斜置尾桨对直升机飞行特性的影响

基于叶素理论建立了斜置尾桨的数学模型,以UH-60A直升机为对象,计算了平飞配平特性,并与试飞结果进行对比,完成了对模型的验证。验证结果表明,所建的斜置尾桨模型合理准确,能满足工程精度。本文从直升机悬停需用功率研究了尾桨斜置角的设计,计算了不同尾桨斜置角对直升机悬停需用功率的影响,得出UH-60A直升机的尾桨斜置角优化值为20~25°。通过计算和对比斜置尾桨与常规尾桨直升机的平飞配平特性,得出尾桨斜置主要影响直升机的纵向配平特性。最后,对斜置尾桨的利与弊进行了一些讨论。     

自转旋翼机配平及操纵响应特性

分析了自转旋翼机不同于直升机的特点,在考虑了自转旋翼机旋翼转速可变,螺旋桨、垂尾/平尾气动力的基础上,建立了自转旋翼机的飞行动力学模型。在此基础上,根据某中型旋翼机基本参数,对该机进行了配平及操纵响应特性计算。分析结果表明：自转旋翼机的油门开度随前飞速度增加单调递增,方向舵舵角的变化幅度较小;全飞行速度范围内姿态变化很小,尤其是纵向俯仰角;自转旋翼机的横向周期变距操纵功效接近直升机,纵向周期变距操纵功效小于直升机,而方向舵的航向操纵功效比直升机小很多。     

倾转旋翼飞行器的操纵策略和配平方法

根据倾转旋翼飞行器的构型特点,建立了倾转旋翼飞行器旋翼、机翼、短舱、机身、平尾(含升降舵)和垂尾(含方向舵)的气动力模型,研究了倾转旋翼飞行器的操纵策略以满足直升机模式的悬停/小速度飞行、直升机模式向固定翼飞机模式转换的过渡飞行和固定翼飞机模式的高速飞行,并运用最优方法研究倾转旋翼飞行器在不同飞行速度下作稳定对称飞行时的配平方法.最后以XV-15倾转旋翼飞行器为例,进行各种飞行模式的配平.结果表明:本文所述方法能合理地给出倾转旋翼飞行器在整个稳定飞行速度范围内的操纵量和姿态.     

一种直升机总体概念设计方法

使用分析以及统计的方法,针对单旋翼带尾桨构型直升机提出了一种直升机总体概念设计的方法.首先根据直升机的主要设计要求,确定直升机总质量、发动机需用功率、旋翼半径、桨叶实度、废阻面积以及桨尖速度等总体参数.然后通过对直升机气动布局参数的统计与归纳,初步确定直升机的气动布局参数,利用这些参数对直升机总质量重新估算,经反复迭代后得到一组可以进行飞行性能以及操稳性计算的概念设计参数.     

直升机旋翼干扰对尾桨气动噪声影响的数值研究

采用基于运动嵌套网格的CFD方法来模拟直升机旋翼/尾桨气动干扰流场,为旋翼/尾桨干扰噪声的计算提供准确的非定常气动力,并采用FW-H方程来计算干扰状态下的尾桨气动噪声。采用建立的计算模型,针对不同飞行状态下的尾桨噪声特性进行数值模拟,分析了旋翼尾流对尾桨气动噪声的干扰特性,并着重研究了尾桨重要的设计参数——旋转方向和垂向位置对尾桨噪声的影响规律。计算结果表明:悬停时,旋翼对尾桨的气动干扰影响会导致尾桨的噪声水平有所增加,但不会发生显著的变化;前飞时,旋翼干扰对尾桨噪声影响较大,且旋转方向和垂向位置对干扰噪声特性具有重要影响。     

变直径旋翼直升机飞行性能研究

为了研究旋翼直径变化对直升机性能的提升作用,将旋翼动力学综合模型与机身模型相耦合,采用前飞配平方法计算稳态时旋翼操纵量和机身姿态角,从而计算直升机需用功率。通过研究直升机功率与旋翼半径、前飞速度、直升机起飞重量以及飞行高度之间的关系来确定直升机需用功率的降低幅度,同时也分析了旋翼桨距和机体倾斜角随旋翼半径和前飞速度的变化趋势。在中高速飞行时,特别是高速飞行时,旋翼半径的变化可以显著地提升直升机的性能。当飞行速度为200km/h、旋翼半径减小20%,需用功率可降低37.6%。随着飞行高度的不断增加,在低速到中速飞行时直升机功率减小幅度会减小,在高速时功率减小幅度会增大。旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼半径减少而增加,机体纵横向倾斜角随半径减小而减小。     

直升机吊挂飞行耦合分析

从气动导数和运动模态两个层面分析了直升机吊挂飞行中的耦合。首先,建立了直升机/刚性吊索/刚体吊挂物的全耦合飞行动力学模型。然后,计算了配平特性和频响特性,并与飞行试验数据对比验证了模型。最后,通过算例分析了直升机与吊挂系统的耦合。分析表明:直升机上吊挂点处的运动和作用力是形成相互耦合的关键。相互耦合使得直升机姿态对其角运动产生静稳定作用,直升机自身阻尼对整个系统产生作用,同时还增强了吊索摆角对吊索摆动的静稳定性。气动导数的变化削弱了直升机滚转和荷兰滚模态的稳定性,改善了吊挂系统两个单摆模态的动稳定性。直升机和吊挂系统的横航向耦合强于纵向耦合。     

单旋翼式直升机气动布局的几个问题

通过对某型号直升机气动布局设计，介绍了在直升机总体设计中选择直升机气动外形，平尾和尾桨的参数及益的一些基本方法。文中还介绍了对应的风洞试验结果，并将其与理论计算结果进行对比。实例应用证明，该方法是十分有效的。     

基于Simulink的某型无人直升机舰面悬停特性分析

应用Matlab/Simulink对单旋翼带尾桨直升机在舰船尾流场中悬停时的平衡特性进行建模和仿真分析。首先采用CFD软件计算SFS2舰在不同风速和风向下尾部甲板上方的流场。然后将其与旋翼流场相耦合,在Simulink软件中建立单旋翼带尾桨直升机舰面起降飞行动力学模型,应用Simulink线性分析工具箱,对某型无人直升机在SFS2舰尾部甲板上方悬停时的平衡特性进行了仿真分析。最后总结了舰面流场对该无人直升机近舰面悬停时操纵量和姿态角的影响。     

直升机旋翼结冰后的飞行品质

研究了旋翼结冰后直升机飞行品质分析模型的建立方法,该方法通过引入结冰参数,计算结冰后桨叶翼型升阻力系教增量,建立旋翼结冰模型.并以系数增量形式计入结冰对旋翼力、力矩和旋翼挥舞模型的影响,建立结冰后飞行动力学模型.基于线性小扰动理论,进一步建立结冰后直升机飞行品质分析模型.根据军用旋翼飞行器驾驶品质要求(ADS-33E-PRF),研究了旋翼结冰对直升机开环状态下飞行品质的影响.按照品质规范要求,主要分析了结冰时间、环境温度、液态水含量和平均水滴直径的变化对直升机姿态敏捷性、轴间耦合特性、垂直轴操纵功效和横向突风扰动的影响.计算结果的对比分析显示,直升机旋翼结冰后的飞行品质模型合理,可以用来进行工程应用上的定性分析.