在以下不足：（1）逆解算法的收敛性严重依赖于预先设定的飞行轨迹，不合理的预定轨迹直接导致求解过程发散；（2）对于精确的任务科目基元的品质准则来说，预定轨迹就是衡量飞行品质的指标，无法体现直升机设计参数对飞行品质的影响（；3）飞行品质规范中规定的许多任务科目基元是无法给出具体的数学描述的，而且逆解法也难以考虑不同环境感知度等级对飞行品质的影响。采用逆仿真技术进行飞行品质评估研究难度较大，对于ADS-33E-PRF中的主观评定，目前还是主要依靠驾驶员在地面模拟器上进行仿真及试飞工作来评估。此外，传统的直升机总体设计并未考虑飞行品质的要求，一般只能在原型机生产出来之后进行评估，得到的评价是对全机的结论，难以找出同直升机总体参数的对应关系，也就无法用来事先指导设计。因此，为了使直升机具有较好的飞行品质，发展一种新的飞行品质评估方法，并按照飞行品质规范要求进行直升机总体设计是十分必要的。\n发明内容\n[0004] 针对传统的飞行品质评估方法和直升机总体设计方法的不足，本发明提出了一种考虑飞行品质的直升机总体设计方法，将任务科目基元对直升机位置和姿态的限制处理为其状态量的路径约束，以完成任务科目基元所需时间和操纵速率的时间历程积分为目标函数，建立了直升机机动飞行仿真的轨迹优化模型，该模型从本质上讲是一个最优控制问题，求解此问题即可实现对任务科目基元的数值仿真。以完成任务科目基元所需时间作为直升机飞行品质评估的量化值指标，并将其作为飞行品质约束加入到直升机总体设计框架中。\n应用本发明提供的设计方法可以在直升机研制初始阶段进行总体布局和确定设计参数时就考虑飞行品质，使之达到规范的要求。\n[0005] 本发明的技术解决方案：一种考虑飞行品质的直升机总体设计方法，通过如下步骤实现：\n[0006] （1）根据任务需求，结合现有直升机数据库采用统计分析方法得到初步设计方案，选择直升机总体布局和结构参数作为设计变量，在初步设计方案基础之上选择±50%作为设计变量的上限和下限。\n[0007] （2）建立直升机总体优化设计模型。\n[0008] 以重量效率、需用功率等指标作为目标函数，并在飞行性能、重量要求等约束的基础上增加以完成任务科目基元所需时间作为飞行品质约束，建立改善飞行品质的直升机总体优化设计模型。其中完成任务科目基元所需时间是由本发明提出的基于轨迹优化策略仿真方法得到的；\n[0009] （3）对得到的直升机总体优化设计模型进行求解，输出直升机最优的总体设计方案。\n[0010] 本发明采用基于轨迹优化策略仿真方法建立了直升机机动飞行仿真的最优控制问题框架。将任务科目基元对直升机位置和姿态的限制处理为对其状态量的路径约束，简化了任务科目基元的数学描述工作。所述基于轨迹优化策略仿真方法中，以完成任务科目基元所需时间和操纵速率的时间历程积分作为轨迹优化模型的目标函数，充分体现了飞行品质所包含的两方面的含义：完成预定任务科目基元的时间大小反映了直升机能够完成任务科目基元的质量，它与直升机的基本操稳特性有关；飞行过程中操纵速率的时间历程积分表征着操纵动作的量值和频繁程度，反映了驾驶员负荷的大小。此外，由于飞行品质规范中对完成任务科目基元所需时间做出了明确要求，以此为飞行品质约束加入到直升机总体优化设计模型中，提出了一种改善飞行品质的直升机总体设计方法，应用此方法可以在直升机研制初始阶段进行总体布局和确定设计参数时就考虑飞行品质约束，使之达到规范的要求。\n[0011] 本发明的优点在于：\n[0012] （1）本发明提出的基于轨迹优化策略的机动飞行仿真方法无需预先设定轨迹，只需根据任务科目基元设定路径约束，适用范围广，轨迹优化模型的目标函数充分体现了飞行品质的内在含义。