直升机横向TRC响应类型及飞行品质仿真分析

结合直升机实际飞行试验数据,对某型中央操纵杆、ACAH响应类型直升机进行建模及验证,并以该试验机为基础设计满足ADS-33E美国军用旋翼飞行器飞行品质规范要求的平移速率(TRC)响应类型,对直升机不同设计参数及气动参数下的TRC响应类型特征及稳定性进行了仿真分析,对指导直升机TRC响应类型的设计及考核具有重要意义。     

用于直升机在大气紊流中的旋翼状态反馈控制

发展了一种集成旋翼状态反馈(Rotor-State Feedback,RSF)控制的飞行控制系统,以提升直升机在大气紊流环境中低速飞行时的飞行品质。基于经典显模型跟踪控制系统,对机体和旋翼状态反馈增益进行协同设计,以综合优化旋翼/机体耦合动稳定性和直升机在飞行品质相关频率范围(1~12rad/s)内的紊流缓和能力。同时,设计了一个旋翼前馈控制以增强直升机的操纵响应特性。对直升机飞行品质的线性分析表明:RSF控制的引入能够在实现旋翼/机体耦合动稳定性控制的同时使滚转和俯仰通道的指令跟踪延迟时间分别降低21.87%和25.82%,扰动抑制带宽分别提升243.22%和72.56%。最后以飞行试验验证的高阶非线性飞行动力学模型进行数值模拟验证控制系统。结果表明:RSF控制的引入使直升机滚转、俯仰角速率对紊流响应的标准差分别降低55.68%和26.81%。集成RSF的控制系统能够提升直升机在紊流中的飞行品质。     

修正人-机耦合的直升机轴间耦合试飞技术

轴间耦合指标是直升机飞行品质的重要指标。本文结合某型直升机的飞行试验,对直升机人-机耦合条件下的轴间耦合的特性进行了分析。通过模型辨识及数值分析,提出了一种基于模型的轴间耦合试飞方法。通过飞行试验证明该方法可有效获得人-机"开环"条件下的轴间耦合定量指标,对直升机轴间耦合的指标考核和品质试飞具有一定的指导意义。     

旋翼转速变化对直升机操纵品质影响分析

针对直升机旋翼转速设计问题,对变旋翼转速直升机飞行品质进行了研究。以某变旋翼转速直升机为研究对象,建立了无铰刚性单旋翼直升机飞行动力学模型,并参照ADS-33E-PRF飞行品质规范,计算了样例直升机在悬停以及前飞(30 m/s)时不同旋翼转速状态下的操纵带宽、相位延迟、姿态快捷性和轴间耦合等操纵品质指标,分析得到不同速度下旋翼转速变化对直升机操纵品质的影响。结果表明,旋翼转速降低对滚转与俯仰姿态变化飞行品质有不利影响,对小幅度偏航姿态变化飞行品质没有影响,对中等幅度偏航姿态变化有利,对直升机轴间耦合有不利影响。     

直升机机身大角度气动特性计算与试验相关性研究

计算直升机大角度飞行状态的飞行性能、品质和载荷需要大迎角和大侧滑角的机身气动特性数据作为设计输入,在直升机研制过程中,这些数据通常采用风洞试验和CFD计算的方法来获得。为了研究上述两种方法得到的气动特性数据之间的相关性,采用CFD方法计算了3种不同构型的直升机机身大角度状态的气动特性,并与风洞试验结果进行了对比分析。分析结果表明,CFD计算得到的大角度状态气动特性结果变化趋势与风洞试验结果一致,两者的差值在部分迎角或侧滑角时比较大,而两者的比值基本不随迎角或侧滑角的变化而变化。研究结果可为大角度状态气动特性CFD计算结果修正和CFD计算方法在直升机研制中的应用提供参考。     

直升机低速飞行特性试验分析

低速飞行特性是直升机飞行品质的研究重点之一,低速飞行试验是开展直升机低速飞行特性研究重要手段。首先,从直升机低速飞行特性的主要影响因素和直升机低速飞行的配平操纵两个方面进行理论分析;然后,通过直升机低速前后飞行及侧飞时配平飞行试验,对直升机低速飞行时的配平操纵特性和试验直升机低速特性与尾部气动布局的影响进行分析,提出减小平尾面积或降低初始安装角的尾部气动优化建议,直接指导该型直升机设计和更改。     

