CN113094817B - 一种直升机武器发射响应的计算方法 - Google Patents

一种直升机武器发射响应的计算方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于直升机飞行力学技术领域，具体涉及一种直升机武器发射响应的计算方法。当直升机受武器发射后坐力扰动时，在直升机平衡基础上产生了后坐力和力矩，由于后坐力的冲量扰动作用，势必引起直升机运动状态发生变化。如果直升机在武器发射、抛放等状态受到扰动很大时，不仅影响直升机武器发射的精度，还会危及直升机的飞行安全。本发明通过对直升机受力扰动响应计算来得到直升机可以使用以及驾驶员可以接受的武器发射和吊挂抛放状态，这不仅有助于前期直升机飞行品质设计，对直升机武器发射和抛放试飞也可以提出意见以保障试飞安全。

Description

一种直升机武器发射响应的计算方法
技术领域
本发明属于直升机飞行力学技术领域，具体涉及一种直升机武器发射响应的计算方法。
背景技术
直升机工作时周边气动环境非常复杂，直升机在飞行过程中可能会遇到各种扰动作用。在定常飞行状态下，直升机上的各个力和力矩应相互平衡，运动状态相对稳定。当直升机上的武器发射时，旋翼周边气流会受到由于武器射出带来的气动干扰。其次，直升机会受到武器发射后坐力扰动而改变其飞行状态，当直升机单侧进行武器发射时，过大的发射力可能会引起直升机侧倾。或直升机武器连发带来的发射力有足够的频率和幅值时，直升机可能会出现驾驶员不可接受的响应。这种影响是复杂的，它不仅会对驾驶员的飞行体验产生影响，甚至会危及到飞行安全。并且当武器发射角度不对时，射出的武器可能与挥舞的桨叶发生碰撞进而破坏桨叶结构，这对飞行是有极大的风险的。
直升机武器发射受力扰动与直升机常见的阵风扰动和驾驶杆扰动还有所不同。环境阵风扰动和驾驶杆扰动是偶然性的，而对于发射武器的武装型直升机而言，武器发射时发射力扰动是必然存在的。不同的武器发射状态会对直升机产生不同的响应，为了分析直升机武器发射对直升机飞行的影响，需要分析直升机不同武器发射状态下的响应，得到了直升机武器发射响应后，不仅可以分析直升机驾驶员的飞行体验，也可以分析直升机武器发射的飞行安全性。
发明内容
本发明的目的：为了保障直升机武器发射的安全性，提出一种直升机武器发射响应的计算方法，在前期设计中初步计算武器发射和抛放对直升机的响应，以排除掉一些可能危及飞行安全的直升机武器发射状态。
本发明的技术方案：为了实现上述目的，提供一种直升机武器发射响应的计算方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1：建立直升机飞行动力学模型；
建立直升机飞行动力学模型包括旋翼***建模、尾桨建模、机身气动力建模和尾部气动面建模；
旋翼***建模使用叶素理论将旋翼桨叶看成由无限个桨叶微段组成，得到叶素的几何特性、运动特性和空气动力学特性之间的关系，然后对一片桨叶进行积分，进而对整个旋翼进行求解，得到旋翼空气动力在机体轴系的力和力矩；尾桨建模使用贝利尾桨；机身建模根据直升机的总体重量、相对重心位置和各个方向上的转动惯量建立机身六自由度运动模型；尾部气动面建模使用升力线理论；将各个分***模型结合起来，得到直升机飞行动力学模型；
S2：求解定常直升机飞行动力学方程组，计算得到直升机初始俯仰角和滚转角；
直升机在定常飞行时，只受到空气动力和重力的作用，直升机在各部件空气动力和重力的作用下产生六自由度运动，所述方程组如(1-1)、(1-2)所示：
Figure GDA0003733390470000021
Figure GDA0003733390470000022
公式中参数含义如下：
m：直升机质量
vx、vy、vz：直升机质心在地面坐标系X、Y、Z方向的速度
wx、wy、wz：直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向的角速度
θ、γ：直升机初始俯仰角、滚转角
FX、FY、FZ：直升机空气动力在机体坐标系X、Y、Z方向的三分量
Ix、Iy、Iz：直升机质量对直升机机体坐标系X、Y、Z方向各轴的惯性矩
Ixy：直升机质量对直升机机体坐标系的Z轴惯性积
∑Mx、∑My、∑Mz：直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向力矩
上式中，式(1-1)是直升机的受力情况，描述了直升机质心的三自由度运动，方程式左边是直升机的运动和所受重力，方程式右边是直升机各部件的空气动力；式(1-2)是直升机的力矩方程，描述了直升机绕质心的三自由度运动情况；
上式包含了直升机定常飞行的全部飞行动力学因素，可以准确描述直升机的响应。
