直升机空中振荡故障的试验研究与预防

 首先概述了故障的主要现象与特征。然后着重描述了直升机空中振荡故障的试验研究:包括研究途径;直升机模型的建立;两个回路振荡试验及其主要研究结果。据此提出了在设计,使用中的一些预防原则和措施。     

直升机在空中旋翼打尾梁及其预防

直升机在空中以旋翼打尾梁形态的飞行事故占相当比例.差不多都造成直升机报废,并且往往造成人员伤亡。在我国的民用直升机运行中,先后发生过三起在空中旋翼打尾梁的重大飞行事故,报废直升机三架,机上人员全部遇难。随着我国改革开放的发展和国民经济发展水平的提高,势必促使民用直升机的数量逐渐增加。研究直升机在空中旋翼打尾梁的机理,明确预防措施,对避免发生同类飞行事故,提高我国民用航空安全水平是很必要的。一、在我国发生的民用直升机在空中旋翼打尾梁的飞行事故     

某型直升机惯导失效导致载机异常抖动故障分析

简要介绍了某型直升机惯导在空中失效后出现载机抖动的故障现象，分析了惯导部件的工作原理，找出了故障发生的机理和原因，并制定了相应整改措施。     

一起发动机软轴断裂引发直升机双发停车的故障分析

通过对一起米-171直升机空中双发停车故障原因的探究,分析了造成双发停车的原因,剖析了发生问题的主要根源,为今后防止发生此类问题提供了借鉴.     

共轴式直升机旋翼气动干扰对航向操纵的影响

利用共轴式旋翼风洞实验结果，结合轻型共轴式直升机M16飞行中的现象，分析了上下旋翼气动干扰对共轴式直升机过渡飞行中航向操纵的影响。介绍了直升机由悬停转入垂直上升、平飞中加减速和转入爬升与下滑等过程中，由于上下旋翼干扰发生了变化，使直升机航向发生偏转后飞机的反应情况，以及在这种情况下应进行的相应操纵。所得结果对研究共轴式直升机的操稳特性有重要意义。     

某直升机“空中共振”分析

直升机“空中共振”问题,是一种危及直升机飞行安全的自激振动问题,是直升机设计中必须解决的问题。某直升机“空中共振”计算,是指该直升机在悬停状态的“空中共振”计算。在计算过程中,应用“八五”重点预研课题《星形柔性桨毂直升机“空中共振”计算方法研究》的研究成果,建立了“空中共振”计算模型,研制了一套实用的计算软件,分别采用临界稳定性分析法和特征根分析法进行“空中共振”计算,并进行了计算结果的对比,得出了明确的计算结论。     

共轴刚性旋翼直升机与单旋翼直升机操稳特性对比研究

为研究共轴刚性旋翼直升机与传统单旋翼直升机飞行动力学特性的差异,分别针对两种构型的直升机建立了飞行动力学模型。根据全机平衡方程进行了不同飞行速度下两种构型直升机的配平特性验证计算;依据“小扰动”假设建立了线化运动方程组,对悬停及前飞状态下的样例直升机进行了操稳特性的对比计算与分析。结果表明:两种构型样例直升机在操稳特性总体表现较为相似。在稳定性表现上,单旋翼构型直升机的非周期模态、螺旋模态及前飞时的操纵性能均优于共轴刚性旋翼构型直升机;不同于单旋翼构型,悬停及前飞状态下共轴刚性旋翼直升机的滚转与偏航操纵性能均变差。     

共轴式直升机的气动特性、操稳特性与机动性分析

从气动布局与气动特性入手,对比了共轴式直升机与单旋翼直升机的悬停、垂直飞行及前飞性能,分析了共轴式直升机的气动布局与操稳特性对其机动能力的影响,最后介绍了共轴式直升机两种特殊机动动作.     

