数值延拓算法应用于直升机配平计算的研究

直升机配平,本质上为非线性方程组的求解。以UH-60为例,建立直升机非线性飞行动力学模型;通过设置主旋翼轴前倾角为零简化模型,数值延拓得到悬停状态平衡解;以前飞速度为延拓参数,数值延拓完成定直平飞状态的配平计算。使用MATLAB计算平台,配平结果与参考数据吻合较好。结果表明:数值延拓方法简单有效,其结果具有连续性和全面性,易于观察解曲线走向。作为一类计算方法,数值延拓适用于直升机配平计算。     

倾转旋翼飞行器旋翼对机翼向下载荷计算模型

针对倾转旋翼飞行器悬停和小速度前飞的直升机飞行模式下旋翼下洗流对机翼的气动干扰影响,建立了一个机翼向下载荷的计算模型.该模型中,最关键的是建立旋翼对机翼的气动干扰面积模型.此模型考虑了倾转旋翼飞行器几何尺寸条件、发动机短舱倾转角和飞行状态等参数.最后将此模型集成到XV-15倾转旋翼飞行器飞行动力学模型中,进行配平计算,...     

倾转旋翼机机翼前掠角对副翼操纵性能的影响

基于倾转旋翼机飞行动力学方程与厚翼型机翼的空气动力学的相关理论,对倾转旋翼机过渡阶段复杂的旋翼流场进行了分析,论述了发动机短舱转角的变化和机翼失速拓展特性对副翼操纵性能的影响。以V-22倾转旋翼机为算例,建立了机翼有/无前掠角的实体模型,由等功率过渡段速度特性公式和迎角特性公式求出飞机在等功率过渡模式相应发动机短舱转角下的相关飞行参数,对不同发动机短舱转角下不同的模型进行了数值模拟计算。计算结果表明倾转旋翼机机翼前掠角有改善副翼在大迎角下的操纵性能的作用。     

基于拉格朗日方程的倾转旋翼机动力学建模

针对倾转短舱与机体间的气动干扰和惯性耦合特征,基于拉格朗日原理推导出了倾转旋翼机的纵向飞行动力学方程。在此基础上,以XV-15倾转旋翼机为对象,针对几种不同的短舱倾角,计算分析了飞行器的配平特性和过渡模式动态响应特性。仿真结果表明,所建立的动力学模型是合理的。该模型可用于研究倾转旋翼机的直升机飞行模式、飞机飞行模式及过渡飞行模式下的纵向飞行特性。     

倾转旋翼机过渡飞行阶段控制律设计研究

过渡段飞行控制技术是倾转旋翼机飞行控制系统的关键技术。本文在倾转旋翼机过渡静力平衡特性和力矩配平特性分析基础上,对倾转旋翼机过渡段基准飞行轨迹及短舱转角规律进行了设计。然后利用推力矢量技术,采用拉力矢量/空气舵组合操纵方法,对倾转旋翼机过渡飞行段控制律进行了设计与仿真研究。     

倾转机翼无人倾转旋翼机飞行动力学稳定性分析

为了研究倾转机翼无人倾转旋翼机的稳定性,发展了一种倾转机翼无人倾转旋翼机飞行力学模型,并开展了仿真研究。旋翼气动模型采用动量-叶素理论,机翼、尾翼和机身的气动模型在升力线气动理论的基础上结合了旋翼动量源方法以计入旋翼尾流的气动干扰影响。在全机飞行力学模型配平的基础上开展了动力学稳定性分析,并与常规倾转旋翼机飞行动力学特性进行了对比分析。研究结果表明:倾转机翼无人倾转旋翼机在悬停状态下,表现出俯仰角衰减迅速的稳定模态;在直升机模式小速度前飞时,改变重心位置及机翼倾转段面积可使机体纵向振荡模态发散速度减缓,系统稳定性增强。     