S3：按照冲量理论，根据直升机发射出的武器质量、速度、后坐力计算直升机所受的后坐力作用时间；
直升机上的武器发射出去时，武器会获得一个向前的速度，并且直升机会受到后坐力作用；根据已知的武器的质量和射出的速度以及后坐力，按照冲量理论，可以得到后坐力在直升机上的作用时间，根据如下式(1-3)计算后坐力作用时间
m1v＝ft1 (1-3)
公式中参数含义如下：
m1：武器发射质量
v：武器发射速度
f：武器发射后坐力
t1：后坐力作用时间
式(1-3)中左边是武器发射出去的动量，右边是冲量，根据公式即可得到武器发射的后坐力作用在直升机上的时间；
S4：根据武器发射的位置，确定后坐力在直升机上的作用点；
所述后坐力在直升机上的作用点即武器发射的位置；
S5：根据武器发射的方向，包括上下发射角度、左右发射角度来确定后坐力在直升机上的作用方向；
所述后坐力的作用方向即武器发射的方向；
S6：根据S3-S5得到的后坐力在直升机上的大小、方向、作用时间以及作用点与直升机质心的相对位置，将后坐力向量分解为直升机机体坐标系下的力和力矩三分量；
S7：将后坐力和力矩三分量、武器发射时间间隔处理为时间函数的脉冲波代入到武器发射直升机动态响应方程组中，并求解武器发射直升机动态响应方程组，计算得到直升机质心在地面坐标系X、Y、Z方向的速度、以及直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向的角速度；武器发射直升机动态响应方程组如式(1-4)、(1-5)所示；
Figure GDA0003733390470000041
Figure GDA0003733390470000042
公式中参数含义如下：
m：直升机质量
vx、vy、vz：直升机质心在地面坐标系X、Y、Z方向的速度
wx、wy、wz：直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向的角速度
θ、γ：直升机俯仰角、滚转角
FX、FY、FZ：直升机空气动力在机体坐标系X、Y、Z方向的三分量
Ix、Iy、Iz：直升机质量对直升机机体坐标系X、Y、Z方向各轴的惯性矩
Ixy：直升机质量对直升机机体坐标系的Z轴惯性积
∑Mx、∑My、∑Mz：直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向力矩FJx、FJy、FJz：后坐力在直升机机体坐标系X、Y、Z方向的三分量
S8：根据直升机角速度和姿态角的运动学关系，计算得到直升机的三个姿态角，分别是俯仰角、滚转角和航向角；直升机角速度和姿态角的运动学关系如下：
Figure GDA0003733390470000051
公式中参数含义如下：
wx、wy、wz：直升机绕直升机质心在三方向分角速度
θ、γ、ψ：直升机俯仰角、滚转角、偏航角。
本发明的有益技术效果：本发明提出一种直升机武器发射响应的计算方法，当直升机受武器发射后坐力扰动时，在直升机平衡基础上加入了后坐力和力矩，由于后坐力的冲量扰动作用，势必引起直升机运动状态发生变化。如果直升机在武器发射、抛放等状态受到扰动很大时，不仅影响直升机武器发射的精度，还会危及直升机的飞行安全。
通过直升机受力扰动响应计算来得到直升机可以使用以及驾驶员可以接受的武器发射和吊挂抛放状态，这不仅有助于前期直升机飞行品质设计，对直升机武器发射和抛放试飞也可以提出意见以保障试飞安全。
附图说明
图1是本发明方法流程图；
图2是武器发射后坐力冲量脉冲方波示意图；
图3是本发明实施例不同发射数下直升机俯仰角随时间变化曲线；
图4是本发明实施例不同发射角下直升机俯仰角随时间变化曲线；
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
S1：建立直升机飞行动力学模型；
建立直升机飞行动力学模型包括旋翼***建模、尾桨建模、机身气动力建模和尾部气动面建模；
旋翼***建模使用叶素理论将旋翼桨叶看成由无限个桨叶微段组成，得到叶素的几何特性、运动特性和空气动力学特性之间的关系，然后对一片桨叶进行积分，进而对整个旋翼进行求解，得到旋翼空气动力在机体轴系的力和力矩；尾桨建模使用贝利尾桨；机身建模根据直升机的总体重量、相对重心位置和各个方向上的转动惯量建立机身六自由度运动模型；尾部气动面建模使用升力线理论；将各个分***模型结合起来，得到直升机飞行动力学模型；
S2：求解定常直升机飞行动力学方程组，计算得到直升机初始俯仰角和滚转角；
直升机在定常飞行时，只受到空气动力和重力的作用，直升机在各部件空气动力和重力的作用下产生六自由度运动，所述方程组如(1-1)、(1-2)所示：求解的是定常飞行状态下的直升机飞行特性，定常飞行即稳定飞行状态，直升机姿态角不发生变化，所以直升机的角速度为0，求解得到的角度就是直升机的初始俯仰角和滚转角。
