本發(fā)明屬于飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體涉及一種evtol飛行器共軸旋翼氣動(dòng)性能評(píng)估的迭代算法及設(shè)備。

背景技術(shù)：

1、隨著電儲(chǔ)能技術(shù)和電機(jī)技術(shù)的進(jìn)步以及分布式電驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的應(yīng)用，電動(dòng)垂直起降飛行器(electric?vertical?take-off?and?landing，evtol)在城市空中交通(urban?airmmobility，uam)中扮演著重要的角色。共軸旋翼作為evtol飛行器的一種關(guān)鍵旋翼布局，其設(shè)計(jì)階段對(duì)氣動(dòng)性能的精確評(píng)估至關(guān)重要。由于涉及多個(gè)葉片以及上下旋翼間的氣動(dòng)干擾，基于cfd方法和渦方法的氣動(dòng)性能評(píng)估技術(shù)往往不適用于共軸旋翼初步設(shè)計(jì)階段。動(dòng)量葉素理論(bemt)是分析旋翼懸停和垂直爬升飛行狀態(tài)氣動(dòng)性能的最簡單的數(shù)值方法之一，然而，面向共軸旋翼的動(dòng)量葉素理論存在兩個(gè)難題有待解決：一是方法能夠考慮上下旋翼的相互干擾；二是方法能夠考慮上下旋翼間距的影響。目前已提出的共軸旋翼動(dòng)量葉素理論未能有效解決上述問題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、為了解決現(xiàn)有技術(shù)沒有考慮上下旋翼的相互干擾及上下旋翼間距的問題，本發(fā)明提供如下方案：一種evtol飛行器共軸旋翼氣動(dòng)性能評(píng)估的迭代算法，步驟如下：

2、步驟一：使用經(jīng)典bemt得到上旋翼的誘導(dǎo)速度入流比、拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)；

3、步驟二：使用landgrebe預(yù)定尾跡模型得到上旋翼的尾跡收縮半徑；

4、步驟三：將上旋翼的誘導(dǎo)速度入流比和上旋翼拉力系數(shù)插值至下旋翼，修正槳尖損失，結(jié)合尾跡收縮半徑計(jì)算下旋翼的誘導(dǎo)速度入流比、拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)；

5、步驟四：將下旋翼的誘導(dǎo)速度入流比和下旋翼拉力系數(shù)插值至上旋翼，修正槳尖損失，計(jì)算上旋翼相互作用修正后的拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)；

6、步驟五：根據(jù)收斂標(biāo)準(zhǔn)，判斷上旋翼相互作用修正后的拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)是否與下旋翼的拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)收斂，如果收斂，計(jì)算結(jié)束；如果不收斂，回到步驟二。

7、進(jìn)一步，步驟一中，經(jīng)典bemt計(jì)算具體為：將待評(píng)估旋翼的葉片沿半徑方向分割成多個(gè)無限薄的葉片單元，即葉素，在每個(gè)葉素上建立控制體，對(duì)控制體應(yīng)用動(dòng)量守恒定律，考慮氣流在葉素作用前后的動(dòng)量變化。

8、進(jìn)一步，步驟一中，拉力系數(shù)通過：

9、

10、獲得，其中，σ為實(shí)度，cl為葉素的升力系數(shù)，r為無量綱的葉素位置。

11、進(jìn)一步，步驟一中，扭矩系數(shù)通過：

12、

13、獲得，其中，λ為入流比，cd為葉素的阻力系數(shù)。

14、進(jìn)一步，步驟二中，landgrebe預(yù)定尾跡模型為：

15、

16、k1＝-0.25(ct/σ+0.001θtw)

17、

18、其中，ψω是渦齡角，ztip是上下旋翼間距，nb為槳葉片數(shù)，r為旋翼半徑，θtw為扭轉(zhuǎn)角；

19、進(jìn)一步，步驟二中，上旋翼的尾跡收縮半徑通過：

20、rtip＝a+(1-a)exp(-λψω)

21、獲得，其中，a＝0.78，λ＝0.145+27ct。

22、進(jìn)一步，步驟三與步驟四中，槳尖損失通過：

23、

24、修正，其中，f為修正因子，φ為相對(duì)入流角。

25、進(jìn)一步，步驟五中，收斂標(biāo)準(zhǔn)為

26、

27、其中，ε為誤差控制參數(shù)，選擇為0.001。

28、本發(fā)明還提供一種計(jì)算機(jī)設(shè)備，該設(shè)備包括存儲(chǔ)器和處理器，所述存儲(chǔ)器中存儲(chǔ)有計(jì)算機(jī)程序，當(dāng)所述處理器運(yùn)行所述存儲(chǔ)器存儲(chǔ)的計(jì)算機(jī)程序時(shí)，所述處理器執(zhí)行上述算法。

