直升机垂直飞行状态气动参数辨识方法研究

准确计算直升机的悬停升限依赖于诸如桨尖损失系数,非均匀旋翼诱导速度分布,旋翼下洗引起的直升机增重效应及发动机与旋翼之间的功率传递系数等气动参数的准确度。然而,由于复杂的旋翼空气动力现象,准确预估以上气动参数有较大难度。本文提出了一种确定直升机垂直飞行状态上述气动参数的方法,该方法通过建立直升机垂直飞行状态的运动方程,实测直升机垂直飞行时的相关信息,采用参数辨识的方法得到直升机垂直飞行时的气动参数,然后,利用辨识结果确定直升机的悬停升限。结果表明该方法能有效地确定直升机垂直飞行时的气动参数及相应的悬停升限,且具有飞行试验简便,不受直升机装载和外界环境条件变化限制的特点。     

模型直升机悬停状态下飞行力学模型辨识

 直升机飞行力学模型的准确性对于直升机的控制系统设计具有非常重要的影响。采用常规的建模方法往往很难获得准确的飞行力学模型。为满足飞行控制系统设计的需要,提出了一种直升机飞行力学模型的系统辨识建模方法。该方法将机理建模方法与辨识建模方法相结合,首先利用状态子空间法获得直升机的近似飞行力学模型,再将机理建模提供的先验知识与子空间法辨识得到的模型相融合,限定主要参数,采用误差预报法进一步寻优得到较准确的直升机飞行力学模型。通过飞行试验,成功地辨识得到了悬停状态下模型直升机状态空间方程表达的线化飞行力学模型。所得的辨识结果能够准确预测出模型直升机的响应,可以应用于飞行控制系统设计当中。     

直升机滚转侧滑耦合的响应分析

滚转侧滑耦合是直升机飞行品质试验的重要内容。结合某型直升机的飞行试验,通过参数辨识及数值仿真,给出了不同气动参数下直升机滚转侧滑耦合响应结果,并对气动参数对直升机滚转侧滑耦合及飞行品质的影响规律进行了分析总结,对后续直升机品质试飞有着重要意义。     

直升机垂直爬升性能试飞方法研究

为了实现对直升机垂直爬升性能的准确计算,提出了一种理论估算与飞行试验相结合的试验方法。基于滑流理论,对直升机垂直爬升状态下的气动特性进行了分析;建立了基于动量和能量理论的垂直爬升性能估算模型,明确了关键影响因素;重新确定了垂直爬升性能科目的试飞目的,并进行了试飞方法设计。飞行试验结果表明,新方法获得的数据分析结果与直升机轴向运动气动特性规律一致。     

一种基于参数辨识的微小型无人直升机建模方法

 针对具有高度非线性、复杂动力学特性的微小型无人直升机，提出了一种基于参数辨识的建模方法。该方法结合了机理建模和系统辨识的优点，通过严格的机理推导建立了微小型无人直升机横纵向通道通用的参数化模型，建模过程着重考虑了主旋翼、平衡杆和机身的耦合对飞行动态特性的影响。利用基于偏相干分析法的频域辨识获得某型无人直升机的关键参数，进而确定模型。模型预测数据和飞行试验数据的比较表明，所建模型很好地反映了该型无人直升机在悬停状态下的动态特性，可以在该状态下以此模型进行自主飞行控制器设计。     

直升机尾桨失效分析及试飞技术研究

对直升机在悬停飞行以及平飞时的尾桨失效故障状态进行了受力分析,利用D级模拟器对直升机尾桨失效试飞技术进行了探索,最后给出了直升机不同飞行状态下发生尾桨故障后的应急处置预案,对于保证飞行安全和开展直升机尾桨失效试飞技术研究具有重要的价值。     

基于参数辨识的直升机姿态敏捷试飞技术

基于不同的规范要求、试飞方法及响应类型,通过参数辨识方法对直升机的姿态敏捷特性进行研究,得到了二阶响应直升机姿态敏捷响应曲线,通过辨识结果能够更准确快捷地得到直升机姿态敏捷的考核指标。最后,结合某型直升机试飞结果对相关结论进行了具体分析,对后续直升机飞行品质试飞具有一定的指导意义。     

