舰面流场对直升机上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     

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。     

某舰飞行甲板区域流场特性的水洞试验

为了满足舰载直升机的需要，南航直升机技术研究所对某舰飞行甲板区域流场进行了水洞试验。本文详述了水洞试验的方法和技术，通过对舰模在各种水速、各种航行偏角状态下的试验，得到了大量照片，并据此对该舰机库后部、飞行甲板上部周围流场进行了分析，得出了在飞行甲板机库门外有一趋于收缩的稳态区，随着流速Ｖ的增大，这一区域变短。稳态区之后很快变为乱流区。从侧面上看，稳态区高度有从降低再向上扩散的趋向。在向右偏航时，     

直升机在复杂舰面流场中的悬停研究

针对舰面流场非线性、非均匀的特性,把旋翼桨盘离散成空间有限单元,将当地流场风速叠加到叶素剖面相对气流中,改进了叶素气动力计算模型,提高了旋翼载荷的计算精度;采用CFD方法计算了某型母舰甲板上方的气流场,其下冲气流是影响直升机安全的主要因素;计算了UH-60A直升机在该舰甲板4个直升机起降位上方流场中的悬停配平,通过与陆基环境计算结果的对比,分析了舰面流场环境对直升机舰面悬停性能的影响;同时,计算了直升机在舰面流场中的响应,通过对MIL流场模型响应的对比验证了本文计算模型。     

PIV测量舰船空气尾流场

应用粒子图像测速技术(PIV)获得了舰船空气尾流场特性,介绍了试验模型及PIV设备的安装方法和试验方案.试验表明:舰船机库及上层建筑物对飞行甲板上方区域的流场影响较大,使尾流场形成了死水区、U形脱体涡及下冲气流等,对直升机舰上起降以及临近舰船作业时的操稳性能有很大影响.根据试验结果,合理选择直升机的进场方向及舰船航向或打开机库大门有利于直升机舰上起降安全.     

舰载直升机在复杂流场环境中的着舰策略

针对直升机着舰过程中的下滑进场环节，从流场 环境对直升机飞行品质影响的角度出发，研究了直升机着舰策略。分析了下滑进场区域的流场分布，研究表明流场的分布与距离甲板的高度相关，高度越低，气流速度均值越大，且下洗气流主要集中在迎甲板风方向的路线区域，对直升机的飞行品质造成影响。分析了不同甲板风（Wind on deck，WOD）条件下直升机平衡状态量，分别从旋翼所需功率、操纵量和机体姿态等方面对进场方式进行了研究，表明合理的进场方式有利于着舰安全。     

机库门开合对舰载直升机着舰域流场的影响研究

建立了一个基于纳维-斯托克斯(Navier-Stokes,N-S)方程的舰载直升机着舰域流场的分析方法。该方法可有效地用于分析着舰域旋翼/机身/舰船之间的相互干扰。在该方法中,空间方向上使用二阶迎风格式进行离散;求解方式采用"压力-速度耦合"方式;网格上运用自适应切割体网格进行划分;旋翼使用动量源模型;不规则海风运动以边界条件形式添加到整个着舰域流场的计算中。应用建立的方法,以孤立舰船流场和旋翼/机身组合流场分别作为算例,进行试验值与计算值的对比并验证了方法的有效性。在此基础上,开展了旋翼下洗流与舰船机库尾流耦合干扰特性的研究。结果表明:机库尾流漩涡的影响区域沿甲板长度方向约为机库高度的3倍;从空气动力学角度分析,打开机库门更有利于直升机安全着舰;直升机着舰过程中,旋翼拉力先减小后增大,机身阻力先减小而后变为负值。     

直升机着舰引导与控制研究进展

随着现代海战向立体化、多层化发展,舰载直升机以其垂直起降、定点悬停等优势成为未来海战武器装备的重要组成部分,而着舰引导与控制是舰载直升机的关键技术。本文对直升机着舰引导技术与着舰控制技术的研究进展进行概述,着重概述和分析了着舰引导技术中的雷达、卫星、视觉、光电引导技术。其次对舰载直升机着舰的环境影响因素、综合流程以及应用现状进行概述分析,最后对舰载直升机着舰技术进行了展望。     

基于CFD与飞行动力学耦合方法的舰载直升机着舰平衡分析

将计算流体力学（Computational fluid dynamics,CFD）模型与飞行动力学模型相结合， 建立了适用于舰载直升机着舰飞行的平衡分析方法。在满足气动力计算精度的前提下,为提高计算效率，CFD模型使用Euler方程作为主控方程，并采用动量源项代替旋翼对其流场的作用。将CFD计算所得气动力对飞行动力学模型计算所得气动力进行修正迭代，并根据牛顿迭代法求解飞行动力学平衡方程，最终求得平衡参数。应用所建立的方法，首先进行了算例验证，以表明方法的有效性;然后着重对舰载直升机着舰飞行进行了平衡计算与分析，为直升机着舰飞行提供参考。     