Figure GDA0003733390470000071
Figure GDA0003733390470000072
公式中参数含义如下：
m：直升机质量
vx、vy、vz：直升机质心在地面坐标系X、Y、Z方向的速度
wx、wy、wz：直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向的角速度
θ、γ：直升机初始俯仰角、滚转角
FX、FY、FZ：直升机空气动力在机体坐标系X、Y、Z方向的三分量
Ix、Iy、Iz：直升机质量对直升机机体坐标系X、Y、Z方向各轴的惯性矩
Ixy：直升机质量对直升机机体坐标系的Z轴惯性积
∑Mx、∑My、∑Mz：直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向力矩
上式中，式(1-1)是直升机的受力情况，描述了直升机质心的三自由度运动，方程式左边是直升机的运动和所受重力，方程式右边是直升机各部件的空气动力；式(1-2)是直升机的力矩方程，描述了直升机绕质心的三自由度运动情况；
上式包含了直升机定常飞行的全部飞行动力学因素，可以准确描述直升机的响应。
S3：按照冲量理论，根据直升机发射出的武器质量、速度、后坐力计算直升机所受的后坐力作用时间；
直升机上的武器发射出去时，武器会获得一个向前的速度，并且直升机会受到后坐力作用；根据已知的武器的质量和射出的速度以及后坐力，按照冲量理论，可以得到后坐力在直升机上的作用时间，根据如下式(1-3)计算后坐力作用时间；
m1v＝ft1 (1-3)
公式中参数含义如下：
m1：武器发射质量
v：武器发射速度
f：武器发射后坐力
t1：后坐力作用时间
本实施例中，武器发射质量0.1kg、武器发射速度468m/s、武器发射后坐力1170N，求解式(1-3)得到武器发射后坐力作用在直升机上的时间为0.04s。
S4：根据武器发射的位置，确定后坐力在直升机上的作用点；
所述后坐力在直升机上的作用点即武器发射的位置；
S5：根据武器发射的方向，包括上下发射角度、左右发射角度来确定后坐力在直升机上的作用方向；
所述后坐力的作用方向即武器发射的方向；如图4所示，为直升机不同武器发射方向对这升级武器发射俯仰角响应的影响曲线；
S6：根据S3-S5得到的后坐力在直升机上的大小、方向、作用时间以及作用点与直升机质心的相对位置，将后坐力向量分解为直升机机体坐标系下的力和力矩三分量；
S7：将后坐力和力矩三分量、武器发射时间间隔处理为时间函数的脉冲波(如图2所示)代入到武器发射直升机动态响应方程组中，并求解武器发射直升机动态响应方程组，计算得到直升机质心在地面坐标系X、Y、Z方向的速度、以及直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向的角速度；武器发射直升机动态响应方程组如式(1-4)、(1-5)所示；
将后坐力大小和时间处理为如图2所示的函数形式，图2中0-Δt1是单发武器发射的后坐力与时间的关系，0-Δt5是武器三连发的后坐力与时间的关系，以此类推。根据不同武器发射数与时间的关系，代入步骤S8，可以计算得到如图3所示的武器发射对直升机俯仰角相应的影响曲线；
Figure GDA0003733390470000091
Figure GDA0003733390470000092
公式中参数含义如下：
m：直升机质量
vx、vy、vz：直升机质心在地面坐标系X、Y、Z方向的速度
wx、wy、wz：直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向的角速度
θ、γ：直升机俯仰角、滚转角
FX、FY、FZ：直升机空气动力在机体坐标系X、Y、Z方向的三分量
Ix、Iy、Iz：直升机质量对直升机机体坐标系X、Y、Z方向各轴的惯性矩
Ixy：直升机质量对直升机机体坐标系的Z轴惯性积
∑Mx、∑My、∑Mz：直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向力矩FJx、FJy、FJz：后坐力在直升机机体坐标系X、Y、Z方向的三分量
S8：根据直升机角速度和姿态角的运动学关系，计算得到直升机的三个姿态角，分别是俯仰角、滚转角和航向角；直升机角速度和姿态角的运动学关系如下：
Figure GDA0003733390470000101
公式中参数含义如下：
wx、wy、wz：直升机绕直升机质心在三方向分角速度
θ、γ、ψ：直升机俯仰角、滚转角、偏航角。