浅谈直升机救生技术

直升机救生技术的现状尽管为战斗机飞行员设计的应急救生装置已问世多年，并取得了较高的成功率，但直升机的应急救生发展却非常缓慢，除由于直升机机顶上有转动着的旋翼，乘员不能直接向上弹射外，还因为向下弹射时人机干扰概率也很大。目前主要采用的直升机救生方案有：（1）火箭牵引救生系统当直升机发生故障需要空中救生时，首先切除旋翼，然后抛掉座舱盖，点燃火箭牵引系统（火箭通过牵引绳与飞行员系带相连），按一定顺序把飞行员以站立的姿态连同座椅组件从直升机中向上拉出（座椅主体被留在座舱内），火箭发射一定时间后，打开安全…     

直升机地面滑跑时地面共振分析及方法研究

在直升机试飞中,要考虑旋翼与机体耦合产生的动不稳定性问题—地面共振和空中共振。本文针对某型直升机发生的地面共振现象,根据飞行状态和振动数据对该型直升机发生地面共振的情况进行分析,并对引起的地面共振提出了解决方法,利用移动矩形窗方法识别发生地面共振时机体的模态频率和阻尼,为进一步研究直升机飞行中引起的直升机动不稳定性问题提供参考。     

高超声速飞行器操稳性能分析

以静稳定性衡量稳定性能,以可用过载衡量机动性,给出了高超声速飞行器操稳性能的计算方法。并以高超声速飞行器基准外形为例,计算了其在不同马赫数下的操稳性能,分析了操稳性能随马赫数的变化关系,为高超声速飞行器概念设计阶段的优化设计提供了操稳性能优化指标。     

桨根弹性约束刚度对无人直升机飞行品质影响

基于美国陆军航空设计标准ADS-33E-PRF,从稳定性、操纵性和轴间耦合3个方面,对“跷跷板”式旋翼桨榖加装弹性支承件后的“翼扇涵体”无人直升机进行飞行品质评价。简要介绍了样例无人直升机的飞行动力学模型;结合无人直升机的飞行操纵特点,对ADS-33E-PRF中有关稳定性、操纵性和轴间耦合的内容做了适应性剪裁;以旋翼桨根加装了弹性支承件的样例直升机为例,计算不同弹性约束刚度下的配平特性和飞行品质参数,结合飞行品质评价方法,对样例无人直升机的飞行品质进行评价和比较分析。结果表明:桨根弹性约束刚度对飞行品质中的稳定性、操纵性和轴间耦合3个方面均有影响,并且刚度系数取1左右比较合适。      

250座级翼身融合无尾布局客机操稳特性设计研究

 翼身融合(BWB)飞翼布局是未来新一代客机的热点方案之一,然而由于没有常规尾翼,面临着稳定性和操纵性方面的困难。为此,在一架250座级BWB客机布局设计研究基础上,根据平衡、增稳和机动等要求,设计了操纵面配置方案;根据适航要求和电传飞机飞行品质要求设定增稳目标,并将其直接纳入特征结构配置要求中,通过前向通道修正响应类型,保证获得与飞行阶段相适应的响应特征和满意的飞行品质参数;为了提高安全性,在增稳控制设计基础上,在指令回路增设了姿态保护和限制模块。研究结果表明, 该设计方案能够提供较合适的稳定性和操纵性,控制增稳后具有满意的飞行品质,保护模块可达到预期效果。     

考虑减摆器非线性特性的前起落架摆振分析

飞机的前起落架摆振通常在飞机起飞或降落滑跑的过程中发生，对飞机的稳定性和操纵性产生危害，是一种严重的飞机故障。针对某型号无人机，基于动量矩定理，建立考虑起落架侧弯、扭转的摆振数学模型，讨论使用传统油液阻尼减摆器和电磁阻尼减摆器时不同的动力学模型。对于传统油液阻尼减摆器，采用等效线性模型，得到摆振临界稳定阻尼曲线的上下边界；而对于电磁阻尼减摆器的非线性模型，使用分岔分析理论确定系统的摆振稳定区域。结果表明：过大的减摆阻尼对摆振无法起到抑制的作用，得到控制参数平面上摆振的稳定区域，可为后续的起落架减摆设计提供参考。     

采用差尾控制策略的某型机横滚操纵性

某型战机所采用的气动布局使得其横侧安定性较大,与同代其他现役飞机相比横滚操纵性能较差,飞行员在做横滚机动动作时飞机掉高度现象明显。分析了其在低速和高速飞行时横滚机动性能差的原因,研究了增加差动平尾控制提高横滚操纵性的问题。建立了采用差动平尾后飞机稳定横滚的数学模型,并通过定量分析计算说明了增加差动平尾控制,可以使该型战机的横滚机动性能提高近30%,而不会削弱其安定性。     

