现代遥测技术在直八飞行载荷实测中的应用

旋转动部件的飞行载荷实测一直是直升机研究所关注和难以解决的问题,而又是直升机寿命可靠性及疲劳载荷谱编制的重要依据。本文主要叙述研制的YC-24遥测系统原理和特点,以及在直8型机尾桨系统飞行载荷实测应用,为直升机旋转动部件的载荷测试提供了新的成功经验。     

直8型直升机旋翼动部件飞行载荷实测

直升机旋翼动部件飞行载荷实测，由于结构紧凑复杂且高速旋转，给加改装和测试为一一定的难度。本文以直８型直升机为便较详细地介绍了旋翼动部件飞行载荷测试技术和方法，为直升机的强度试飞提供参考。     

关于直升机机外载荷飞行的几个问题

直升机具有独特的飞行性能，因而从它一出现就引起人们高度重视，自40年代进入实用阶段以来，一直以很快的速度在发展着。作为其独特的飞行性能的主要表现之一机外载荷飞行，以其较高的效益引起人们的关注，一些人在实践中不断总结经验，采取了一系列措施，包括在直升机制造咄现专用的机外载荷直升机）、飞行人员选拔和训练、运行管理的规章和标准方面，便直升机机外载荷飞行也以很快的速度发展着。据有关资料称，美国1996年有直升机机外载荷运营人384家。我国1964年开始组建民用直升机操作单位，在社会需求推动下，1982年开始正规执行机外…     

直11型直升机旋翼系统动部件飞行载荷测试技术

直升机旋翼系统动部件飞行载荷测量是全机飞行载荷测量的关键,也是直升机寿命可靠性工作的基础。本文介绍了直11型直升机旋翼系统动部件飞行载荷测量技术及方案。     

直升机飞行实测载荷有效性分析技术

由于直升机以动部件为代表的特殊结构形式以及复杂的振动载荷环境,飞行实测载荷是疲劳设计和评定过程中的关键数据。本文结合某直升机实测载荷数据,介绍了实测载荷有效性分析的工作内容和方法,其中相关性分析和规律性分析等方法可进一步用于获取各结构的状态、重量、重心、高度疲劳载荷的分布规律和相互关系,使其应用到新型号设计中。为我国直升机疲劳设计载荷的获得提供一些可借鉴的思路。     

飞行载荷发展综述

飞行载荷设计是飞行器设计的一个重要组成部分,是连接总体气动设计和结构强度设计的桥梁。本 文从飞行载荷设计所需要遵循的规范、飞行载荷的设计方法、严重载荷选取、飞行载荷的验证等方面对飞行器 飞行载荷设计的发展历程进行了回顾,并对未来飞行载荷的发展方向进行了展望。     

民机飞行载荷的试飞验证

飞机飞行载荷的试飞验证是一种验证设计载荷可靠性的直接方法,在民用飞机飞机的适航验证中通常作为必要的符合性方法（Meansof Compliance,简称MOC,飞行试验为MOC6）用于验证飞机设计对规章的符合性。在详细描述了进行飞行载荷试飞验证的规章依据、飞行载荷试飞验证的过程和方法的同时,给出了国外飞机进行载荷试飞验证的情况和验证的实例。     

民用飞机失配平状态飞行载荷计算研究

国内权威专家指出,我国发展大型客机需要突破的10项关键技术之一就有大型客机的载荷确定技术。与军用飞机追求高性能、高机动性不同,民用飞机更强调飞机的安全性、经济性与舒适性。飞机载荷设计得准确,不仅能减小结构重量,满足可靠性和安全性要求,还能提高经济性。民用飞机的飞行载荷设计必须满足适航要求。探讨了满足CCAR-25部§25.331（a）（2）适航要求的民用飞机失配平状态的飞行载荷计算方法,并在某型飞机上进行计算验证,获得了适航的认可,将对大型客机的飞行载荷计算起到一定的借鉴作用。从计算结果来看,失配平状态飞行载荷情况有可能构成飞机设计的严重载荷情况,在载荷计算时必须考虑。     

基于虚拟载荷校准试验的襟翼曲柄测载方法

飞行载荷测量是验证飞机结构完整性，完成飞机定型必需的试验项目。基于应变法的飞行载荷测量方法通过地面校准试验构建应变与加载载荷之间的对应关系，然后将飞行实测应变代入载荷模型求得飞行载荷。某型飞机襟翼驱动曲柄几何外形不规则，具有轴向弯折、截面非对称等特点，载荷测量存在困难。基于该襟翼驱动曲柄的运动机理及襟翼操纵机构的传力路径研究，对曲柄进行受力分析，提出曲柄载荷测量方法，并利用虚拟载荷校准试验的手段对本方法进行验证。结果表明，本文方法是正确、有效的。     

大型飞机翼面载荷测量技术浅析

飞机使用中作用在飞机上的载荷是结构设计的主要依据,但在飞机设计阶段,主要是在理论计算和风洞试验结果的基础上,根据已有飞机的设计经验进行修正、确定结构设计载荷.修正过程的理论计算和风洞试验不可能完全真实地考虑到影响飞机载荷的所有因素,由它们得到的结果是否合理,最终必须根据真实飞行试验测得的载荷和飞行参数,外推到设计载荷并重新校核结构强度,并进行载荷设计方法的验证等.     

