胡志平
陆军航空兵学院 101100
【摘要】为了满足直升机飞行品质在发展中的不断增长的需求以及相关领域的研究和结果的缺乏，已经从自动飞行控制的角度进行了研究，作为直升机飞行品质的基本方面系统。根据直升机飞行品质的定义，研究内容，影响因素和指标体系，通过对ADS-33E的合理改进，提出了一种适用于直升机飞行品质评估和相应评估的三维结构，可以为新的直升机系统的开发和评估提供指导，并为我国早期发布直升机的飞行品质规格提供参考。
【关键词】直升机；气动特性；飞行品质
第一章 绪论
在与直升机设计相关的领域中，飞机的机身气动特性设计是基础和重要部分，对直升机的总体飞行性能和飞行品质有直接影响，对直升机的飞行安全，飞行效率和飞行性能具有决定性的影响，考虑到解决空气动力学问题的复杂性和难度，直升机机身的机身气动特性设计主要依靠风洞测试以及设计者的工程经验。风洞测试提供了机身空气动力学数据和制导直升机的设计依据，该方法数据可靠、可信度高，但是为保证风洞试验所模拟的流场与真实流场的相似准数尽可能接近，对实验场地的要求极高，且耗费的成本和时间较长。
自1980年代以来，数值模拟技术受到越来越多的关注。在研究机身气动特性上也有广泛应用。例如龙海斌、吴裕平等利用CFD数值模拟技术对直升机加改装后的机身气动特性进行模拟，能够快速得到各种情况下直升机的气动特性[1]。美国的波音公司在开发波音787客机时也广泛采用CFD数值模拟技术。由于军用直升机模型的数量众多，因此对飞机的机身气动特性设计提出了更多的要求。CFD方法可以比风洞试验更快、更方便地提供气体的空气动力学特性。
本文采取主要根据直升机气动特性，对利用CFD数值技术模拟直升机气动特性的方法进行研究，并通过与风洞试验数据对比分析，研究了直升机气动特性对飞行品质的影响，为改善直升机飞行品质提供了理论支撑。
（一）CFD数值模拟
在过去40年中，随着计算机和CFD计算方法的飞速发展，CFD取得了长足的进步。由于在航空航天动力学和其他领域的迫切需求，。数值模拟方法因其计算速度快、耗费成本低而被广泛用于航空，航天和造船等领域而被广泛应用。
直升机模型开发过程中，直升机的空气动力特性模拟是重点研究内容。但是CFD计算本身是一种近似的数值计算方且计算资源有限，计算出的空气动力学数据和风洞测试结果存在一定差异。本文使用了三种CFD计算方法来计算直升机的机身模型[1]。
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将三组CFD数据与风洞试验结果进行对比，分析各风向下的机身气动特性。可以看出，三种CFD计算方法得到的机身气动特性数据的变化趋势与风洞试验结果基本一致，但在数值上有一些差别。0°攻角时的直升机阻力系数CFD计算值与风洞试验结果的差别如表2所示，-4°~4°攻角时直升机俯仰力矩系数斜率的误差如表3所示。
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由上可知，研究直升机飞行时的阻力系数时，采用全尺寸模型，并以S-A湍流模型进行CFD数值模拟误差较小，研究直升机俯仰力矩系数斜率时，采用风洞缩比模型，并以S-A湍流模型进行CFD数值模拟误差最小。
（二）机身气动特性对飞行品质的影响
上面分析了由三个CFD计算出的气体的空气动力学和风洞测试结果之间的差异。为了研究这些差异对飞行品质计算结果的影响，我们使用了机身的空气动力学特性数据和由三个CFD计算出的风洞测试结果以及计算飞行品质的一部分，例如稳定性和机动性，在增加向前飞行速度的过程中，如果将从三个CFD计算获得的飞机空气动力学数据和风洞试验数据用于向前飞行纵倾计算，则垂直周期俯仰变化的趋势是恒定的。但是，如果当前飞行速度较高，则根据风洞数据计算出的垂直周期螺距与CFD计算出的螺距略有不同。其中，数据2最接近风洞数据的计算结果，数据3与风洞数据的计算结果有很大差异。结合飞机的空气动力学特性，CFD计算出的俯仰力矩系数小于风洞测试结果，因此降低直升飞机头部达到平衡状态所需的垂直工作较少[2]。
在增加滑移角的过程中，如果使用从三个CFD计算获得的气体空气动力学数据和风洞测试结果来计算滑动微调，则CFD数据的尾桨距计算结果和风洞数据具有相同的趋势，并且值存在差异。结合机身的空气动力学特性进行分析。原因是通过CFD计算的偏航力矩系数大于风洞测试结果，并且需要较少的方向控制来使直升机保持平衡状态。
