共轴刚性旋翼高速直升机配平策略优化设计

doi:10.7527/S1000-6893.2023.29069

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共轴刚性旋翼高速直升机配平策略优化设计

王梓旭¹, 李攀¹(), 鲁可¹^,², 朱振华¹, 陈仁良¹

^1.南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室，南京 210016
^2.中国直升机设计研究所，景德镇 333001

收稿日期:2023-05-30 修回日期:2023-06-18 接受日期:2023-07-07 出版日期:2024-05-15 发布日期:2023-07-17
通讯作者: 李攀 E-mail:lipan@nuaa.edu.cn
基金资助:
航空科学基金(20175752046);航空航天结构力学及控制全国重点实验室青年项目(MCAS-S-0323G01)

Optimized design of trim strategy for coaxial rigid rotor high-speed helicopter

Zixu WANG¹, Pan LI¹(), Ke LU¹^,², Zhenhua ZHU¹, Renliang CHEN¹

^1.National Key Laboratory of Helicopter Aeromechanics，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China
^2.China Helicopter Research and Development Institute，Jingdezhen 333001，China

Received:2023-05-30 Revised:2023-06-18 Accepted:2023-07-07 Online:2024-05-15 Published:2023-07-17
Contact: Pan LI E-mail:lipan@nuaa.edu.cn
Supported by:
Aeronautical Science Foundation of China(20175752046);State Key Laboratory of Mechanics and Control for Aerospace Structures(MCAS-S-0323G01)

摘要/Abstract

摘要：

最大巡航速度、最大平飞速度是共轴刚性旋翼高速直升机最重要的性能指标之一，其特殊的构型和工作方式导致其旋翼桨毂载荷问题突出。高速飞行俯仰姿态角、平尾安装角、横向周期变距差动、旋翼转速等配平状态和设计参数对需用功率、桨毂载荷、操稳特性等具有显著的非线性交叉耦合影响，在考虑飞行品质相关要求下开展了高速飞行配平策略优化设计方法研究，为获得飞行性能和桨毂载荷综合最优配平策略提供设计手段。基于共轴刚性旋翼高速直升机非线性飞行动力学模型，分析了不同配平策略设计参数对配平特性、稳定性、操纵性等影响规律；在此基础上，将配平策略设计问题描述为数学优化问题；为提高优化计算效率和降低优化失败风险，基于Kriging代理模型开展配平策略优化设计研究。优化结果表明：在最大巡航速度和最大飞行速度下，相比于基准配平策略，在最优功率配平策略下需用功率分别降低5.7%、6.9%；在最优桨毂力矩配平策略下桨毂力矩载荷分别降低55.6%、55.2%；在需用功率、桨毂力矩综合最优策略下需用功率分别降低1.8%、3.1%，桨毂力矩载荷分别降低49.4%、46.2%，验证了提出的配平策略优化设计方法的有效性。

关键词: 共轴刚性旋翼高速直升机, 配平特性, 配平策略, Kriging模型, 优化设计

Abstract:

The maximum cruise speed and maximum level flight speed are among the most important performance indexes for coaxial rigid rotor high-speed helicopters， whose special configuration and operating mechanism lead to serious rotor hub loading problems. The trim strategy design parameters such as high-speed flight pitch attitude， horizontal tail installation angle， differential lateral cyclic pitch， and rotor speed， induce significant cross-coupling effects on the required power， rotor hub loads， controllability， and stability. In this paper， the optimal design method of the trim strategy for high-speed flight is conducted under the handling qualities requirements. The aim is to provide a methodology for achieving the optimal trim strategy that achieves the best trade-off between flight performance and rotor hub loads. Firstly， based on the nonlinear flight dynamics model of the coaxial rigid rotor high-speed helicopter， the impact of design parameters of different trim strategies on the trim characteristics， stability， and controllability was analyzed. Subsequently， the trim strategy design problem was described as a mathematical optimization problem. Lastly， to improve optimization computational efficiency and reduce the risk of optimization failure， the trim strategy optimization design was conducted based on the Kriging surrogate model. The optimization results indicate that， at the maximum cruise speed and maximum flight speed， the required power is reduced by 5.7% and 6.9% under the optimal power trim strategy compared to the baseline strategy； the rotor hub moment load is reduced by 55.6% and 55.2% under the optimal rotor hub moment trim strategy； the required power is reduced by 1.8% and 3.1%， and the hub moment load is reduced by 49.4% and 46.2%， under the integrated optimal strategies for both power and hub moment. These results validate the effectiveness of the proposed optimization design method for trim strategy.

Key words: coaxial rigid rotor high-speed helicopter, trim characteristics, trim strategy, Kriging model, optimized design

中图分类号:

V211.52

王梓旭, 李攀, 鲁可, 朱振华, 陈仁良. 共轴刚性旋翼高速直升机配平策略优化设计[J]. 航空学报, 2024, 45(9): 529069-529069.