共轴式直升机飞行动力学仿真数学模型研究

 在讨论共轴双旋翼气动干扰模型的基础上,建立了一种共轴式直升机飞行动力学仿真数学模型。以某型共轴式直升机为样例机,在定直水平飞行条件下进行配平计算,并与国外计算结果作了对比分析,两者基本一致。给出了共轴式直升机在不同操纵输入下的动态响应数值模拟结果。仿真计算表明,所建模型能够刻画共轴式直升机运动的基本特征。     

飞机操纵系统特性对机动载荷的影响

对于飞机操纵系统特性对操纵速率和操纵面运动的作用,给出了一些地面试验、飞行试验数据和计算结果。研究了军用飞机飞行载荷规范（ＧＪＢ６７．２－８５）急剧俯仰机动要求的应用。论述了飞机操纵系统特性对机动载荷的重要影响。     

Investigation of rotor control system loads

This paper concentrates on the aeroelasticity analysis of rotor blade and rotor control systems. A new multi-body dynamics model is established to predict both rotor pitch link loads and swashplate servo loads. Two helicopter rotors of UH-60A and SA349/2, both operating in two critical flight conditions, high-speed flight and high-thrust flight, are studied. The analysis shows good agreements with the flight test data and the calculation results using CAMRAD II. The mechanisms of rotor control loads are then analyzed in details based on the present predictions and the flight test data. In high-speed conditions, the pitch link loads are dominated by the integral of blade pitching moments, which are generated by cyclic pitch control. In high-thrust conditions, the positive pitching loads in the advancing side are caused by high collective pitch angle, and dynamic stall in the retreating side excites high-frequency responses. The swashplate servo loads are predominated by the rotor pitch link loads, and the inertia of the swashplate has significant effects on high-frequency harmonics of the servo loads.     

楔形底部直升机着水载荷和压力分布的估算方法研究

基于VonKarman和Wagner的水动力冲击理论，忽略冲击过程中浮力和粘性力的影响，将机身简化为V形楔形体，建立简化的刚体运动方程，对其求解得到楔形底部直升机着水载荷和压力分布估算方法。同时，将理论结果与试验数据进行相关性分析，验证了该方法的合理性。此估算方法适用于直升机的设计水线未被浸入的情况，可以用于楔形底部舰载机直升机的水上迫降载荷计算，为机身结构设计提供依据。     

直升机旋翼桨-涡干扰状态非定常气弹载荷高精度预估

为准确计算直升机旋翼在复杂的桨-涡干扰(BVI)状态下的气弹载荷,在刚性旋翼计算流体力学方法中引入桨叶弹性变形的影响,建立了一套适合于弹性旋翼BVI状态气动特性分析的计算流体力学/计算结构力学(CFD/CSD)耦合方法.CFD模块对Reynolds averaged Navier-Stokes(RANS)/Euler方程进行求解,并采用双时间法推进和Baldwin-Lomax(B-L)湍流模型.CSD模块采用中等变形梁假设的有限元模型,通过Newmark-Beta方法求解桨叶运动方程.通过代数变换方法进行桨叶网格变形,并建立一个适于流场/结构信息交换的CFD/CSD耦合方法.在分别验证CFD和CSD模块的有效性的基础上,开展UH-60A直升机旋翼的BVI 状态载荷分析,并与飞行测试数据进行了对比.计算结果表明:相比于旋翼综合分析中的升力线理论和刚性旋翼CFD方法,耦合的CFD/CSD方法可以更准确地预测BVI状态气弹载荷,并有效地模拟桨叶前行侧方位角和后行侧方位角附近的BVI现象,对BVI导致的升力波动幅值和相位的计算结果均与试验值吻合良好.      

直升机全机静力试验载荷分配研究

本文用SYZHFP程序按静力等效原则,结合静力试验的具体要求,对作用在直升机上的外载和惯性载荷进行合理的合并、平移和简化,最终得到全机静力试验所需载荷。     

飞机尾翼载荷飞行测量研究

 用分析和模型试验方法难以确定可靠的尾翼载荷,所以要求通过飞行试验获取尾翼载荷数据,但因测载技术复杂,精确地测定尾翼载荷亦是困难的。我们经过多年的工作,最终用应变法得到了可贵的某型飞机尾翼机动载荷测量结果。本文叙述了测量方法,并给出了垂尾载荷的部分测量结果。根据该结果对垂尾的受载情况提出了值得重视的看法。     

基于不确定性的旋翼转速优化直升机参数设计

为了提高旋翼转速优化直升机总体参数设计质量,基于不确定性多学科设计优化方法,对旋翼转速优化直升机的参数设计进行了研究。首先对最优旋翼转速的不确定性进行分析与建模,同时也考虑了直升机加工制造、材料老化引起的不确定性因素,对比发现最优旋翼转速是旋翼转速优化直升机设计中的主要不确定性因素;然后在协同优化框架下,分别建立了直升机飞行性能、直升机重量、飞行稳定性与变转速涡轴发动机性能计算模型;最后以续航性能为系统学科,悬停性能、飞行稳定性分别作为子学科,进行多学科的不确定性优化设计,得到了3种不确定性优化设计方案。通过对比分析可以发现：第2种方案为旋翼转速优化直升机的最佳参数设计方案,该方案满足悬停需用功率低于350 kW,飞行稳定性指数小于0.8等约束条件的概率不低于95.46%,并且直升机的最大航时期望值也较大。     

数据监控和分析技术在直升机试飞中的应用

科研试飞中进行振动、载荷数据的实时监控、现场处理和分析,对于保障新研直升机的安全有着非常重要的作用。本文主要介绍了振动、载荷数据监控、处理和分析技术在直升机科研试飞中的应用,包括数据处理、分析的方法和整个流程。