带大载荷吊挂直升机悬停纵向操纵性分析

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。     

直升机吊挂飞行稳定性和操纵性分析

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.     

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。     

吊挂物为刚体模型的直升机外吊挂飞行平衡与稳定性分析

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。     

一种新的旋翼动态尾迹模型研究

针对直升机大机动实时飞行仿真的需求，提出了一种新的旋翼动态尾迹模型，并开展了初步的验证研究。该模型采用涡环单元来表示旋翼尾迹涡系，每个涡环具有5个刚体运动自由度和1个半径伸展收缩自由度，可描述大机动飞行中旋翼尾迹的拉伸、压缩、倾斜、弯曲等动态畸变行为，并给出桨盘或空间任意区域的旋翼尾迹瞬态诱导速度分布。以悬停状态旋翼拉力和俯仰角速度阶跃突增为算例，通过与尾迹畸变增广的Pitt-Peters动态入流模型的对比分析，验证了本文模型的正确性和实时性，并得到了一些新的结论。     

适用于直升机俯仰与滚转机动分析的广义动态尾迹模型

现有的直升机操纵响应计算方法，给出的他轴耦合响应往往与飞行实测结果符号相反，这是由于仿真模型未计入机动时的尾迹弯曲。本文建立了尾迹弯曲的模型，推导出角速率与一次谐波入流分量之间的关系，据此对旋翼的广义动态入流模型进行了增广和修正；以某机型为算例，分析了直升机俯仰或滚转运动对他轴耦合响应的影响。本增广模型为通用模型，适用于任意机型，无需依赖特定机型的经验公式，即可正确计算直升机的他轴响应。     

前飞状态直升机旋翼的自由尾迹计算

应用时间步进方法，建立了一个前飞旋翼的全展自由尾迹模型。该模型采用圆弧涡元作为基本涡元，并依据自由尾迹涡线确定远尾迹形状以使远尾迹更接近实际和自由。为表明方法的有效性，分别以ＵＨ－１和Ｈ－３４两种直升机旋翼为算例，计算了不同前飞状态的自由尾迹形状，展示出小速度时尾迹畸变和叶尖涡卷绕的重要特征。在此基础上，应用自由尾迹分析，对前飞桨叶气动载荷进行了计算，分析了计及尾迹畸变对改进载荷计算的作用。     

共轴刚性旋翼飞行器配平特性及验证

针对共轴刚性旋 翼与常规旋翼的区别，从挥舞运动、变距操纵和诱导速度3方面建立共轴刚性旋翼的气动力模型。采用等效挥舞运动概念，建立共轴刚性旋翼的挥舞运动方程;引入提前操纵角概念，建立与共轴刚性旋翼挥舞频率相适应的变距操纵模型；引入上下旋翼干扰因子，建立共轴刚 性旋翼的诱导速度模型。在此基础上，建立共轴刚性旋翼飞行器飞行动力学模型，并以XH-59A 直升机为例计算纯直升机飞行模式的配平特性，使用飞行试验数据验证了理论模型的正确性，同时讨论了共轴刚性旋翼飞行器与常规直升机配平特性的异同点。     

碟形轴对称无人直升机总体设计

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。     

神经网络在直升机空空导弹攻击中的应用研究

应用神经网络方法研究了直升机发射空空导弹的一些问题。文中首先介绍了直升机空空导弹攻击的火控系统原理；其次，对复杂且不稳定的直升机飞行运动模型设计了模糊神经网络控制器；然后，用BP网络实时计算了直升机发射空空导弹的空中攻击包线；最后，设计了综合火／飞控制系统，并对所设计的整个攻击系统进行了仿真，通过仿真证明满足系统设计要求。在神经网络设计中，采用了变尺度优化算法，提高了算法的速度和精度，对空战的实时应用提供了重要的参数价值。     

WZ—1直升机旋翼桨叶的设计

从气动、动力学和结构设计三个方面介绍了直升机旋翼桨叶设计的一般要求，分析了桨叶扭转角、平面形状、浆尖形状等参数对直升机性能、旋翼气动特性和动力学特性的影响，并结合ＷＺ－１无人驾驶直升机的使用要求对其旋翼桨叶进行了初步设计，给出了桨叶的构形和“共振图”。本文的设计和分析方法可用于指导其他直升机的旋翼桨叶设计。     

Research on Trim Control of Compound High Speed Helicopter

An investigation is conducted on optimizing the control allocation for trimmed flight on the compound helicopter. The compound helicopter features a single main rotor,a vectored thrust ducted propeller(VTDP)and lifting wings. Due to the redundant controls for thrust,elevator deflection,and differential and symmetric flap deflection,there is a wide range of trim solutions in forward flight for compound helicopter. A method is developed to calculate optimal trim solutions. Firstly,aerodynamics models for deferent subsystems of the compound helicopter are conducted,which consider the mutual interaction of each part. Secondly,a flight dynamics model is developed based on which the method of trim optimization is performed. Finally,the method is demonstrated using a compound helicopter UH?60 L/VTDP. The trim optimization of flight conditions from hover to 370 km/h is conducted using the optimization method. The controls,fuselage attitudes as well as the allocation of lift and thrust along with the flight speed are obtained.     

