直升机在俯冲拉起状态下的主桨叶实测载荷分析

首先以主桨叶为研究对象,理论分析了直升机俯冲拉起状态下主桨叶实测载荷的影响因素;其次,以某型直升机旋翼载荷试飞为例,选取其主桨叶上的关键剖面,采用电阻应变计法进行飞行载荷测量,得到了不同重量重心、不同高度、不同法向过载等情况下的实测载荷;分析了实测的主桨叶挥舞弯矩、摆阵弯矩载荷值在直升机整个俯冲拉起过程中的变化规律,分析了实测载荷值随法向过载等的变化规律。为该型直升机试飞提供技术支持的同时,也为后续其他直升机法向过载包线拓展验证试飞提供重要支持。     

用参数辨识法进行直升机悬停性能拓展

准确计算直升机在不同飞行状态的有效气动参数对于确定直升机飞行性能具有重要意义。然而,由于复杂的旋翼空气动力现象以及直升机状态和环境条件的变化,准确预估气动参数有较大难度。为此,采用无量纲分析法建立直升机悬停状态的数学模型,首先对参数重组,确定了几个悬停状态重要参数,包括气动参数和直升机状态参数;然后,以直-9×型直升机为例,结合实际试飞数据,提出了用最小二乘法对该模型进行参数辨识的方法;最后,通过相关性分析,确定了辨识方法的可行性,并将辨识结果有效地用于直升机悬停性能拓展。结果表明,这种利用参数辨识进行性能拓展的方法是可行的,由于辨识结果是利用实际试飞数据确定的,拓展结果具有较高的可信度。这种数据处理方法可有效减少试飞周期,节约试验成本。     

基于实测载荷的直升机变距拉杆损伤计算方法研究

变距拉杆作为直升机操纵链系和传力路径上极其重要的关键组件,在飞行过程中受载严重,疲劳问题突出,从试飞安全的角度考虑,有必要对其飞行过程中的结构损伤情况进行监控。本文结合飞行实测得到的变距拉杆载荷,基于结构有限元计算结果,采用名义应力法对直升机不同飞行状态下的变距拉杆疲劳寿命和损伤情况进行计算,得到了较为准确的变距拉杆疲劳损伤计算结果,建立了一种直升机变距拉杆疲劳损伤计算方法,为试飞过程中该部件结构损伤监控提供了方案,同时对于直升机飞行过程中其他动部件的结构完整性监测也有借鉴意义。     

贝叶斯网络在科研试飞安全风险评估中的应用

为提升直升机科研试飞安全水平,实现对试飞风险进行准确有效的评估,采用因果贝叶斯网络建立试飞安全风险评估系统。首先,根据直升机试飞的整体流程识别可能出现的风险事件并分类,通过风险因素间的内在关联构建贝叶斯网络拓扑结构;其次,结合专家调研数据,采用贝叶斯吐真剂算法确定各节点条件概率,利用因果贡献度和AgenaRisk软件进行灵敏度分析;最后,得到影响直升机科研试飞安全的关键风险事件。结果表明:利用因果贝叶斯网络建立的直升机科研试飞风险控制模型可以得到关键风险事件,依据分析得到的结果进行风险控制,可以满足试飞安全风险管理的需求。     

直升机协调转弯机理分析及控制律设计

通过分析直升机协调转弯的工作原理并经仿真计算，确定了协调转弯控制律的结构和参数，完成了协调转弯控制律的设计。针对某型直升机协调转弯存在的具体问题，设计了退出协调转弯切换到航向稳定模态过渡过程中的瞬态处理方法，以克服退出转弯时的航向抖动问题。经试飞验证，该方案有效可行。     

直升机传动系统振动预测技术研究

基于试飞数据,分析了传动系统振动量值与旋翼总桨距、涡轮扭矩等参数之间的关系,采用BP神经网络和最小二乘法相结合的方法建立振动预测模型。该模型实现振动预测,提高了对飞行过程中振动情况的预知能力,可以有效地降低试飞风险,保障试飞安全。     

利用轨迹融合法获取直升机起降临界决断点

为了有效规避传统直升机起降临界决断点试飞方法固有的风险,将试飞分解为近地面的全发起降轨迹确认试验和在回避区以外较高的安全高度上不同发动机失效点的单发失效加速性试验,然后对以上试验获取的水平距离-高度轨迹进行融合叠加,获得了直升机的起降临界决断点结果.使用某型直升机进行了试飞验证,结果表明该方法具有较好的工程应用效果.     

