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相似文献
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1.
基于外吊挂刚体假设,建立直升机-刚体吊挂耦合非线性动力学模型,刚体模型的外吊挂引入了额外的自由度和额外约束,使原来的9阶直升机非线性动力学方程增加到19阶,并通过小扰动假设进行线性化。利用延拓方法对直升机-刚体吊挂系统在不同的飞行速度下进行配平,与直升机单体飞行的实验数据以及直升机-质点吊挂系统的计算结果进行对比,分析带刚体外吊挂的直升机与无吊挂和质点吊挂模型平衡状态的差别。采用差分法计算刚体吊挂假设下直升机的运动模态,并分析加入外吊挂后对直升机稳定性的影响。结果表明,刚体外吊挂给系统引入5个新的运动模态,其中吊索摆动的两个运动模态是稳定的,而吊挂姿态运动的3个运动模态不稳定,同时吊挂的引入使得直升机运动的短周期模态和滚转模态变得不稳定,严重影响了直升机的飞行品质。  相似文献   

2.
直升机吊挂飞行稳定性和操纵性分析   总被引:4,自引:0,他引:4  
建立直升机吊挂飞行的直升机/吊挂物/吊索耦合飞行动力学模型.其中直升机基本飞行动力学模型,包括挥、摆耦合的旋翼桨叶挥舞、摆振模型和弹性扭转模型,采用动态入流理论的旋翼尾迹模型,并考虑了旋翼尾迹对吊挂物的影响,还有直升机六自由度运动模型;建立了吊挂物刚体运动模型和根据风洞实验结果确定的吊挂物气动力模型,吊索采用柔索模型.在此基础上,比较了无吊挂配平操纵量与实验结果和吊挂飞行配平计算结果,分析了吊挂物对直升机平衡稳定性的影响以及直升机质心位置和吊点位置对稳定性的影响,在频城里进行了吊挂飞行的操纵性分析,计算结果与飞行实测进行了对比,二者吻合较好.  相似文献   

3.
带大载荷吊挂直升机悬停纵向操纵性分析   总被引:4,自引:1,他引:3  
建立带吊挂直升机飞行操纵性分析的理论分析模型。在广义动态入流理论的基础上,基于经典非定常气动栽荷理论,建立了尾迹畸变和尾迹耗散的实时分析模型。为模拟大负载情况下旋翼转速的波动,建立了双发准定常涡轮轴发动机实时仿真模型。吊挂模型为多段柔性吊索模型,包括吊钩模型和吊挂栽荷模型。最后,对比计算和分析了吊挂飞行时的悬停操纵功效。  相似文献   

4.
直升机吊挂及吊挂物抛放过程建模与分析   总被引:2,自引:0,他引:2  
建立带吊挂载荷的直升机飞行动力学模型。为计算从悬停转入前飞过程中的过渡飞行段尾迹的畸变和气动干扰特性,旋翼尾迹模型采用非定常有限状态入流理论并添加了尾迹畸变模型;建立了六自由度吊挂体模型,包括多段柔性钢索模型、箱体运动模型以及简化的圆柱形箱体气动力模型等;箱体内弹药发射和抛放过程计入了后座力模型对箱体的反作用。模型程序能模拟弹丸瞬间抛放/发射的过程对直升机操稳特性的影响,并实时记录弹体、箱体和直升机的各项运动参数。  相似文献   

5.
飞机偏航-滚转耦合运动非定常空气动力实验   总被引:7,自引:1,他引:6  
在3m低速风洞中设计制造了一套动态实验系统,不仅能模拟飞机单自由度机动飞行运动.还能实现模型绕体轴的偏航-滚转耦合运动。通过选择运动参数.可实现绕两个轴运动角速度之间的匹配,满足飞机典型机动飞行所需的绕速度轴的无侧滑偏航一滚转运动。试验测量了BJ-1飞机模型在不同迎角下单独滚转、单独偏航和偏航-滚转耦合运动时的非定常气动特性。结果表明,飞机机动飞行时多自由度运动的气动特性比单自由度运动气动特性复杂,耦合运动时的气动特性与两个单自由度运动的气动特性的叠加结果相比有很大差别。  相似文献   