探索创新开创我国直升机气动设计的新局面

直升机气动设计是设计先进直升机的关键技术之一.它包括飞行性能、飞行载荷、飞行品质、旋翼气动载荷计算及分析、直升机气动外形设计、直升机气动试验、旋翼气动噪声计算分析、直升机舰面起降特性计算、流动主动控制技术等研究内容.……     

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。     

直升机飞行动力学数学建模问题

直升机飞行动力学数学模型是飞行控制系统设计的基础,也是直升机飞行品质设计和评估的主要手段。直升机是一个多体系统,在直升机飞行动力学建模过程中,必须考虑旋翼、机体与升力面等的运动耦合、惯性耦合、结构耦合和气动耦合以及非定常、非线性特性,给出各个运动部件的物理模型及其数学表达形式,是对不同假设、子模型进行分析和综合的一个复杂的过程。鉴于此,简要回顾了单旋翼带尾桨直升机飞行动力学数学模型的研究现状,着重描述了直升机飞行动力学数学建模中的旋翼气动力建模、直升机气动干扰建模、旋翼/发动机建模以及直升机飞行动力学模型的集成与综合的研究现状与研究进展。最后,针对直升机飞行动力学的数学建模提出了今后的研究重点。     

无人直升机组合外挂体气动特性研究

某型无人直升机机身左右两侧的组合外挂体由挂梁、挂架、导发架和导弹四部分组成。采用CFD计算方法对组合外挂体的气动特性进行了数值计算,计算状态包括不同的导弹发射安装角和机身侧滑角以及无挂载状态,计算过程中考虑了机身、主桨毂、尾梁和平垂尾等部件的气动干扰。结果表明导弹对组合外挂体气动特性的影响很大,组合外挂体的升力、俯仰和滚转力矩随导弹发射安装角的改变呈线性变化趋势;无人直升机转弯飞行或遇到侧风以及挂载导弹时,组合外挂体对无人直升机的气动特性影响更大。研究结果可为无人直升机选择合适的武器外挂形式与安装角以及估算外挂组合体的气动特性提供有用的参考。     

窄条翼导弹俯仰机动中滚转失稳及其控制过程

窄条翼布局导弹通常具有复杂的横向气动特性,在大迎角飞行及快速机动中很容易诱发出现滚转非指令偏离和连续振荡,可能导致飞行失控,影响落点精度。为了研究窄条翼导弹俯仰快速机动对滚转失稳的诱发过程及滚转失稳对俯仰机动控制效果的影响,并验证三通道解耦控制方法的有效性,针对典型俯仰机动过程,分别利用2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验平台和耦合气动/运动/控制的一体化数值计算方法开展了相关研究。结果表明,风洞试验和数值模拟均成功预测了俯仰拉起和保持过程中的滚转自激失稳运动及其引起的纵、横向耦合运动,针对该机动过程,三通道解耦控制方法能够有效抑制滚转运动,保持姿态稳定。     

滚转振荡指标在再入无人飞行器上的应用研究

深入研究了飞行品质规范中滚转振荡指标的物理意义,探讨了以侧滑相位描述滚转振荡指标的机理,分析了影响滚转振荡指标边界的三个因素。针对再入无人飞行器各飞行阶段,分析了滚转振荡指标的适用性。最后,基于方向舵交叉控制可以减小滚转速率振荡幅值比的控制策略,针对再入无人飞行器对滚转振荡指标的边界进行了初步拓展,为再入无人飞行器飞行品质指标的制定提供了一种思路。     

2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验技术研究

风洞虚拟飞行试验(WTBVFT)技术是在风洞环境中对飞行器机动运动最逼真模拟的物理过程,它不仅可以更加有效模拟飞行器的机动运动过程、获取气动/运动耦合特性和揭示气动/运动耦合机理,而且能够实现气动/飞行力学集成的相容性研究。鉴于此,简要介绍了2.4 m跨声速WTBVFT技术,包括:相似准则和模拟方法、试验模型支撑技术、气动/运动参数测试技术和操纵控制技术等,并开展了典型导弹模型开环控制、姿态角闭环控制、加速度闭环控制、俯仰/滚转耦合与解耦控制以及靶试弹道验证等WTBVFT。研究结果表明:WTBVFT系统运动灵活,气动参数和运动参数测量结果准确可靠,能够有效模拟导弹实际飞行过程,具备闭环控制与耦合运动解耦控制的试验模拟能力,初步形成了气动/飞行力学一体化试验研究能力。同时,该研究也为开展控制方法优化与验证、数据修正与应用以及发展复杂构型的WTBVFT奠定了技术基础。     

