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直升机机动飞行的逆模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
本文给出了一种直升机机动飞行的逆模拟方法以计算跟随预定飞行轨迹的驾驶员操纵,根据这一方法可以确定为完成直升机机动飞行所需的驾驶员操纵输入及直长机的飞行速度、角速度和的变化历程。直同飞行动力学模型没有作任何线化假设,其中考虑了旋翼入流的时滞效应、前行桨叶的压缩性物后行桨叶的失速特性及旋翼桨叶的非定常挥舞运动,引入了旋翼尾迹对直升机机身、尾翼和尾桨的气动干扰。最后以黑鹰直升机为例计算了鱼跃越障机动飞行 相似文献
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旋翼转速优化直升机的纵向操纵性与稳定性分析 总被引:2,自引:1,他引:1
针对不同旋翼转速、桨叶弹簧刚度、平尾面积对旋翼转速优化(OSR)直升机操纵性、稳定性的影响,建立了飞行动力学模型,该模型以自由尾迹计算旋翼入流,考虑了旋翼尾迹对其他气动部件的干扰,最后利用差分法计算直升机的气动导数及操纵导数矩阵.结果表明:旋翼转速的减小,降低了直升机的操纵性,增加了旋翼的迎角稳定性,但增加桨叶根部弹簧刚度则会提高直升机操纵性,同时也会使得稳定性下降;而旋翼转速优化直升机的无平尾设计虽然降低了直升机的纵向稳定性,使得样例直升机处于飞行品质规范ADS-33E中的第3级水平,由此带来的不稳定模态的振荡发散周期较长,并且取消平尾后提高了直升机的操纵性,通过飞行控制系统完全可以抑制,因此无平尾设计方案对旋翼转速优化直升机而言仍然是可接受的. 相似文献
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直升机气动设计是设计先进直升机的关键技术之一.它包括飞行性能、飞行载荷、飞行品质、旋翼气动载荷计算及分析、直升机气动外形设计、直升机气动试验、旋翼气动噪声计算分析、直升机舰面起降特性计算、流动主动控制技术等研究内容.…… 相似文献
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共轴刚性旋翼直升机上下旋翼间距小,旋翼间气动干扰较为复杂,影响飞行动力学特性。针对这一问题,利用涡环单元动态尾迹方法构建了共轴旋翼气动力模型,通过与风洞试验结果比对说明该模型能够准确地计算存在气动干扰时共轴旋翼的气动力特性。以该共轴旋翼气动力模型为基础,建立了共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,并以XH-59A直升机为研究对象,计算了前进比为0~0.4时的配平特性。通过与飞行试验数据的比对发现:该飞行动力学模型与飞行试验结果比对良好;且模型计算速度较快。通过对配平结果以及旋翼尾迹运动的分析发现:共轴刚性旋翼直升机旋翼间气动干扰会增加悬停和低速前飞时的配平总距和总距差动;低速前飞时的纵向周期变距负梯度现象是由于旋翼间气动干扰与刚性旋翼挥舞运动特性叠加而造成的。 相似文献
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针对直升机旋翼转速设计问题,对变旋翼转速直升机飞行品质进行了研究。以某变旋翼转速直升机为研究对象,建立了无铰刚性单旋翼直升机飞行动力学模型,并参照ADS-33E-PRF飞行品质规范,计算了样例直升机在悬停以及前飞(30 m/s)时不同旋翼转速状态下的操纵带宽、相位延迟、姿态快捷性和轴间耦合等操纵品质指标,分析得到不同速度下旋翼转速变化对直升机操纵品质的影响。结果表明,旋翼转速降低对滚转与俯仰姿态变化飞行品质有不利影响,对小幅度偏航姿态变化飞行品质没有影响,对中等幅度偏航姿态变化有利,对直升机轴间耦合有不利影响。 相似文献
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复合式共轴直升机飞行动力学数学模型研究 总被引:3,自引:0,他引:3
建立了复合式共轴直升机的飞行动力学数学模型。根据复合式共轴直升机的构型特点,计入上下旋翼,旋翼与机翼之间的相互气动干扰,建立了旋翼、机翼等部件的气动计算模型。以某小型复合式共轴直升机为例,运用牛顿迭代法完成了3种飞行模式下的配平计算,得到了从悬停到高速前飞各种飞行状态下的操纵量和状态量,分析了复合式共轴直升机飞行的物理... 相似文献
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张学军 《海军航空工程学院学报》2006,21(5):571-573
阐明了在现有的直升机性能计算中,旋翼功率传递系数总是假定为常数,这种处理方法具有很大的局限性。文章详细地介绍了从飞行力学的角度来确定直升机平直飞行时的旋翼功率传递系数。首先,通过飞行力学中的配平计算得到直升机在不同飞行速度下的旋翼和尾桨的需用功率;然后,用试飞实测方法确定除旋翼和尾桨外的功率损耗;最终,得到直升机在不同飞行速度下的旋翼功率传递系数。认为:由于旋翼、尾桨的需用功率由飞行力学的配平方法得到,其结果能合理地反映飞行状态和直升机尾部构型等因素对它们的影响,加上除旋翼和尾桨外的功率由试飞实测得到,因而文中所述的直升机旋翼功率传递系数能更准确地反映直升机的功率传递关系。 相似文献
