直升机吊挂飞行平衡、稳定性与操纵性研究

建立带吊挂载荷的直升机飞行动力学模型,其中吊挂载荷为单点悬挂在直升机机身底部的六自由度模型,并计入了吊挂模型的气动阻力.对所建立模型进行配平,并将结果与参考数据对比.通过仿真计算分析了直升机吊挂前飞状态下的稳定性,此外,分析了在吊挂相关参数改变时直升机稳定性的相应变化,最后,分析了当施加纵向周期变距阶跃输入、横向周期变距阶跃输入以及尾桨距阶跃输入时带吊挂直升机的动力学响应历程.      

直升机全量飞行动力学数值仿真模型及其实现

论述了一种通用的直升机飞行动力学全量数值仿真模型及其实现，该模型有６个机体自由度和３个旋翼自由度。以旋翼系统的仿真为重点，将直升机旋翼的气动力和力矩通过沿半径和方位角的解析积方求得，并计入了旋翼挥舞动力学的影响。仿真模型以某型直升机为算例，并加入了增稳系统，对仿真模型飞行特性进行了初步的验证，结果表明，所述模型思路是正确的。     

直升机涡环状态建模仿真研究

涡环对直升机的飞行安全具有很大的危害,直升机在陡下滑机动过程中可能会进入涡环状态.通过对滑流理论的修正,得到了适用于涡环状态的直升机旋翼诱导速度计算模型.以此为基础,进行了直升机涡环状态的实时仿真研究,给出了直升机进入涡环后典型的响应特征.仿真结果与试验/试飞结果具有良好的一致性,说明所建模型准确、可靠.     

飞行器再入时GNC系统一体化仿真研究

首先建立了飞行器再入时制导、导航和姿控ＧＮＣ系统一体的六自由度数学仿真模型。然后对如何消除控制系统和运动方程的交连影响和导航误差给落点精度带来的影响进行了分析和讨论同时还研究了六自由度弹道计算对导引和制导规律的影响，最后对飞行器再入时如针制导，导航和姿控系统组合在一起进行六自由度数学仿真进行了分析和研究，并讨论了一体化仿真可怕一些问题。     

飞行仿真中的飞控系统建模研究

描述六自由度数字仿真系统中飞控系统建模的有关问题，建立了飞控系统传感器模型、执行机构模型、飞行控制委模型，根据试验数据用系统辨识方法建立了机械操纵系统模型，并对所建立的模型进行了试算。试算结果表明，所建立的系统模型是较真实的，可用于六自由度数字仿真系统。     

直升机抛射物体平衡及稳定性分析

基于部件级建模理论建立了建立直升机-外挂装置系统六自由度飞行动力学模型。对所建模型进行了配平计算，与参考数据进行了对比。计算分析了不同速度下采用不同方式抛射物体时直升机的稳定性。结果表明，单侧抛射由于反冲力不对称，抛射物体对于直升机的滚转角和横向周期变距有显著的影响；随飞行速度增大，抛射物体对于直升机横向荷兰滚模态稳定性影响增大，当前飞速度达到50m/s以上时，荷兰滚模态演变为两个发散的非周期模态，稳定性明显变差，直升机应在较低速度下抛射物体。      

直升机垂直爬升性能试飞方法研究

为了实现对直升机垂直爬升性能的准确计算,提出了一种理论估算与飞行试验相结合的试验方法。基于滑流理论,对直升机垂直爬升状态下的气动特性进行了分析;建立了基于动量和能量理论的垂直爬升性能估算模型,明确了关键影响因素;重新确定了垂直爬升性能科目的试飞目的,并进行了试飞方法设计。飞行试验结果表明,新方法获得的数据分析结果与直升机轴向运动气动特性规律一致。     

直升机舰面动力学分析模型

建立了舰船甲板上直升机旋翼,机体耦合动力学分析模型,导出了其运动方程。无铰旋翼采用当量铰、刚硬桨叶模型,采用准定常理论计算桨叶气动力并计人旋翼动力人流的影响;假设机体是刚性体并在弹性起落架上作六自由度运动。舰船具有6个运动自由度,并考虑直升机在甲板上的不同位置及舰面流场等因素。     

直升机吊挂飞行动力学建模与分析

根据直升机吊挂飞行时的气动和飞行动力学特性,建立了直升机带吊挂物的飞行动力学模型,包括吊挂物和绳索的动力学模型,吊挂物的六自由度运动模型,其中吊索采用了柔性钢索模型,计入了吊挂模型的气动阻力,计算分析了外吊挂物对直升机配平特性和操纵响应的影响。     

基于AMESim的直升机鱼叉液压系统的建模与仿真

介绍了直升机鱼叉液压系统的组成和工作原理,通过对鱼叉液压系统的实际工作情况进行研究,运用AMESim平台建立了直升机鱼叉液压系统模型,并对该模型进行仿真分析。将仿真结果与试验计算结果进行验证分析,结果表明仿真数据和试验计算数据基本吻合,较好地反映了鱼叉液压系统原理设计要求和动态特性,仿真结果可以为直升机鱼叉液压系统优化设计提供理论分析依据。     

直升机悬停及低速飞行阶段轴间耦合试飞技术

从试飞员角度出发，分析了直升机轴间耦合现象产生的原因，讨论了ADS-33D规范中有关轴间耦合问题的要求，提出了武装直升机轴间耦合试飞方法、数据处理方法、试飞驾驶技术要点以及试验过程中应注意的事项，可供从事武装直升机飞行试验的技术人员和试飞员参考。     

基于OpenGL的飞机飞行实测数据可视化研究

为实现飞机飞行历程实测数据的可视化,并检测飞行数据是否满足飞行大纲要求,运用OpenGL (Open Graphic Library)技术,研究了飞机的三维模型建模方法、特殊场景的生成技术和三维模型的实测数据驱动;建立了飞机的三维模型和飞行场景.基于飞行实测数据驱动方式,实现了飞机飞行历程数据的多视角可视化,直观地再现...     