鸭式旋翼/机翼飞机悬停状态飞行动力学特性

针对鸭式旋翼/机翼(Canard Rotor/Wing,CRW)飞机独特的气动布局,常规的分析方法及经验公式很难准确地对CRW飞机进行飞行动力学研究,通过飞行辨识对CRW飞机悬停状态特性进行了研究。首先,设计了飞行试验并获得了高质量的飞行数据,基于频率响应对CRW飞机的状态空间模型进行了简化。然后,在频域内对飞机的动力学参数进行了拟合优化,获得了CRW飞机悬停状态的动力学模型,并用飞行数据对所建模型进行了验证。最后,用辨识所得参数与常规直升机悬停状态时的参数进行了对比。结果显示悬停时CRW飞机的操纵导数和阻尼导数均比常规直升机小,经分析,操纵导数的减小主要是CRW飞机独特的旋翼设计所致,阻尼导数减小的原因主要是旋翼气动影响以及鸭翼、平尾、垂尾的结构影响。动力学特性分析结果为CRW飞机旋翼模式总体设计的进一步优化提供了指引和参考,所建立的模型可用于控制系统设计。     

基于遗传算法的常规复合式高速直升机飞行性能参数优化

单旋翼带尾桨式的传统直升机受旋翼气动特性的不利影响，其最大飞行速度等性能受到制约，因此高速直升机成为国内外研究的热点。为研究基于遗传算法的参数优化对常规旋翼构型复合式高速直升机飞行性能的影响，本文采用动量叶素理论和Young曲线拟合相结合的方法建立了悬停和低速下负拉力状态螺旋桨气动模型，构建了基于遗传算法的飞行性能优化模型。以X3高速直升机为样例，对悬停、低速（200km/h）和高速（400km/h）分别进行优化，分析了直升机功率、操纵量和姿态角变化。结果表明，基于遗传算法的参数优化方法能提升特定速度下复合式直升机的飞行性能。悬停、200km/h和400km/h优化后的直升机总功率均降低，比基准值分别低16.3%、10.9%和19.6%。高速时最优直升机总功率主要依赖优化旋翼部件，通过显著降低旋翼总功率来实现。悬停状态的优化参数趋势和操纵量变化与400km/h优化后的相反，而200km/h优化后的旋翼参数变化趋势与悬停状态一致，螺旋桨参数变化趋势则相反。本文为未来高速直升机总体参数选择、飞行性能优化等提供一定的帮助。     

无人机飞行试验参数辨识研究

针对大型无人机飞行试验,探讨了无人机气动导数的参数辨识过程。根据无人机飞行试验数据特点及模态激励方式,分析并实践了相应的数据处理过程,修正了试飞数据;结合参数的相关性分析,建立了合适的气动模型,进行了气动导数辨识并验证了部分导数,辨识结果是真实可信的。所研究内容对验证和优化无人机空气动力和飞控设计进而合理地评价无人机的性能和品质具有重要意义。     

直升机重装空投状态下的动态特性

为了研究直升机在重装空投过程中货物的运动对直升机姿态角的影响,首先建立了直升机CH-53D的动力学模型,并通过模型仿真结果和直升机飞行实验数据的对比验证了的直升机动力学模型的合理性。然后在直升机动力学模型的基础上,采用分离法建立了直升机重装空投两个阶段的动力学模型,并进行了直升机在悬停和前飞两种空投状态下的配平仿真。结果表明:相较于悬停状态空投,前飞状态空投具有更好姿态保持能力,主要表现在前飞状态下空投只会对直升机的纵向姿态角产生影响,而在悬停状态下空投对直升机的纵横向姿态角都会产生较大的影响。      

复合式共轴直升机飞行动力学数学模型研究

建立了复合式共轴直升机的飞行动力学数学模型。根据复合式共轴直升机的构型特点,计入上下旋翼,旋翼与机翼之间的相互气动干扰,建立了旋翼、机翼等部件的气动计算模型。以某小型复合式共轴直升机为例,运用牛顿迭代法完成了3种飞行模式下的配平计算,得到了从悬停到高速前飞各种飞行状态下的操纵量和状态量,分析了复合式共轴直升机飞行的物理...     