基于非定常动量源方法的全机耦合气动分析

基于非定常动量源方法开展了直升机全机耦合气动分析研究。首先,以定常动量源模型为基础给出了高效的求解方法并验证其准确性。然后,将动量源项随时间变化添加至虚拟桨叶的所在位置,建立了能够体现流场非定常特性的非定常动量源模型。在此基础上,应用所建立的模拟方法深入开展了直升机全机耦合气动计算与分析。最后,结合飞行平衡模型分析了飞行参数对直升机气动特性的影响。研究结果表明,所建立的非定常动量源方法可以准确地模拟出桨叶的涡尾迹,可用于直升机全机耦合的气动分析研究。     

共轴刚性旋翼直升机着舰流场计算分析

以CFD软件为基础,建立了适用于共轴刚性(双)旋翼直升机着舰飞行时的气动计算模型.应用这一模型,首先计算了Robin旋翼的悬停状态算例,计算结果与试验数据进行了对比.然后着重分析了共轴刚性旋翼直升机在着舰与着陆时的流场异同,并进一步分析了着舰飞行时不同风向角对直升机俯仰、滚转和偏航力矩的影响,获得了一些对直升机着舰飞行有指导意义的结果.     

基于试飞数据的直升机气动模型参数频域辨识

针对直升机气动强耦合、强非线性、不稳定的特点,采用扫频方式获取飞行试验数据及频域辨识技术进行其气动模型辨识。首先分析了气动辨识模型、飞行试验数据需求,并对飞行试验动作进行设计,然后形成气动模型频域辨识流程。在纵向气动模型辨识过程中,发现扫频飞行试验数据低频、高频段数据质量差,纵向和横向通道舵偏相关性强等问题。     

飞机横-航向耦合模态特性和飞行品质优化研究

本文阐述了飞机横—航向耦合的形成机理,研究了气动外形参数变化对滚转-螺旋耦合模态的影响。文中提出对横—航向模态特性进行优化的算法,该算法对飞机的改型和初步设计有一定的参考价值。最后对某歼击机的横—航向模态特性进行了优化计算,计算结果表明,该机在许多状态下的飞行品质得到了提高。     

变稳直升机模拟参数设计

变稳模拟参数的确定是变稳直升机建设的首要任务。基于ADS-33E典型旋翼飞机飞行品质标准,分析了包括响应类型等在内的旋翼飞机典型飞行品质及表征参数;从飞行品质研究和试飞员培训的需求出发,提出变稳直升机基本的模拟能力,设计典型的控制策略;最后在典型模拟器环境中对变稳直升机的轴间耦合、模态特性以及响应类型等进行了仿真验证,表明本文提出的变稳机直升机模拟参数设计方法是可行的。     

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。     

细长三角翼滚转/侧滑耦合运动效应分析

通过耦合求解NS方程组和刚体动力学方程组,数值研究了80°后掠三角翼自由滚转/自由侧滑的耦合运动特性。通过与单自由度翼摇滚特性比较,发现滚转/侧滑耦合条件下三角翼的摇滚现象更为剧烈:在相同的滚转角下,耦合运动的滚转角速度更大,具有相同角速度时,耦合运动所达到的滚转角更大。研究表明:滚转/侧滑耦合条件下,涡流的非对称迟滞振荡仍是维持三角翼周期性等幅摇滚振荡的流动机理;摇滚过程中法向力的侧向分力是产生侧滑运动的主要原因;左滚右侧滑、右滚左侧滑是三角翼滚转/侧滑双自由度耦合运动的作动机制;侧滑运动的引入,导致迎角和侧滑角随滚转角迟滞变化,强化了三角翼摇滚过程中的迟滞效应,加剧流动结构的非对称特性。