6.
采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术,研究大钝头、小升阻比的类"联盟号"返回舱在跨声速区自由飞行时的运动特性与气动特性规律。以单平面光路拍摄返回舱模型在风洞中自由飞动态运动过程图像,经图像自动判读获取其运动轨迹与姿态角,并以参数微分法对模型运动姿态角进行线性与非线性气动参数辨识,得到模型俯仰方向的静、动稳定导数系数。研究结果表明:采用线性与非线性气动参数辨识所获得的静稳定导数系数C均小于零,在数值上差距不大;从非线性气动参数辨识结果看,返回舱静稳定导数系数的数值主要由线性项Cmα0决定,非线性项Cmα2α2所占比例较小;类"联盟号"返回舱静稳定导数系数的非线性较弱,可近似用线性气动模型进行辨识。在试验迎角范围内,返回舱的动稳定导数系数呈现出非线性性质,且在小迎角范围内由线性项决定,在大迎角范围内主要由非线性项主导。  相似文献   

7.
本文研究了旋翼诱导速度的一阶谐波分布和挥舞摆振弹性耦合因素对旋翼力气动导数和动稳定性的影响。描述了根据王适存涡流理论诱导速度和环量封闭形式的特点所导出的诱导速度场,在无铰旋翼直升机稳定性中的应用。 本文以某典型直升机为例,说明了诱速分布和挥摆耦合对旋翼力气动导数和动稳定性的影响程度,绘制了旋翼力气动导数随μ的变化曲线。  相似文献   

8.
在某飞机模型大振幅风洞试验的基础上,分析讨论了单自由度叠加模型、动导数模型、混合模型和非定常模型的适用性.结果表明,单自由度叠加模型、动导数模型和混合模型在小攻角时均是可用的,在大攻角时都不能正确反映飞机的非定常迟滞特性;但与前两种模型相比,混合模型在中等攻角时仍然适用.对于非定常模型,无论在小攻角还是大攻角时,均能较好地反映耦合运动的非定常气动特性.  相似文献   

9.
研究了前飞状态下直升机旋翼 /机身耦合系统的气动 /机械稳定性问题。根据柔性多体系统动力学理论 ,通过构造一种 2 4自由度的刚柔混合单元得到旋翼 /机身耦合系统的周期时变运动方程 ,建模中考虑了桨叶预锥、后掠、中等弹性变形以及直升机机身和传动轴的弹性影响 ,体现出铰接式桨叶绕挥舞、摆振和变距铰的整体刚性运动与桨叶中等弹性变形之间的动力学耦合作用 ,推导中对桨叶挥舞、摆振和变距转角幅值未加任何限制。根据 Floquet理论对稳态周期解的稳定性进行研究 ,采用 Newmark直接数值积分方法得到转移矩阵。对某新型直升机的气动 /机械稳定性进行了分析 ,结果发现对于给定的前飞状态是稳定的 ,但是随着传动轴弯曲和扭转刚度的降低出现不稳定现象。  相似文献   

10.
在研究碟形轴对称无人直升机气动特性的基础上,选择碟形无人直升机总体参数并提出了一个总体方案;给出了碟形无人直升机的飞行性能计算方法;建立了碟形无人直升机飞行动力学模型,分析碟形无人直升机的操纵性和稳定性,并进行飞行仿真验证。结果表明:本文提出的碟形无人直升机的总体设计方案和设计方法是可行的。  相似文献   

11.
在气动院FL-8风洞中,采用旋转流场下单自由度振荡机构进行了旋转流场下大幅滚转运动的动态气动特性实验研究.模型在绕风轴连续旋转的同时进行给定频率和振幅绕体轴的滚转振荡运动,测量了模型的动态气动特性,着重分析了不同运动参数对模型气动特性的影响.结果表明,旋转速度的存在使大幅滚转振荡试验中的滚转力矩和偏航力矩发生平移,同时使滚转力矩和偏航力矩的迟滞特性发生明显的变化.  相似文献   