基于直升机舰面起降动态仿真的风限图计算

建立了基于直升机舰面起降动态仿真的风限图（WOD）计算方法,综合计入舰船尾流、直升机运动和驾驶员操控等多因素的作用提升风限图计算的准确度。基于耦合舰船非定常尾流的飞行动力学模型,发展了适于直升机多轴协同操控的驾驶员模型,建立了舰面起降轨迹的数学描述和生成方法,形成计入舰船尾流、直升机运动和驾驶员操控等多因素综合作用的直升机舰面起降动态仿真方法。在此基础上,总结风限图计算判据,建立风限图计算方法。计算结果表明,某些风况下直升机在舰面起飞和降落过程中受到舰船尾流的干扰远大于在甲板上方悬停时受到的作用。本文方法能够捕捉到不同起降点和起降方式导致舰船尾流时空变化的干扰,与传统计算方法相比,显著提升了风限图计算的准确度。     

某型无人直升机前飞段仿真建模与试飞验证

针对某型无人直升机无铰式旋翼技术验证和飞行试验需求,建立了能够用于实时仿真的非线性飞行动力学模型,并基于经典PID控制算法完成了飞行控制律设计。为验证理论模型准确性和控制参数合理性,相继开展了盘旋飞行和大速度飞行的半物理仿真和飞行试验,并基于飞行试验控制效果评估完成了部分控制参数的优化设计。数据分析表明:半物理仿真和飞行试验的时域响应和配平特性均吻合较好,验证了非线性飞行动力学模型的准确性;飞行试验中无人直升机姿态和速度响应均能够较好地跟踪其设定值,所设计的飞行控制参数能够满足某型无人直升机稳态飞行控制要求。     

直升机机动飞行仿真的气动建模及试验研究

 建立了适用于直升机机动飞行仿真的动力学模型。为了提高模型的真实度,着重通过瞬态操纵实验研究建立了旋翼非定常气动模型;又通过旋翼/ 机身气动干扰试验研究,并运用神经网络技术建立了一种新的机身气动力模型。使用该仿真模型做出的UH260A 直升机仿真计算结果与飞行试验数据符合良好。     

可靠性信息在直11型机功能-可靠性适航审定中的应用

在直11型机的适航审定时，按CCAR25．15(二)的要求，要进行功能-可靠性飞行试验，以验证该机是否满足CCAR27．1301(d)和CCAR27．1309(a)的要求。本文基于直11型机外场收集的可靠性信息，论述了该机的功能-可靠性与条例要求的相符性，从而把CCAR21所要求的功能-可靠性飞行验证时间减少为38小时，显然，这将减少飞行试验时间，加快试验进度，为今后用可靠性信息来验证新研直升机的功能-可靠性与适航条例要求相符性提供了合适的方法。     

基于涡环尾迹模型的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学建模

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。     

耦合POD重构舰面流场的直升机舰面起降数值模拟

为解决舰面非定常流场数据量过大的问题,采用本征正交分解(POD)方法对舰面流场进行重构,发展了一种耦合POD重构流场的直升机舰面起降数值模拟方法。首先采用计算流体力学(CFD)方法计算舰面非定常流场,获得离散数据样本;然后提取流场的POD模态,并截取能够捕捉到原流场主要特征的少量模态对原流场进行重构;最后建立耦合重构舰面流场的直升机高阶飞行动力学模型。以直升机返航进场为例进行数值模拟,并将计算得到的操纵量和飞行状态与飞行试验结果进行对比。结果表明:使用POD方法重构后的舰面流场数据约为原始样本数据的8.5%,且重构流场与原始流场吻合良好,POD方法能够解决舰面非定常流场数据量过大的问题。与飞行试验数据的对比表明,本文方法捕捉到了舰面非定常流场对直升机的影响,可用于直升机舰面起降研究。     

悬停和前飞状态下旋翼在导弹发射线上的诱导影响计算

应用自由尾迹方法和旋翼配平模型,建立了一个悬停和前飞状态旋翼在导弹发射线上的诱导速度计算模型.基于该模型,以AH-1G直升机缩比模型为算例,计算了悬停和低速前飞状态导弹在发射线上受到的气流诱导影响,并通过与可得到的试验结果对比验证了计算方法的有效性;以Z-9直升机为算例,计算了悬停和前飞时的旋翼尾迹边界,分析了导弹在发射线上受到的下洗影响随直升机前进比的变化规律,表明了在大于某一前进比后,旋翼下洗流场对导弹发射线的诱导影响很小.     

直升机重装空投状态下的动态特性

为了研究直升机在重装空投过程中货物的运动对直升机姿态角的影响,首先建立了直升机CH-53D的动力学模型,并通过模型仿真结果和直升机飞行实验数据的对比验证了的直升机动力学模型的合理性。然后在直升机动力学模型的基础上,采用分离法建立了直升机重装空投两个阶段的动力学模型,并进行了直升机在悬停和前飞两种空投状态下的配平仿真。结果表明:相较于悬停状态空投,前飞状态空投具有更好姿态保持能力,主要表现在前飞状态下空投只会对直升机的纵向姿态角产生影响,而在悬停状态下空投对直升机的纵横向姿态角都会产生较大的影响。