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。     

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。     

直升机吊挂及吊挂物抛放过程建模与分析

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。     

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。     

倾转旋翼/机翼耦合系统过渡飞行瞬态响应分析

基于多体动力学方法建立倾转旋翼机过渡飞行瞬态响应分析模型,研究过渡飞行状态下倾转旋翼机非线性非定常气弹耦合动力学特性;通过引入倾转过程旋翼尾迹弯曲影响,修正直升机旋翼常规动态入流模型。集成非定常动态入流方程与倾转过渡飞行的多体动力学方程,建立倾转旋翼机过渡飞行状态下时域非定常耦合分析模型。以半展长弹性机翼全铰接式倾转旋翼机模型为例,分析倾转旋翼机倾转过渡飞行瞬态响应时间历程。数值计算表明:本文建立的时域模型能够快速有效分析倾转旋翼机在过渡飞行时的瞬态特性,能够反映倾转旋翼机旋翼/机翼间复杂的气弹耦合动力学关系。     

典型飞行状态下的旋翼振动载荷计算与分析

建立了基于柔性多体动力学思想的综合气弹分析方法,以SA349/2"小羚羊"直升机为算例,对其典型飞行状态,包括一个小前进比状态,一个大前进比状态以及一个高速稳态转弯状态进行载荷计算.对于两个稳态前飞状态,采用自由尾迹模型计算诱导入流,通过配平迭代获得旋翼载荷;对于稳态转弯状态,将实测配平量作为输入量,采用Glauert线性入流模型计算诱导速度.在与试飞数据以及CAMRADⅡ计算结果的对比中,稳态前飞状态的计算结果与实测数据吻合较好,与CAMRADⅡ精度相当;对于接近飞行极限的高速转弯状态,本文计算值捕捉到了动态失速条件下旋翼载荷变化的主要特征.     

共轴高速直升机振动载荷计算分析模型

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。     

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.     

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。