Influence of non-equilibrium reactions on the optimization of aerothrust aeroassisted maneuver with orbital change

The spaceplane is perspective vehicle due to wide maneuverability in comparison with a space capsule. Its maneuverability is expressed by the larger flight range and also by a possibility to rotate orbital inclination in the atmosphere by the aerodynamic and thrust forces. Orbital plane atmospheric rotation maneuvers can significantly reduce fuel costs compared to rocket-dynamic non-coplanar maneuver. However, this maneuver occurs at Mach numbers about 25, and such velocities lead to non-equilibrium chemical reactions in the shock wave. Such reactions change a physicochemical air property, and it affects aerodynamic coefficients. This paper investigates the influence of non-equilibrium reactions on the aerothrust aeroassisted maneuver with orbital change. The approach is to solve an optimization problem using the differential evolution algorithm with a temperature limitation. The spaceplane aerodynamic coefficients are determined by the numerical solution of the Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. The aerodynamic calculations are conducted for the cases of perfect and non-equilibrium gases. A comparison of optimal trajectories, control laws, and fuel costs is made between models of perfect and non-equilibrium gases. The effect of a chemically reacting gas on the finite parameters is also evaluated using control laws obtained for a perfect gas.     

面向试飞员培训的多构型变稳控制律设计

针对目前IFSTA变稳机控制律模式不全,不足以全面体现飞机纵、横、航向的操纵性和稳定性的问题,根据试飞员培训的具体需求,基于IFSTA响应反馈原理重新设计了多构型变稳控制律,以满足日益增长的试飞员培训需求。结果表明,所设计的50余种模态的变稳控制律,极大地丰富了当前变稳机控制律构型,不仅可以满足未来试飞员培训的要求,对新型变稳飞机的研究也具有重要意义。     

微型飞行器的仿生力学——蜜蜂悬停飞行的动稳定性研究

研究蜜蜂悬停飞行的纵向动稳定性问题。用数值求解N-S方程的方法计算拍动翅及身体的气动导数;用特征模态分析方法求解运动方程。蜜蜂悬停飞行的纵向扰动运动由3个特征模态构成:不稳定振荡模态、快衰减模态、慢衰减模态。不稳定振荡模态主要为俯仰与水平方向的振荡运动;向前运动伴随上仰运动,向后运动伴随下俯运动,这种水平运动与俯仰运动的耦合产生的与转动方向同向的力矩,是不稳定的原因。快衰减模态主要为单调下俯和向前(或上仰和向后)运动。慢衰减运动主要为下沉(或上升)运动。由于不稳定振荡模态的存在,蜜蜂的悬停飞行是动不稳定的,扰动增长的倍幅时间(0.11s)是拍动周期(5.1ms)的22倍,这对蜜蜂来说是较慢的。这里的结果也许可解释蜜蜂为何悬停得很平稳,同时机动性也很好:扰动增长慢,易于调整翅的运动以抑制之(昆虫可在远小于拍动周期的时间内调整其翅膀的运动);而稳定性弱或不稳定为高机动性提供了基础。     

飞机重心位置的计算分析方法

飞机重心位置对飞机的安定性和操纵性影响很大.不在飞机重心允许范围内装货或载客时,会使飞机操纵性和安定性变差,影响飞行安全.飞机重心位置计算分析是新型飞机研制、现役飞机加改(换)装设计等工程中必不可少的一个重要环节.以某型现役飞机进口短波单边带电台换装国产短波自适应/跳频电台工程作为研究对象,研究了基于力矩平衡法的飞机重心位置计算方法,计算了该型飞机换装短波电台后空机重心位置.计算结果表明,该型飞机进口短波电台换装国产短波电台后,空机状态下的重心位置满足重心允许范围要求.     

无人机飞行品质规范浅析

未来无人机的飞行品质规范应是面向任务的飞行品质规范,其出发点是要保证无人机的飞行品质能够顺利完成规定的任务.规范中除了有关无人机的动态特性,特别是有关稳定性和机动性要求之外,还应该对无人机的信息管理、环境感知等提出有针对性的要求.规范不但针对特定的任务科目提供了相应的飞行品质客观评定指标,而且针对特定的任务作业要素提供了评定方法.