倾转机翼无人倾转旋翼机飞行动力学稳定性分析

为了研究倾转机翼无人倾转旋翼机的稳定性,发展了一种倾转机翼无人倾转旋翼机飞行力学模型,并开展了仿真研究。旋翼气动模型采用动量-叶素理论,机翼、尾翼和机身的气动模型在升力线气动理论的基础上结合了旋翼动量源方法以计入旋翼尾流的气动干扰影响。在全机飞行力学模型配平的基础上开展了动力学稳定性分析,并与常规倾转旋翼机飞行动力学特性进行了对比分析。研究结果表明：倾转机翼无人倾转旋翼机在悬停状态下,表现出俯仰角衰减迅速的稳定模态;在直升机模式小速度前飞时,改变重心位置及机翼倾转段面积可使机体纵向震荡模态发散速度减缓,系统稳定性增强。     

倾转旋翼机悬停建模与实验

以自行设计的倾转旋翼机为研究对象,建立悬停模式下纵向动力学模型。通过悬停实验,对倾转旋翼机的分系统——舵机模型、旋翼气动力模型和悬停纵向模型进行了仿真验证。结果表明,模型能反映倾转旋翼机悬停模式的基本特性,可为飞行控制系统设计提供依据。     

新构型倾转旋翼无人机飞行力学建模

倾转旋翼无人机飞行力学模型是设计飞行控制律和分析飞行特性的基础。从一款在研的新构型倾转旋翼无人机工程实际出发,建立该无人机非线性飞行力学模型;分析新构型倾转旋翼机相比常规倾转旋翼机的特点和优势,建立直升机模式、倾转过渡模式和固定翼模式下各部件飞行力学模型;并针对直升机模式,对不同飞行速度进行配平及稳定性分析。结果表明:该构型倾转旋翼无人机直升机模式横航向模态具有很好的稳定性,直升机模式悬停状态横纵向模态基本没有耦合。     

倾转旋翼机短舱倾转机构动力学仿真分析

研究倾转旋翼机短舱倾转机构在短舱从固定翼模式运动到直升机模式过程中的动力学特性具有重要的意义.在短舱倾转机构传力分析及运动学分析的基础上,应用LMS Motion建立了短舱倾转机构多体动力学仿真模型,定义短舱倾转机构的各构件及其属性,创建各构件之间的运动副,定义运动机构驱动,创建外力和力矩以模拟真实的工况,得到并分析短舱和丝杠的主要运动参数曲线以及机构主交点的受力变化情况.结果表明:丝杠与短舱连接点处作用力随短舱的仰角增大先减小再增大,短舱与机翼支点处作用力随着短舱的仰角增大而逐渐增大.研究结果可为倾转旋翼机短舱倾转机构的参数确定提供参考.     

基于矫正广义走廊的电动倾转旋翼机模态转换

研究了基于矫正广义走廊和在线增益调度方法的电动倾转旋翼机模态转换控制问题。针对传统配平方法导致模态转换过程中时变动态特征被忽略的不足,提出一种新的两步法配平策略,即矫正配平工作点,并获得矫正广义走廊,以减小系统实际运行状态与配平工作点的偏离程度,进而改善增益调度方法的控制效果。传统增益调度方法控制器设计工作量较大,针对该问题设计了在线增益调度算法,有效避免了拟合过程。对某小型电动倾转旋翼无人机（UAV）的仿真表明,基于所提方法使得倾转旋翼机平稳、快速地完成模态转换过程;实验数据进一步表明,矫正后广义走廊相比于矫正前可将对过渡走廊的平均跟踪误差显著减小。     

倾转旋翼机过渡段纵向姿态控制技术研究

针对倾转旋翼机既存在拉力矢量控制又存在气动舵控制的复杂操纵特性,在纵向模型的基础上,给出了过渡段操纵控制方案和过渡段转换控制方案。对过渡段平衡点进行配平,计算得出配平工作点处各通道的操纵量,并设计了走廊曲线。采用PID控制和模糊整定技术对过渡段飞行控制系统进行设计,实现了倾转旋翼机从直升机模式到固定翼模式的平稳转换,并保持高度不变。仿真结果验证了所设计的过渡段控制方案的正确性和可行性。     