12.
提出了一种基于试飞的直升机悬停状态地面效应研究方法,该方法在建立无量纲形式的直升机悬停需用功率模型的基础上,通过飞行试验实测直升机在不同重量和不同离地高度悬停时的发动机扭矩、大气条件等参数,利用参数辨识的方法确定无量纲形式直升机悬停需用功率模型中的相关空气动力参数及地面效应模型.采用本文所述方法可以方便地进行直升机有、无地效时的悬停性能拓展.  相似文献   

13.
采用综合气弹分析方法的旋翼非定常气动载荷计算   总被引:6,自引:3,他引:3  
提出一种桨叶结构、气动和惯性耦合的旋翼系统综合分析方法,将桨叶绕挥舞、摆振及变距铰的刚性转角作为广义坐标,计入了桨叶整体运动和自身中等弹性变形之间的动力学耦合效应,桨叶弹性变量通过有限元法进行离散,翼型剖面气动力采用Leishman—Beddoes二维非定常和动态失速模型,由自由尾迹模型得出桨盘的非均匀入流,依据柔性多体系统动力学方法推早出桨叶前飞状态下的非线性周期时变动力学方程。对Newmark隐式数值积分方法进行改进,用于求解旋翼桨叶的响应。以法国SA349/2小羚羊直升机的试飞测试数据为依据,验证了方法的有效性。  相似文献   

14.
直升机动力舱冷却系统冷却孔进气优化设计   总被引:1,自引:0,他引:1  
对某型民用直升机动力舱冷却系统冷却孔的进气性能开展优化研究,参考飞机辅助动力单元(Applicant power unit,APU)进气系统形式设计了两类收风装置。采用数值仿真手段,对比分析在多个速度的前飞状态和不同爬升率的爬升状态下3处冷却孔的进气性能。结果显示基于Scoop型设计的收风装置在直升机大速度前飞状态收风效果最好,但在小速度前飞状态进气性能没有得到改善。基于Flush型设计的收风装置同样具有改善进气性能的作用,其最显著优点是在所有飞行状态均保证较高的冷却进气量。为后续的优化设计研究工作指明了方向。  相似文献   

15.
共轴高速直升机上下旋翼之间存在强烈的气动干扰现象,这对旋翼的气动特性影响较大。本文根据这一特点并考虑气弹耦合计算效率,利用单旋翼自由尾迹模型的尾迹几何和固定尾迹计算的初始诱导速度分布作为共轴双旋翼预定尾迹模型的初始迭代值。与Leishman-Beddoes非定常动态失速模型、Pitt-Peters动态入流模型、共轴直升机上下旋翼桨叶全本征动力学方程及弹性桨叶与变距轴承边界约束条件等计算模块相结合,建立了一种考虑上下旋翼之间气动干扰及耦合迭代的共轴双旋翼振动载荷计算模型。为验证本分析模型的计算精度,以西科斯基公司的验证机XH-59A为研究对象,与国外风洞试验结果进行了对比,两者吻合较好。  相似文献   

16.
小型无人直升机飞行动力学建模及增稳设计   总被引:1,自引:0,他引:1  
在分析小型无人直升机的结构布局及飞行特点的基础上,建立了飞行动力学通用结构模型。然后依据通用结构模型,利用飞行实测数据,得到悬停和前飞状态下的辨识模型。在分析辨识模型的动态响应特性后,根据飞行品质规范的要求,采用极点配置技对模型进行了增稳设计,并进行仿真验证。结果表明该增稳器效果良好,应用这种方法建立的小型无人直升机的增稳模型可直接应用于飞行控制系统的设计。  相似文献   

17.
在分析了目前进行飞行器大攻角气动特性研究所采用的尾旋风洞试验、常规风洞自由飞试验和遥控模型自由飞试验的优缺点之基础上指出:把系统辨识方法与这些试验方法结合起来,是一种行之有效的研究飞行器大攻角气动问题的技术途径,它可以简化这些试验方法的一些技术环节,提高试验精度。若气动数据来源于尾旋风洞,这种新方法只能研究飞机的发展尾旋和改出尾旋;若气动数据来源于常规风洞,这种新方法也只能研究飞行器的大攻角、偏离、过失速和失速性滚摆/滚转模态;只有通过模型自由飞获取气动数据,这种新方法才有可能研究包括尾旋全过程在内的各种大攻角飞行模态。  相似文献   

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