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提出了一种确定直升机平直飞行时旋翼功率传递系数的方法;首先,通过飞行力学中的配平计算得到直升机在不同飞行速度下旋翼和尾桨的需用功率;然后,用试飞实测方法确定除旋翼和尾桨外的功率损耗;最终,得到直升机在不同飞行速度下的旋翼功率传递系数。结果表明:由于旋翼、尾桨的需用功率由飞行力学的配平方法得到,能合理地反映飞行状态和直升机尾部构型等影响因素,加上除旋翼和尾桨外的功率由试飞实测得到,因而文中所述的直升机旋翼功率传递系数能更准确地反映直升机的功率传递关系。 相似文献
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首先基于Peters He广义动态尾迹理论,建立了电控旋翼动态尾迹入流模型,进一步结合电控旋翼襟翼操纵与桨叶变距之间的关系、桨叶挥舞运动方程和带襟翼翼型非定常气动力模型建立了适用于飞行力学分析的电控旋翼气动力模型.在此基础上,结合机身、尾桨、尾面的气动力模型,建立了完整的电控旋翼直升机飞行动力学分析模型.以Z-11直升机为基准改造为电控旋翼直升机作为算例,计算了前飞状态下电控旋翼直升机的诱导速度分布和桨盘迎角分布,对比了电控旋翼与常规旋翼的气动特性差异;在此基础上,进一步分析了电控旋翼直升机的配平特性随前飞速度的变化规律以及与常规直升机的差异. 相似文献
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加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能,建立了加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行动力学模型。采用UH-60A直升机试飞数据验证了计算模型的正确性。在此基础上,分析了样例直升机加装格尼襟翼后重量系数、格尼襟翼高度、沿径向位置和加装方式对旋翼需用功率的影响,以及加装格尼襟翼后旋翼桨叶剖面迎角分布、旋翼操纵量和机身姿态角的变化等。研究表明,直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,旋翼加装格尼襟翼能够明显降低直升机的需用功率,且加装转动格尼襟翼的效果优于加装固定格尼襟翼。功率降低幅值随格尼襟翼高度的增加先增加后减小。格尼襟翼在桨叶上布置的位置越靠近桨尖,其对需用功率的影响越大。直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,加装格尼襟翼能够使旋翼后行侧最大迎角显著减小。加装格尼襟翼后旋翼总距和纵横向周期变距减小。 相似文献
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共轴式直升机全差动航向操纵的动态响应分析 总被引:1,自引:0,他引:1
运用经典的垂直飞行涡流理论及共轴双旋翼全差动操纵的结构特征,推导了共轴式双旋翼直升机垂直飞行的航向动力学方程。根据有关共轴双旋翼在悬停及垂直飞行状态时气动特性的理论和实验数据,得出了共轴双旋翼直升机垂直飞行航向动力学方程的解析式。某型共轴双旋翼直升机计算实例,所得结果与该型直升机飞行特性一致。 相似文献
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纵列式直升机与单旋翼直升机的对比分析 总被引:1,自引:0,他引:1
本文对比分析了纵列式直升机和单旋翼直升机,包括纵列式直升机与单旋翼直升机的发展对比分析、结构特点对比分析、性能特点以及优缺点对比分析,系统分析了纵列式直升机与单旋翼直升机的下洗流和飞行品质. 相似文献
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针对鸭式旋翼/机翼无人机兼有直升机和固定翼机飞行特性的特点,对其飞行动力学模型进行了理论建模与分析研究。应用动量理论建立了旋翼/机翼尾迹模型,分析了旋翼/机翼尾迹对鸭翼、平尾等气动部件的干扰特性,建立了直升机和转换飞行模式受旋翼/机翼尾迹干扰影响的动力学模型以及固定翼飞行模式的动力学模型。提出了各飞行模式的配平策略,使用Matlab工具箱函数简化了平衡特性计算和模型线性化过程,并进行了不同飞行模式、典型飞行状态的纵向运动稳定性分析。结果表明所建立的模型能够反映该类鸭式旋翼/机翼无人机各飞行模式的典型特性,并可用于飞行控制系统设计。 相似文献
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本文分析和研究了驾驶员工作负荷、操纵功效和阻尼等对贴地飞行时直升机飞行品质的影响,导出了简化的驾驶员增益和驾驶员评定等级的工程计算公式,并与飞行试验数据进行了比较.结果表明,本文的方法可用于各种直升机的飞行试验和设计估算. 相似文献