变转速旋翼直升机性能及配平研究

 为研究变转速旋翼直升机性能及配平特性,本文以旋翼动力学综合模型为基础,研究了样例变转速旋翼直升机旋翼需用功率随旋翼转速、前飞速度、起飞质量和飞行高度的变化,以及旋翼总距、纵横向周期变距和桨轴纵横向倾斜角随旋翼转速和前飞速度的变化关系。研究结果表明,降低旋翼转速可明显降低旋翼需用功率,有利于提高直升机航时、航程和升限等性能指标。旋翼转速变化对直升机配平影响明显,配平限制了旋翼工作于过低的转速,另一方面,旋翼转速过低反而有可能增加旋翼的需用功率。旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼转速的降低而加大,旋翼桨轴的纵向倾斜角随转速变化不大,横向倾斜角随旋翼转速的降低而减小。     

侧风对舰载直升机悬停性能的影响

针对舰载直升机小速度、大侧滑的飞行状态,采用了旋翼非均匀入流模型,导出了直升机在风场中的运动方程。以某型机为例,对不同风速条件下直升机悬停时的平衡特性进行了计算分析。计算结果表明:左侧风对该机悬停性能影响最大,而尾桨操纵裕度要求左侧风速不能超过30m/s,与同类直升机的飞行数据吻合。分析模型为制订舰载直升机的风险图提供了理论依据。     

垂直气流对直升机空中共振的影响研究

采用入流模型描述了非均匀定常垂直气流在旋翼上的分布．用改进的非线性VKS模型计算粘弹减摆器的复模量；分析了直升机从悬停到小速度前飞时，定常垂直气流的非均匀分布对直升机平衡操纵以及对系统摆振后退型模态阻尼的影响。分析结果表明：非均匀垂直气流对平衡时的周期变距操纵有较大影响；对减摆器具有非线性特性的直升机来说．非均匀垂直气流对其摆振后退型模态阻尼有显著影响，而减摆器具有线性特性时．则影响很小。     

Numerical study on flow fields and aerodynamics of tilt rotor aircraft in conversion mode based on embedded grid and actuator model

A method combining rotor actuator disk model and embedded grid technique is presented in this paper, aimed at predicting the flow fields and aerodynamic characteristics of tilt rotor aircraft in conversion mode more efficiently and effectively. In this method, rotor's influence is considered in terms of the momentum it impacts to the fluid around it; transformation matrixes among different coordinate systems are deduced to extend actuator method's utility to conversion mode flow fields' calculation. Meanwhile, an embedded grid system is designed, in which grids generated around fuselage and actuator disk are regarded as background grid and minor grid respectively, and a new method is presented for ‘donor searching' and ‘hole cutting' during grid assembling. Based on the above methods, flow fields of tilt rotor aircraft in conversion mode are simulated, with threedimensional Navier–Stokes equations discretized by a second-order upwind finite-volume scheme and an implicit lower–upper symmetric Gauss–Seidel(LU-SGS) time-stepping scheme. Numerical results demonstrate that the proposed CFD method is very effective in simulating the conversion mode flow fields of tilt rotor aircraft.     

耦合高效配平策略的旋翼气动特性分析方法

建立了一个耦合高效配平策略和计算流体力学（CFD）技术的旋翼气动特性分析方法.采用CFD求解器进行雅克比矩阵和旋翼流场的计算，建立了一个包含直接配平法的旋翼气动特性分析平台；引入差量法思想对配平策略进行简化，发展了一种差量配平法，解决了直接配平法中雅克比矩阵计算效率低下的问题，显著缩短了计算时间.旋翼流场求解中控制方程采用Navier-Stokes方程，空间离散格式选取2阶迎风Roe格式，时间推进采用隐式lower-upper symmetric Gauss-Seidel (LU-SGS)格式，湍流模型为Baldwin-Lomax (B-L)模型.分别采用建立的基于直接配平方法和差量配平方法的气动特性分析平台对AH-1G和Helishape 7A直升机的旋翼进行了配平计算和研究，对比分析了两种配平方法的计算效率和精度及背景网格的网格量对配平结果的影响.结果表明:与直接配平法相比，耦合差量配平法的气动特性分析方法计算圈数更少，可节省至少60%的计算时间；使用疏化的背景网格虽然不利于捕捉流场细节，但是可以在兼顾配平结果准确性的同时，降低配平计算代价，提高旋翼配平和流场计算的效率.