舰船运动对修改型简化护卫舰上方流场的影响（英文）

当护卫舰向前方行进时,由于舰船的纵摇和横摇运动,其飞行甲板上方的流场变得十分复杂,可能会严重影响舰载直升机的起降。文中通过改变机库高度和长度的比例,在静止状态和纵摇状态下对不同的修改型简化护卫舰(Simple frigate shape,SFS)上方的流场进行了数值研究,该SFS模型由机库和飞行甲板组成。对于不同的模型,对比分析了静止状态和纵摇状态下,飞行甲板上方的速度和压力云图,以及观测点和观测线上的速度分量变化。结果显示,不同模型中回流区的大小和再附点的位置有着明显的不同,同时揭示了在一个周期性纵摇运动中,回流区中心和再附位置的轨迹变化。另外,两个观测位置的速度分量也随着舰船运动产生了周期性变化。而且,静止状态和纵摇状态下的速度分量差异相当大,因此,静止状态下的流场不能准确的模拟纵摇状态下的流场。     

直升机载舰空气尾流特性试验方法

舰船空气尾流场对直升机舰上起降安全有很大影响。因此,舰船空气尾流特性研究是机-舰动态配合研究的重要组成部分。笔者介绍了舰船空气尾流场风洞试验、流谱试验和地面模拟试验的方法及部分试验结果,其中的地面模拟试验及热线风速仪在外场条件下的应用是首次进行。     

直升机自动过渡悬停飞行控制系统设计

为实现直升机自动过渡悬停功能，在具有优良操纵特性的直升机显模型跟踪控制系统(MFCS)基础上，开发了自动过渡悬停控制系统。根据过渡悬停机动模态的基本要求，设计了高度控制回路，以实现高度通道按抛物线下降，接着进行线性下降并最终过渡到指数拉平。设计了纵向速度控制回路，使速度先按指定的减加速度线性减速，再按指数规律减速至悬停，且两通道之间协调控制，保证当直升机高度接近悬停高度时，纵向速度同步地趋近于零。文中给出了系统结构配置及参数设计方法。仿真表明，本文直升机自动过渡悬停系统具有优良的物理特性。     

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。     

小型无人直升机模糊飞行控制系统设计

为了实现小型无人直升机的自主飞行,本文研究了它的飞行控制系统。基于模糊控制技术,根据某小型无人直升机飞行动力学数学模型,设计了模糊控制规则,并研究了模糊规则的表格查询学习算法;通过无人直升机操作手的经验,对模糊规则进行评价,并通过试验进行校正和更改,在此基础上,引入积分环节进一步提高控制系统的性能。     

基于非定常RANS方程的刚性旋翼流场分析

为了掌握刚性直升机旋翼在高速飞行条件下的关键气动特性，本文通过求解三维非定常雷诺平均N-S(Reynolds-averaged Navier-Stokes, RANS)方程并基于多块结构化网格有限体积方法(Finite volume method, FVM)对直升机旋翼悬停及前飞状态的复杂绕流流场进行了数值模拟，讨论了动态流动分离、展向流动影响及反流等复杂气动特性的影响。分析了旋翼总距对气动载荷的影响及后行阶段的非定常反流效应，并分别揭示了该旋翼在悬停和大速度前飞状态下显著不同的气动力规律。数值计算表明，悬停状态该旋翼拉力值随总距线性增大，而在大前进比(Advancing ratio, AR)飞行时，其后行侧桨叶根部反流导致截面非常规压力分布，拉力主要由前行侧桨叶提供。数值预测结果与风洞试验结果的比较显示了良好的一致性。     

无人直升机目标定位系统设计

为了提高无人直升机在自主飞行作业时的精确性,本文设计了一套获取无人直升机相对于任务目标飞行状态的测量系统。该系统采用机载激光雷达对无人直升机周围环境进行扫描建模,使用STM32作为微控制器设计硬件电路实现系统功能。提出一种针对性算法,对扫描范围内的环境数据进行处理与分析并解算出飞行状态。此外,还使用Labview进行上位机软件的开发,可以实时显示该系统测量得到的状态结果。实际测试结果表明,该系统可以准确获取无人直升机相对于任务目标的距离和方位角。     

直升机机身对旋翼气动干扰的计算

建立了一个全耦合的机身对旋翼气动干扰的迭代计算方法。在该方法中，使用自由涡系模型代表旋翼对干扰流场的影响，使用三维面元模型替代机身的作用，并采用了一个基于“分析数值解匹配”方法的贴近涡／面干扰模型以改进机身引起尾迹畸变的计算。应用该分析方法，以Maryland大学4片桨叶的模型旋翼和机身为算例，计算了悬停和前飞状态机身对旋翼的气动干扰影响。计算结果表明，机身对旋翼气动干扰在悬停和前飞时是不同的，且从悬停至前飞，机身对旋翼平面某方位的诱导速度存在一个从上洗至下洗的过渡。     

Automatic Carrier Landing Control for Unmanned Aerial Vehicles Based on Preview Control

For carrier-based unmanned aerial vehicles(UAVs),one of the important problems is the design of an automatic carrier landing system(ACLS)that would enable the UAVs to accomplish autolanding on the aircraft carrier.However,due to the movements of the flight deck with six degree-of-freedom,the autolanding becomes sophisticated.To solve this problem,an accurate and effective ACLS is developed,which is composed of an optimal preview control based flight control system and a Kalman filter based deck motion predictor.The preview control fuses the future information of the reference glide slope to improve landing precision.The reference glide slope is normally a straight line.However,the deck motion will change the position of the ideal landing point,and tracking the ideal straight glide slope may cause landing failure.Therefore,the predictive deck motion information from the deck motion predictor is used to correct the reference glide slope,which decreases the dispersion around the desired landing point.Finally,simulations are carried out to verify the performance of the designed ACLS based on a nonlinear UAV model.     

小型无人直升机飞行动力学建模及增稳设计

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。