某机主桨毂用疲劳试验机的故障排除

某型机是引进国外制造技术,在国内研制生产的新型直升机。按外国公司规定:飞机上的关键部件要经疲劳试验合格后方准装机试飞;试制时试验数据要经外方签证确认方可。该机主桨毂用的疲劳试验机是一个关键试验设备。 1.疲劳试验机及其使用 该试验设备的用途是模拟直升机主桨毂在起飞降落状态和飞行状态下所受的载荷,在地面进行瞬变疲劳和振动疲劳试验,以考核关键部件主桨毂的疲劳性能,为主桨毂取得适航证提供试验数据和保证。     

直升机稳定转弯飞行中的运动学问题研究

阐明了转弯飞行是直升机的基本机动科目,现有的运动学问题研究仅从性能的角度出发,分析转弯过程中的过载、转弯半径等,忽略了转弯过程中的迎角、侧滑角、姿态和角速度等运动参数的变化,因而不能合理地预测转弯过程中旋翼的真实能力、直升机的机动性能及飞行轨迹。文中着重介绍了一种直升机稳定转弯时的运动学分析方法,该方法建立了不同稳定转弯条件下,速度、迎角、侧滑角与过载系数、姿态、角速度之间的关系,定量分析了不同稳定转弯条件对直升机角速度和姿态的影响。     

单发直升机空中起动试飞技术研究

单发直升机空中起动飞行试验是风险很高且意义重大的试飞科目。结合某涡轴发动机的性能鉴定试飞，开展了单发直升机空中起动试飞技术研究。通过分析空中起动试飞的风险点，设计了一套包含前置科目在内的单发直升机空中起动试飞方案，并基于试飞数据，验证了该方案的合理性与有效性。同时以试飞员这一独特视角，总结了试飞中的经验和关注的重点，可为飞行试验从业人员和试飞员提供参考。     

直11型直升机完成适航取证科目试飞

直 11型直升机的民用适航取证科目试飞于 1999年 6月开始 ,至 2 0 0 0年 10月 30日完成。考核试飞工作由中国民航总局上海审定中心主持 ,试飞科目包括高原、高寒高风险科目试飞和常规科目的考核验证试飞。在整个试飞过程中 ,直 11型直升机创造了国内直升机飞行史上的多项记录并显示出良好的性能。直升机的最大坡度角达± 65°,俯仰角达 - 4 0°～ +50°,在10 0 0ｍ高空飞行速度达 2 89ｋｍ/ｈ ;在海拔 360 0ｍ的某高原机场 ,由俄罗斯飞行员顺利完成了高原地区Ｂ、Ｃ、Ｄ点等全部边界科目试飞 ,闯过了飞行禁区 ,一次完成了速度 -高度组合下的…     

遥测技术在直升机试飞监控指挥中的应用

遥测技术在飞机飞行试验的应用早在20世纪50年代末60年代初就出现了,试飞遥测系统对飞机的试飞安全和效率起到非常重要的作用,越来越得到重视,航空航天工业的飞速发展,也使得遥测技术作为应用技术发展非常快,特别是近10年来,计算机技术迅猛崛起,促进了遥测技术的发展速度和应用领域,大宽带、高数据容量传输和处理的遥测系统在航空航天、国防工业中得到广泛的应用。随着我国直升机事业的发展,我们根据直升机试飞测试要求,逐步引入遥测技术,如直升机旋转机械(旋翼系统、尾桨系统、传动系统等)的飞行载荷、振动测量等,但最重要的是在高新工程试飞试验中得到成功应用,本文主要叙述遥测技术在直升机试飞试验监控与指挥系统中的应用,以及对提高试飞安全的保障和加快试飞进度起到重要的作用。同时对未来直升机试飞试验中实时遥测系统的结构体系和发挥的重要作用提出自己的看法和建议。     