直升机旋翼模型风洞试验述评

为研制新型直升机,必须重视对直升机空气动力学的研究。本文简述了直升机旋翼模型风洞实验的重要性及与固定翼模型风洞实验的区别。根据直升机旋翼空气动力学的特点说明了开展旋翼风洞实验对风洞、模型及实验设备的特殊要求、着重说明直升机旋翼实验台是进行旋翼风洞实验必须的基础设备。同时对国外直升机旋翼模型风洞实验技术的发展状况作了简要介绍。最后回顾了我国直升机旋翼模型风洞实验技术研究方面取得的一些进展及与国外的差距。并对型号研制必须进行的一些风洞实验内容作了介绍。     

考虑非理想噪声干扰的直升机飞行动力学模型辨识方法

利用MATLAB/SIMULINK平台搭建了直升机仿真实验系统，并以UH-60直升机为对象实现了考虑非理想噪声干扰的仿真飞行实验。建立了非理想噪声数学模型并基于增广最小二乘法设计 了一套同时考虑模型参数和噪声参数的综合辨识算法，在此基础上，利用仿真实验数据实现了UH-60直升机纵向飞行动力学模型的辨识与验证。最后，通过与普通最小二乘法的对比验证了本文方法的优越性。      

模糊推理在直升机模型辨识中的应用(英文)

直升机控制系统的设计、飞行模拟器的研制及计算机实时仿真都离不开直升机数学模型 ,但是建立可靠而且准确的直升机飞行动力学模型是十分困难的 ,而且也很难保证动力学模型计算的快速性、可靠性与实时性。本文基于模糊推理技术 ,根据飞行试验数据辨识了直升机飞行模型 ,可以在一定程度上保证所辨识模型的简单、准确与计算的实时性。为了提高模糊模型的精度 ,文中采用了一种新方法来处理矛盾规则。本文利用模糊聚类分析的方法对海量的试验样本数据进行处理 ,有效地减少了辨识模型的规则数量。最后的仿真辨识结果表明 ,辨识效果合理 ,方法可行。     

基于逆仿真的直升机机动飞行科目数学模型及其应用

逆仿真可以驱动直升机仿真模型完成预定的机动科目,给出完成该机动的操纵输入规律和飞行状态变量的时间历程,因此建立机动科目数学模型是逆仿真的前提。本文提出了一个较通用的直升机机动科目分段函数描述方法,该方法可以对ADS－33E－PRF规定的大部分任务科目建立逆仿真所需的数学模型。以UH－60A“黑鹰”直升机为例,将以该方法所建立的机动科目“转向目标”、“障碍滑雪”数学模型应用于逆仿真,并依照ADS－33E－PRF的有关指标,根据仿真结果对“黑鹰”直升机驾驶品质的某些方面作出了评价,结果表明,该方法建立的数学模型能够真实有效地描述机动科目。     

舰面流场对直升机着舰时悬停操纵的影响

用N-S方程对某型军舰舰面流场流态进行了初步的数值模拟,采用实验数据修正计算结果,并将计算得到的流场叠加到某无人直升机旋翼流场中,初步研究了由于机库等钝体存在而引起的“陡壁”效应对直升机舰面起降时操纵量的影响。最后的计算结果表明,飞行甲板上方由于机库存在引起的垂向气流及其分布对舰载直升机悬停操纵特性影响较大,而侧向分量影响较小。文中着重建立适于工程应用的甲板流场计算简化方法,以用来方便地确定甲板流场和无人直升机着舰时的操纵需求,也可用于舰载直升机起降包络线计算来指导舰载直升机飞行训练     

New Progress in Helicopter Rotor Wake Research

Rotor wake analysis,a fundamental research of helicopter technology,has been widely applied for rotor aerodynamic analysis. This paper summarizes the research of different rotor wake models at home and abroad and reviews the development process of rotor wake methods as well as the research achievement obtained in each stage.Then,the new progress of helicopter rotor wake methods is described in detail. It includes constant circulation contours modeling method of rotor wake,pseudo-implicit relaxation iteration and time-accurate solution method,research on aerodynamic interaction characteristics of helicopter rotor/fuselage by wake method,research on the rotor blade-vortex interaction noise and interaction of coaxial rigid rotor aerodynamics by viscous vortex particle method,and application of free wake method to helicopter flight dynamics modeling. In the end,some prospects for the research of helicopter rotor wake method are put forward,which clarifies the ideas for the future development of rotor wake method.