Aerodynamic characteristics of rigid coaxial rotor by wind tunnel test and numerical calculation

Focusing on aerodynamic characteristics of rigid coaxial rotor of a high-speed helicopter in hover and forward flight, a wind tunnel test is conducted in the 8 m ? 6 m low-speed straightflow wind tunnel of China Aerodynamics Research and Development Center. In the experiment,a 4 m diameter composite model rigid coaxial rotor is designed and manufactured, and firstorder flapping frequency ratio of the blade is 1.796 to ensure sufficient stiffness at the blade root.Rotor aerodynamic performance is measured under hovering and high advance ratio conditions.Also, the numerical method is used to calculate aerodynamic characteristics in typical states of the rigid coaxial rotor for analysis purpose. The rotor lift-drag ratio and lateral lift offset in the experiment are emphatically analyzed for the rigid coaxial rotor. The results indicate that in forward flight condition, the rotor lift-drag ratio first increases and then decreases with the increment of advance ratio and lift offset. When advance ratio remains constant, with the increment of lift offset, the lift-drag ratio of rigid coaxial rotor first increases and then decreases.     

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。     

共轴式直升机全差动航向操纵的动态响应分析

运用经典的垂直飞行涡流理论及共轴双旋翼全差动操纵的结构特征，推导了共轴式双旋翼直升机垂直飞行的航向动力学方程。根据有关共轴双旋翼在悬停及垂直飞行状态时气动特性的理论和实验数据，得出了共轴双旋翼直升机垂直飞行航向动力学方程的解析式。某型共轴双旋翼直升机计算实例，所得结果与该型直升机飞行特性一致。     

总距突增时共轴式直升机瞬态操纵响应分析

从共轴双旋翼直升机的工程实际出发,建立了共轴式直升机上下旋翼非定常气动特性的计算模型.引入Leishman-Beddoes指数函数的半经验公式,建立了二维翼型非定常气动模型;分别从固定尾迹和自由尾迹,引入干扰因子到动态入流三种方法出发,建立了反映共轴双旋翼直升机上下旋翼气动干扰的诱导速度模型;从跷跷板式旋翼的挥舞动力学方程出发,利用4阶Runge-Kutta算法求解桨叶刚性挥舞角的数值解.通过计算分析,得到了悬停和前飞状态,总距突增时上下旋翼升力的动态响应特性,以及总距突增时上下旋翼桨叶铰链力矩的响应特性.      

基于涡环尾迹模型的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学建模

共轴刚性旋翼直升机上下旋翼间距小,旋翼间气动干扰较为复杂,影响飞行动力学特性。针对这一问题,利用涡环单元动态尾迹方法构建了共轴旋翼气动力模型,通过与风洞试验结果比对说明该模型能够准确地计算存在气动干扰时共轴旋翼的气动力特性。以该共轴旋翼气动力模型为基础,建立了共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,并以XH-59A直升机为研究对象,计算了前进比为0~0.4时的配平特性。通过与飞行试验数据的比对发现：该飞行动力学模型与飞行试验结果比对良好;且模型计算速度较快。通过对配平结果以及旋翼尾迹运动的分析发现：共轴刚性旋翼直升机旋翼间气动干扰会增加悬停和低速前飞时的配平总距和总距差动;低速前飞时的纵向周期变距负梯度现象是由于旋翼间气动干扰与刚性旋翼挥舞运动特性叠加而造成的。     

小型无人直升机建模与鲁棒飞行控制研究

以某小型无人直升机为对象,采用分体法分析了机体各部分受力情况。根据力与力矩的平衡关系,获得了无人直升机完整的非线性飞行动力学数学模型。基于所建模型,进行了所有飞行状态下无人直升机的配平计算。根据配平结果,获得了悬停时的线性状态空间模型,在考虑风扰动前提下,采用H∞静态输出反馈控制方法对无人直升机内外回路控制器进行了设计。仿真结果表明,所建模型的配平结果与实际直升机特性基本相符,验证了模型的有效性;H∞综合控制方法较好地实现了对扰动下无人直升机状态的控制,表明该算法具有良好的鲁棒性、解耦性及跟踪特性。