数据监控和分析技术在直升机试飞中的应用

科研试飞中进行振动、载荷数据的实时监控、现场处理和分析,对于保障新研直升机的安全有着非常重要的作用。本文主要介绍了振动、载荷数据监控、处理和分析技术在直升机科研试飞中的应用,包括数据处理、分析的方法和整个流程。     

某型直升机输入级振动问题研究

传动系统是直升机的重要组成部分,针对某型直升机飞行过程中出现的左输入级重点频率振动量值过大现象,通过对大量试飞数据进行统计分析,指出其振动情况随左发动机动力涡轮输出扭矩(GML)的变化规律。     

军用直升机起飞临界决断点适航试飞仿真

起飞临界决断点是直升机十分重要的参数,在起飞时单发失效的情况下关乎直升机的安全。为了提高军用直升机的安全性,以某军用直升机为研究对象,利用其地面飞行模拟器开展了CCAR29部起飞临界决断点相应条款在军用直升机适航试飞中的仿真研究,并结合数据分析了试飞方法及操纵感受,得到了某条件下的起飞临界决断点。仿真结果表明,所提试飞方法能够安全高效地获得起飞临界决断点,军用直升机可在特定情况下满足民机适航条款。     

直升机飞行载荷应用探讨

直升机载荷在结构设计和验证中起着关键性的作用。90年代以来,直升机的飞行载荷测量技术得到了飞速发展,使全面获得各型号的飞行载荷成为了可能。基于飞行载荷实测数据,从飞行载荷与旋翼构型的关系、影响飞行载荷的因素、状态载荷的分布规律,以及飞行载荷与故障的相关性等几方面对如何拓展飞行载荷的应用范围进行了初步探讨,为充分发挥飞行载荷历史数据在新机研制的设计、试验和试飞验证中的作用提供思路。     

直11MB1型机燃油系统热油飞行试验研究

直11MB1型机热油飞行试验是风险试飞科目,在国内直升机上首次进行。针对适航条款CCAR27.961(燃油系统在热气候条件下的工作)的要求,本文提出了试验的关键及其解决方法,确定了飞行试验的内容,对试验结果进行了分析。     

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。     

直升机地面滑跑时地面共振分析及方法研究

在直升机试飞中,要考虑旋翼与机体耦合产生的动不稳定性问题—地面共振和空中共振。本文针对某型直升机发生的地面共振现象,根据飞行状态和振动数据对该型直升机发生地面共振的情况进行分析,并对引起的地面共振提出了解决方法,利用移动矩形窗方法识别发生地面共振时机体的模态频率和阻尼,为进一步研究直升机飞行中引起的直升机动不稳定性问题提供参考。     

应用轨迹优化策略的直升机任务科目基元仿真

任务科目基元的飞行试验是ADS-33E-PRF对直升机飞行品质的判定标准。针对直升机设计过程中飞行品质难以事先评定的特点,提出了一种基于轨迹优化策略的直升机任务科目基元数值仿真方法。该方法将飞行品质规范对直升机位置、姿态和速度的限制处理为状态量的边界约束,以完成任务科目基元的时间为目标函数,结合直升机自身的性能和安全性约束,建立了针对任务科目基元的直升机轨迹优化模型。求解该模型得到直升机完成相应任务科目基元所用的时间,便可定性判断直升机飞行品质是否满足ADS-33E-PRF对这一任务科目基元的要求,从而在设计之初对优化直升机总体设计参数提供参考。对某型直升机悬停转弯机动科目进行仿真计算,验证了该方法的正确性和有效性。