29、本發(fā)明還提供一種計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)，該計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)上存儲(chǔ)有計(jì)算機(jī)程序，該計(jì)算機(jī)程序被處理器執(zhí)行時(shí)實(shí)現(xiàn)上述算法。

30、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有益效果是：

31、(1)可以快速、穩(wěn)健地分析共軸旋翼懸停和軸向飛行狀態(tài)氣動(dòng)性能，可以作為共軸旋翼初步設(shè)計(jì)階段和優(yōu)化設(shè)計(jì)階段的核心求解算法；

32、(2)可以有效考慮上下旋翼間距的影響，同時(shí)通過迭代計(jì)算考慮上下旋翼的相互干擾。

技術(shù)特征：

1.一種evtol飛行器共軸旋翼氣動(dòng)性能評(píng)估的迭代算法，其特征在于，步驟如下：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種evtol飛行器共軸旋翼氣動(dòng)性能評(píng)估的迭代算法，其特征在于，步驟一中，經(jīng)典bemt計(jì)算具體為：將待評(píng)估旋翼的葉片沿半徑方向分割成多個(gè)無限薄的葉片單元，即葉素，在每個(gè)葉素上建立控制體，對(duì)控制體應(yīng)用動(dòng)量守恒定律，考慮氣流在葉素作用前后的動(dòng)量變化。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種evtol飛行器共軸旋翼氣動(dòng)性能評(píng)估的迭代算法，其特征在于，步驟一中，拉力系數(shù)通過：

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種evtol飛行器共軸旋翼氣動(dòng)性能評(píng)估的迭代算法，其特征在于，步驟一中，扭矩系數(shù)通過：

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種evtol飛行器共軸旋翼氣動(dòng)性能評(píng)估的迭代算法，其特征在于，步驟二中，landgrebe預(yù)定尾跡模型為：

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種evtol飛行器共軸旋翼氣動(dòng)性能評(píng)估的迭代算法，其特征在于，步驟二中，上旋翼的尾跡收縮半徑通過：

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種evtol飛行器共軸旋翼氣動(dòng)性能評(píng)估的迭代算法，其特征在于，步驟三與步驟四中，槳尖損失通過：

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種evtol飛行器共軸旋翼氣動(dòng)性能評(píng)估的迭代算法，其特征在于，步驟五中，收斂標(biāo)準(zhǔn)為

9.計(jì)算機(jī)設(shè)備，包括存儲(chǔ)器和處理器，其特征在于，所述存儲(chǔ)器中存儲(chǔ)有計(jì)算機(jī)程序，當(dāng)所述處理器運(yùn)行所述存儲(chǔ)器存儲(chǔ)的計(jì)算機(jī)程序時(shí)，所述處理器執(zhí)行權(quán)利要求1-8所述的一種evtol飛行器共軸旋翼氣動(dòng)性能評(píng)估的迭代算法。

10.計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)，其特征在于，所述計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)存儲(chǔ)有計(jì)算機(jī)程序，所述計(jì)算機(jī)程序被處理器執(zhí)行時(shí)實(shí)現(xiàn)權(quán)利要求1-8所述的一種evtol飛行器共軸旋翼氣動(dòng)性能評(píng)估的迭代算法。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開一種eVTOL飛行器共軸旋翼氣動(dòng)性能評(píng)估的迭代算法及設(shè)備，屬于飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，可以有效地提高共軸旋翼氣動(dòng)性能評(píng)估的精度和穩(wěn)定性，方法如下：上旋翼的氣動(dòng)性能和尾跡收縮映射至下旋翼，計(jì)算下旋翼的入流比，并將下旋翼的氣動(dòng)性能映射至上旋翼，同時(shí)，引入上下旋翼影響因子，計(jì)算上旋翼的入流比，上述過程交叉迭代進(jìn)行，直至滿足收斂標(biāo)準(zhǔn)，獲得最終的共軸旋翼氣動(dòng)性能，本發(fā)明能夠有效考慮上下旋翼間距的影響，同時(shí)通過迭代計(jì)算考慮上下旋翼的相互干擾。

技術(shù)研發(fā)人員：王普緣,高洪波,李勁光,邵天雙,陳寶,劉國政
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國航空工業(yè)集團(tuán)公司哈爾濱空氣動(dòng)力研究所
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/5/15