以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种直升机武器发射响应的计算方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1：建立直升机飞行动力学模型；
S2：求解定常直升机飞行动力学方程组，计算得到直升机初始俯仰角和滚转角；
S3：按照冲量理论，根据直升机发射出的武器质量、速度、后坐力计算直升机所受的后坐力作用时间；
S4：根据武器发射的位置，确定后坐力在直升机上的作用点；
S5：根据武器发射的方向，包括上下发射角度、左右发射角度来确定后坐力在直升机上的作用方向；
S6：根据S3-S5得到的后坐力在直升机上的大小、方向、作用时间以及作用点与直升机质心的相对位置，将后坐力向量分解为直升机机体坐标系下的力和力矩三分量；
S7：将后坐力和力矩三分量、武器发射时间间隔处理为时间函数的脉冲波代入到武器发射直升机动态响应方程组中，并求解武器发射直升机动态响应方程组，计算得到直升机质心在地面坐标系X、Y、Z方向的速度、以及直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向的角速度；
在所述步骤S7中，所述武器发射直升机动态响应方程组
Figure FDA0003733390460000011
Figure FDA0003733390460000012
公式中参数含义如下：
m：直升机质量
t：时间
vx、vy、vz：直升机质心在地面坐标系X、Y、Z方向的速度
wx、wy、wz：直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向的角速度
θ、γ：直升机俯仰角、滚转角
FX、FY、FZ：直升机空气动力在机体坐标系X、Y、Z方向的三分量
Ix、Iy、Iz：直升机质量对直升机机体坐标系X、Y、Z方向各轴的惯性矩
Ixy：直升机质量对直升机机体坐标系的Z轴惯性积
∑Mx、∑My、∑Mz：直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向力矩
FJx、FJy、FJz：后坐力在直升机机体坐标系X、Y、Z方向的三分量；
S8：根据直升机角速度和姿态角的运动学关系，计算得到直升机的三个姿态角，分别是俯仰角、滚转角和航向角；
在所述步骤S8中，直升机角速度和姿态角的运动学关系如下式式(1-6)所示：
Figure FDA0003733390460000021
公式中参数含义如下：
wx、wy、wz：直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向的角速度t：时间
θ、γ、ψ：直升机俯仰角、滚转角、偏航角。
2.根据权利要求1所述的一种直升机武器发射响应的计算方法，其特征在于，在所述步骤S1中，建立直升机飞行动力学模型包括旋翼***建模、尾桨建模、机身气动力建模和尾部气动面建模。
3.根据权利要求1所述的一种直升机武器发射响应的计算方法，其特征在于，在所述步骤S2中，所述定常直升机飞行动力学方程组如下：
Figure FDA0003733390460000031
Figure FDA0003733390460000032
公式中参数含义如下：
m：直升机质量
t：时间
vx、vy、vz：直升机质心在地面坐标系X、Y、Z方向的速度
wx、wy、wz：直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向的角速度
θ、γ：直升机初始俯仰角、滚转角
FX、FY、FZ：直升机空气动力在机体坐标系X、Y、Z方向的三分量
Ix、Iy、Iz：直升机质量对直升机机体坐标系X、Y、Z方向各轴的惯性矩
Ixy：直升机质量对直升机机体坐标系的Z轴惯性积
∑Mx、∑My、∑Mz：直升机绕直升机质心在机体坐标系X、Y、Z方向力矩。
4.根据权利要求1所述的一种直升机武器发射响应的计算方法，其特征在于，在所述步骤S3中，根据已知的武器的质量和射出的速度以及后坐力，按照冲量理论，得到后坐力在直升机上的作用时间；
m1v＝ft1 (1-3)
公式中参数含义如下：
m1：发射武器质量
v：发射武器速度
f：武器发射后坐力
t1：后坐力作用时间。
5.根据权利要求1所述的一种直升机武器发射响应的计算方法，其特征在于，
在所述步骤S4中，所述后坐力在直升机上的作用点是指武器发射的位置。
6.根据权利要求1所述的一种直升机武器发射响应的计算方法，其特征在于，
在所述步骤S5中，所述后坐力的作用方向是指武器发射的方向。
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