第二章 直升机飞行品质范围与分类
2．1直升机的分类
目前，尚无公认的统一国内外直升机的分类方法和原则。在实践中，直升机种类很多，机动性差异很大，总重量差异很大，这是此分类困难的主要原因。在本文中，我们采用面向任务的分类方法（取决于目的）并将其分类为四个基本类别：侦察，攻击，通用和运输。
2．2飞行阶段种类的划分
直升机的飞行品质必须基于任务飞行阶段的功能要求。原因是同一架飞机的飞行过程通常可以分为一般飞行阶段，例如起飞，巡航任务着陆等。当然，在这些情况下，每个飞行阶段的飞行品质要求都有明显的差异。在整个飞行任务中都会考虑此方法，其最初目的是确保直升机。在飞行过程的前一阶段和下一阶段之间似乎都不会中断，并且可以无缝过渡。
2．3操纵模式的划分
根据创建和发布控制命令的各种主题，直升机的控制模式可以分为三类:
（1）手动控制模式。这是控制模式的最基本类型。地面飞行员根据从下行链路数据链路返回的飞行状态信息来控制直升机，方法是使用手持遥控器或通过地面控制机构加入环路。通过空中飞行控制计算机做出控制命令，以提高稳定性控制或直接命令传输，以通过传输到直升机的上行数据链路实现直升机的飞行控制。
（2）程序控制模式。飞行控制命令，也称为完全自主飞行控制模式，是在此模式下由飞行中的飞行控制计算机程序完全计算和发出的。程序控制模式的控制效果在很多方面取决于控制算法和策略，例如路线规划，自主避障，自主起降，导航精度控制方法的重构，健康管理等。
（3）混合控制模式。即是手动控制模式和程序控制模式的混合控制模式。其中，手动模式主要用于飞行任务剖面两侧的起降，通常用于安全起降或空中紧急情况。程序控制模式是直升机远程起飞时，通过硬件开关或软件命令切换程序控制模式。在那之后，飞行控制计算机程序拥有接管系统的全部权利[3]。
2．4直升机飞行品质
飞行品质(flyingquality)是直升机系统设计中（包括飞行控制系统设计）的主要基础和依据，反映了直升机的独特特征。良好的飞行品质是确保直升机飞行安全并成功完成既定任务的重要保证。通过直升机的积极发展，直升机的飞行品质问题在国内外引起了极大的关注。但是，关于直升机飞行品质和资源的研究很少发表。直升机的飞行品质和无人驾驶飞机之间存在很大差异。这些差异主要是由于系统配置，操作模式和焦点方面的差异，体现在导航中高级自主飞行控制中的高度自动化和系统集成。诸如高级集成之类的显着功能。如果从有人驾驶飞机的标准和准则中复制直升机的性能要求指标体系，评估方法和评估标准，显然存在一定的局限性和不兼容性。因此，本文将参考国内外有关直升机飞行品质相关标准，并结合长期研究经验，结合直升机飞行品质的研究内容与影响因素，性能指标和评估框架等，为中国直升机系统飞行品质的制定，评估和早期发布提供有价值的参考。
第三章 总结
通过建立直升机飞行动力学模型，与风洞测试结果相比，本文分析了CFD计算对直升机飞行品质的影响。通过结合配平，稳定性和可操纵性的计算，可以得出以下结论：（1）对于配平计算，三种CFD计算方法可以更准确地预测气体空气动力学的基本趋势。其中，使用SA湍流模型计算空气动力学数据，修整计算和风洞压缩比，气体尺寸最接近风洞试验数据的计算结果，以及Euler模型的计算有很大的不同。（2）CFD计算的俯仰力矩系数与风洞试验结果的趋势基本一致，但由于与风洞试验结果相比斜率太大，迎角约为-6°，因此可以预测获得。直升机的中程前向飞行的稳定度与风洞数据的结果一致，并且稳定度在高速下会发生偏差。当用作S-A湍流模型和瓦斯尺寸风洞缩减比时，空气动力学数据计算的稳定性与风洞数据计算的稳定性相同，并且在欧拉模型的计算中存在很大差异。（3）使用三个CFD数据计算出的可操纵性响应与风洞数据的计算结果之间存在偏差，但是级别相同。
参考文献
[1]中华人民共和国航空工业部．军用直升机飞行品质规范:HB610586［S］．北京:航空工业出版社，1986．
[2]高金源，焦宗夏，张平．飞机电传操纵系统与主动控制技术［M］．北京:北京航空航天大学出版社，2005:74．
[3]昂海松，曾建江，童明波．现代航空工程［M］．北京:国防工业出版社，2012:139