\n[0013] （2）本发明提出的考虑飞行品质的直升机总体设计方法在现有的直升机总体优化设计模型基础上，首次提出以完成任务科目基元所需时间作为飞行品质约束，在直升机研制初期阶段考虑飞行品质，使之达到飞行品质规范要求。\n附图说明\n[0014] 图1是本发明提供的考虑飞行品质约束的直升机总体设计方法流程图；\n[0015] 图2是本发明中任务科目基元仿真流程图。\n具体实施方式\n[0016] 下面结合附图和实施例对本发明提供的设计方法进行详细说明。\n[0017] 如图1所示为本发明的考虑飞行品质的直升机总体设计方法流程图，所述总体设计方法的具体设计步骤如下：\n[0018] 第一步，根据任务需求，结合现有直升机数据库采用统计分析方法得到初步设计方案，选择直升机总体布局和结构参数作为设计变量，在初步方案基础之上选择±50%作为设计变量的上限和下限。\n[0019] 第二步，建立直升机总体优化设计模型。\n[0020] 以重量效率、需用功率等指标作为目标函数，并在飞行性能、重量要求等约束的基础上增加完成任务科目基元所需时间作为飞行品质的约束函数，建立改善飞行品质的直升机总体优化设计模型。\n[0021] 本发明在考虑飞行品质的直升机总体设计方法中，首次建立了基于轨迹优化策略的直升机机动飞行仿真方法，提出了针对ADS-33E-PRF中任务科目基元的量化指标，以此作为飞行品质约束函数建立了一套新的考虑飞行品质的直升机总体设计方法。下面对本发明提出的基于轨迹优化策略的直升机机动飞行仿真方法进行详细说明。\n[0022] 本发明采用数值仿真的方法得到直升机完成任务科目基元所需时间，并以此作为总体优化设计中的飞行品质约束。如图2所示，首先根据直升机的预定使命选定需要试飞的任务科目基元，然后根据飞行品质规范中的定义设置路径约束，结合直升机高置信度飞行动力学模型以及由直升机性能转化得到的边界约束建立任务科目基元仿真的轨迹优化模型，最后采用现有的多重打靶、伪谱法或配点法等方法求解该轨迹优化模型，得到完成任务科目基元的实际飞行时间，作为飞行品质量化指标。直升机机动飞行仿真的轨迹优化模型如下所示：\n[0023] 目标函数：\n[0024] 动力学方程约束：\n[0025] 路径约束：g(x,u)≤0\n[0026] 边界约束：xl≤x≤xu，ul≤u≤uu\n[0027] 式中，x为直升机的状态量，包括位置、姿态角、速度、角速度等变量；u为直升机的操纵量，包括主旋翼总距、纵横向周期变距和尾旋翼总距；p为直升机的总体参数亦为直升机总体优化设计中的设计变量，包括旋翼桨叶半径、实度、桨尖速度、尾旋翼位置、安定面大小以及位置等参数。 为直升机的状态量一阶导数，t为时间变量，f为高置信度直升机非线性飞行动力学模型，g为任务科目基元转化得到的路径约束，tf为完成任务科目基元所需时间， 为操纵速率，w为加权系数，上标T表示向量转置。xl,xu分别为状态量的上下限，ul,uu分别为直升机的操纵量的上下限，根据直升机性能确定。\n[0028] 本质上来看这是一个最优控制问题，通过多重打靶法、伪谱法、配点法或其他现有的最优控制问题求解算法即可求解该问题完成对任务科目基元的仿真，从而得到在操纵输入较为平滑情况下完成该任务科目基元所需时间tf。tf为直升机总体布局和设计参数的函数，可以表示为tf(p)。飞行品质规范中对任务科目基元的位置和姿态要求在仿真过程中已经予以考虑，所以完成该任务科目基元所需时间可以作为衡量直升机是否满足飞行品质规范的量化指标，应当满足下式：\n[0029]\n[0030] 式中tMTE为飞行品质规范中对所选MTE完成时间的限定值，M为待试飞任务科目基元的个数。由于MTE实际完成时间tf(p)为直升机总体布局和设计参数的函数，飞行品质约束函数cm也是直升机总体布局和设计参数的函数，将其引入到现有直升机总体布局和设计参数优化设计中，即可实现在直升机研制初期阶段考虑飞行品质规范要求，使之获得较好飞行品质。