Zixu WANG, Pan LI, Ke LU, Zhenhua ZHU, Renliang CHEN. Optimized design of trim strategy for coaxial rigid rotor high-speed helicopter[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(9): 529069-529069.

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参考文献 37

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参数	取值
推力螺旋桨桨毂中心位置/m	［-7.6 0 0］
推力螺旋桨桨叶片数	3
推力螺旋桨半径/m	1.3
推力螺旋桨转速 /（rad·s^-1）	209.4
推力螺旋桨实度	0.20

变量	基本配平策略（方案1）	优化配平策略（方案2）
俯仰角/（°）	0	3.43
平尾安装角/（°）	0	-4.21
无量纲旋翼转速	0.90	0.83
横向周期变距差动/（°）	0	2.32
升力偏置	0.31	0.29
操纵极性反向	否	否
纵向短周期模态阻尼比	0.54（等级1）	0.57（等级1）
荷兰滚模态阻尼比	0.28（等级1）	0.28（等级1）
纵向操纵功效/（rad∙s^-2∙cm）	0.45（等级1）	0.52（等级1）
横向操纵功效/（rad∙s^-2∙cm）	1.52（等级1）	1.44（等级1）
桨毂合力矩/（N∙m）	95 567.99	65 123.72
总需用功率/kW	2 788.26	2 628.72

变量	基本配平策略（方案1）	优化配平策略（方案3）
俯仰角/（°）	0	3.17
平尾安装角/（°）	0	-5.84
无量纲旋翼转速	0.90	0.82
横向周期变距差动/（°）	0	2.00
升力偏置	0.32	0.29
操纵极性反向	否	否
纵向短周期模态阻尼比	0.50（等级1）	0.42（等级1）
荷兰滚模态阻尼比	0.28（等级1）	0.27（等级1）
纵向操纵功效/（rad∙s^-2∙cm）	0.48（等级1）	0.41（等级1）
横向操纵功效/（rad∙s^-2∙cm）	1.61（等级1）	1.50（等级1）
桨毂合力矩/（N∙m）	100 549.09	63 436.41
总需用功率/kW	4 101.90	3 819.90

变量	基本配平策略（方案1）	优化配平策略（方案4）
俯仰角/（°）	0	4.14
平尾安装角/（°）	0	-5.18
无量纲旋翼转速	0.90	1.00
横向周期变距差动/（°）	0	3.06
升力偏置	0.31	0.14
操纵极性反向	否	否
纵向短周期模态阻尼比	0.54（等级1）	0.60（等级1）
荷兰滚模态阻尼比	0.28（等级1）	0.26（等级1）
纵向操纵功效/（rad∙s^-2∙cm）	0.45（等级1）	0.54（等级1）
横向操纵功效/（rad∙s^-2∙cm）	1.52（等级1）	1.63（等级1）
J₂/（N∙m）	95 567.99	42 419.24
总需用功率/kW	2 788.26	2 865.27

变量	基本配平策略（方案1）	优化配平策略（方案5）
俯仰角/（°）	0	4.42
平尾安装角/（°）	0	-5.74
无量纲旋翼转速	0.90	1.00
横向周期变距差动/（°）	0	2.32
升力偏置	0.32	0.15
操纵极性反向	否	否
纵向短周期模态阻尼比	0.50（等级1）	0.59（等级1）
荷兰滚模态阻尼比	0.28（等级1）	0.26（等级1）
纵向操纵功效/（rad∙s^-2∙cm）	0.48（等级1）	0.60（等级1）
横向操纵功效/（rad∙s^-2∙cm）	1.61（等级1）	1.75（等级1）
J₂/（N∙m）	100 549.09	45 017.28
总需用功率/kW	4 101.90	4 266.07

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Optimized design of trim strategy for coaxial rigid rotor high-speed helicopter

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变量	方案6
俯仰角/（°）	4.87
平尾安装角/（°）	-6.00
无量纲旋翼转速	1.00
横向周期变距差动/（°）	0.90
升力偏置	0.17
操纵极性反向	否
纵向短周期模态阻尼比	0.63（等级1）
荷兰滚模态阻尼比	0.27（等级1）
纵向操纵功效/（rad∙s^-2∙cm）	0.59（等级1）
横向操纵功效/（rad∙s^-2∙cm）	1.64（等级1）
J₂/（N∙m）	48 370.23
总需用功率/kW	2 736.93

变量	方案7
俯仰角/（°）	4.75
平尾安装角/（°）	-6.00
无量纲旋翼转速	0.94
横向周期变距差动/（°）	2.16
升力偏置	0.22
操纵极性反向	否
纵向短周期模态阻尼比	0.54（等级1）
荷兰滚模态阻尼比	0.26（等级1）
纵向操纵功效/（rad∙s^-2∙cm）	0.54（等级1）
横向操纵功效/（rad∙s^-2∙cm）	1.68（等级1）
J₂/（N∙m）	54 103.47
总需用功率/kW	3 975.401

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