\n[0031] 本发明在现有直升机总体优化方法基础上，首次采用完成任务科目基元所需时间作为飞行品质约束，建立了考虑飞行品质约束的直升机总体优化设计模型，该直升机总体优化设计模型包括设计变量、目标函数和约束条件。其中设计变量为直升机的总体布局和设计参数，包括主旋翼桨叶半径、旋翼实度、桨尖速度、尾桨半径、尾旋翼实度以及尾旋翼位置等总体参数；目标函数是多个指标的线性加权，包括重量效率、需用功率等指标；约束条件除了最大航程、航时、升限等性能指标外，还首次考虑了飞行品质的约束。所述直升机总体优化设计模型的数学模型如下所示：\n[0032] 设计变量：X＝(x1,x2,…,xn)T\n[0033] 目标函数：minF(X)＝α1f1(X)+α2f2(X)+…+αkfk(X)\n[0034] 约束条件：\n[0035] 式中，X为设计变量向量，包括直升机主旋翼桨叶半径、旋翼实度、桨尖速度、尾桨半径、尾旋翼实度以及尾旋翼位置等总体参数，n是设计变量个数，xiu,xil分别为设计变量的上下界，在初始设计方案基础上选择±50%作为设计变量的上限和下限。fk(X)为目标函数，可以是重量效率、需用功率等指标，αk为各目标函数的线性加权因子，k是目标函数个数，k=1,2,3,…。cs(X)为现有直升机总体优化设计的约束函数，包括最大航程、航时、升限等性能指标，S是飞行性能约束个数。直升机现有的总体优化设计模型中目标函数和约束函数均为设计变量的函数，可以通过经验公式估算。F(X)为多个目标函数的线性加权，M为待试飞任务科目基元的个数，cm(X)为飞行品质约束函数，通过本发明提出的基于轨迹优化策略的直升机机动飞行仿真方法确定。\n[0036] 第三步，对上述得到的直升机总体优化设计模型进行求解，即可得到既满足飞行性能等现有指标又满足飞行品质规范要求的直升机总体布局和设计参数。其中，求解方法可以采用基于灵敏度分析的优化设计方法，也可以采用现有的任何其它方法来求解。\n[0037] 实施例\n[0038] 本例中针对一种超轻型直升机采用本发明提出的改善飞行品质的总体参数优化设计方法进行设计，选择了主旋翼桨叶半径RMR、旋翼实度σMR、桨尖速度Mtip、尾桨半径RTR、尾旋翼实度σTR以及尾旋翼位置xTR作为设计变量X，飞行性能约束cs(X)选择了最大航程Lmax、[0039] 最大航时Tmax、有效载荷Wpl、自旋性能AI、无地效悬停升限HOGE、使用升限HIGE和最大平飞速度Vmax，飞行品质约束选择了“悬停转弯”基元的完成时间，目标函数选择了最大起飞重量Wto和需用功率Preq的线性加权。\n[0040] 表1算例直升机总体布局和设计参数优化设计结果\n[0041]\n[0042] 表2算例直升机总体参数优化设计性能指标对比\n[0043]\n[0044]\n[0045] 由表2可知，本发明提出的线性加权考虑飞行品质约束的直升机总体优化设计方法对直升机飞行品质有较大程度的改善。通过本发明提出的基于轨迹优化策略方法对“悬停转弯”基元进行仿真发现，不考虑飞行品质约束的优化方法得到的设计方案完成该任务科目基元需要11.559s，无法达到ADS-33E-PRF规范中规定的10s，而采用本发明提出的优化设计方法得到的设计方案完成该任务科目基元所需时间为9.402s，性能提高了将近20%，达到了飞行品质规范的要求。由表1可以发现，采用本发明提出的方法得到的设计方案尾旋翼参数比现有优化设计方法得到的结果偏大，这与实施例选择的任务科目基元有关，“悬停转弯”基元检验的是直升机的偏航操纵性能，而直升机的航向操纵是靠尾桨实现的，因此优化结果符合直升机的基本原理。