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。     

压力振荡对气液同轴离心式喷嘴自激振荡的影响

为了研究供应系统振荡对气液同轴离心式喷嘴自激振荡的影响,采用水和空气作为模拟介质,开展了室压条件下冷态喷雾试验。通过试验分析了供应系统有/无振荡两种情况下离心式喷嘴的喷雾形态,以及供应系统有/无振荡两种情况下气液同轴离心式喷嘴自激振荡的喷雾形态。发现当离心式喷嘴供应系统振荡时,离心式喷嘴产生的锥形液膜也周期性地振荡,同时出现Klystron效应。液膜周期性振荡以及Klystron效应出现的频率与供应系统振荡频率一致。Klystron效应的出现使得喷雾锥角突然减小,锥形液膜发生折叠。供应系统振荡对自激振荡喷雾形态也有显著影响。供应系统振荡引起的Klystron效应使得液膜锥角减小,从而造成"圣诞树"型自激振荡喷雾上的"树枝"增多,同时自激振荡频率增加。这是因为当速度大的液膜追上速度小的液膜时,就会产生Klystron效应并使液膜速度增加。而液膜运动速度越大自激振荡频率也就越大。虽然在供应系统中施加激励没有发生"锁频"现象,但是自激振荡的强度在一定程度上减弱,并且伴随着自激振荡的"分频"现象,即自激振荡频率从一个主频向两侧分化为两个主频。     

误差对同轴六分支分扭人字齿轮传动系统静均载性能影响

以同轴六分支分扭人字齿轮传动系统为研究对象,依据各齿轮受力状态建立该系统的静力平衡方程。考虑到制造误差和安装误差及输入输出轮浮动导致的错位,基于当量啮合误差理论,分析误差的存在性,最后根据系统功率闭环特征建立系统变形协调方程,形成了同轴六分支人字齿轮传动系统静均载分析方法,并结合实例求出系统各齿轮之间静均载系数及分支静均载系数。研究结果表明:在无误差或各齿轮误差均相同为常值时,第Ⅰ级各齿轮静态啮合力为1.773×105 N,第Ⅱ级各齿轮静态啮合力为3.673×105 N,系统具有很好静均载性能,系统分支静均载系数为1,该系统构成功率闭环误差可相互抵消;制造和安装误差幅值同时作用为50 μm时,求得制造误差下分支静均载系数变化幅度比安装误差下分支静均载系数要大,可知制造误差对系统静均载性能影响程度要大;分扭和并车误差幅值同时作用为50 μm时,并车级比分扭级静均载性能更容易受误差的影响,因此输出构件应该有浮动量。综上所述,随制造或安装误差增大或减少,都会对系统静均载性能造成不良的影响,其研究成果可为同轴减速器传动系统制造误差和安装误差精度确定,均载系数确定提供科学依据。      

同轴离心式喷嘴噪声引发燃烧不稳定分析和预测

以氧化剂和燃料的混合比作为系统控制参数,研究同轴离心式喷嘴燃烧动力学过程。混合比增加和减少过程中,燃烧噪声和振荡燃烧状态间转变的混合比不同,说明系统出现了亚临界Hopf分叉现象,且在双稳定区内出现了燃烧噪声引发的振荡燃烧。利用临界慢化理论,分析3种表征参数:延迟为1自相关系数、方差和条件异方差（CH）对噪声引发不稳定的预警效果。结果表明:延迟为1自相关系数在噪声引发不稳定前出现明显的上升趋势且非随机现象,具有较可靠的指示作用。方差对噪声引发不稳定性的预示性较差。条件异方差在不稳定发生前振荡上升,可以作为辅助判断条件。基于Kendall秩相关系数趋势评估方法,提出一种在线预测噪声引发不稳定的判断准则,具有较好的适应性和可靠性。      

某型无人机螺旋桨的设计与气动性能分析

为了提高某型无人机(UAV)的航时,螺旋桨应该具有高的巡航效率、足够的爬升拉力。利用高效率螺旋桨设计方法设计了某型无人机的两叶木质螺旋桨,获得了螺旋桨的弦长和桨叶角分布,基于片条理论计算了螺旋桨的气动性能,进行了螺旋桨的地面静态试验。结果表明:螺旋桨性能计算结果与台架试验结果具有较好的一致性,螺旋桨性能计算的巡航效率为83.81%,巡航拉力为222.95 N。设计的两叶木质螺旋桨可以满足某型无人机的巡航效率与拉力需求。     

平流层飞艇动力推进系统的分析与设计

针对平流层飞艇螺旋桨与直流无刷(DC)电动机匹配问题,建立了直流无刷电动机模型和螺旋桨模型;结合匹配设计和直流无刷电动机转速控制,在Simulink中设计了螺旋桨与直流无刷电动机控制系统仿真模型,研究飞艇在0~10m/s巡航速度下动力推进系统控制响应问题;采用图形用户界面(GUI)编写螺旋桨与直流无刷电动机匹配界面,开发了一种螺旋桨与直流无刷电动机匹配软件;得到了飞艇在0~10m/s巡航速度下,螺旋桨工作转速为535~1071r/min,动力推进系统工作效率为0.558~0.593时推进系统匹配设计的工作曲线,为高空螺旋桨与电动机的匹配设计提供了参考依据.      

基于UKF的共轴式无人直升机模型辨识

建立了共轴式无人直升机系统非线性模型,并针对其非线性强,不同飞行模态下气动参数差异等问题,将无迹卡尔曼滤波(UKF)引入共轴式直升机系统非线性模型辨识,不但避免了直升机线性模型仅仅适用于悬停模态的局限性,同时为直升机系统在线自适应控制提供了基础条件,使得共轴式无人直升机自主全包线飞行成为可能.以北京航空航天大学FH-1共轴式无人直升机为例进行了仿真辨识实验.实验结果表明基于该方法的共轴式直升机在线非线性模型辨识不依赖于参数初值的选取,模型参数能在10s内收敛,各状态量辨识精度达到80%以上,明显高于传统的预报误差法(PEM),具有一定的实用性.      

复合式共轴直升机过渡模式的操纵策略

根据复合式共轴直升机的构型特点,建立了上/下旋翼、机翼、机身、全动平尾、垂尾（含方向舵）和螺旋桨的气动力模型,并在此基础上建立了过渡过程的配平方程.针对过渡飞行过程的操纵冗余问题,分别采用线性过渡和功率最小优化过渡两种过渡飞行方案,对复合式共轴直升机的过渡飞行过程的操纵策略进行了研究.以样例复合式共轴直升机为例,进行了过渡飞行模式下两种操纵策略的配平计算,并对两种过渡操纵策略下的需用功率、操纵量和姿态进行了对比.结果表明:所述两种过渡方案均能解决操纵冗余问题,并能合理给出过渡模式的操纵量和姿态.在操纵量变化的平稳度、飞行控制的难易程度和飞行品质方面,线性过渡方案更优.      

悬停状态旋翼固定尾迹分析中三角级数的应用

为了在固定尾迹分析中更好地描述桨叶附着涡环量分布,结合叶素理论,采用一个三角级数表达附着涡环量的连续分布,并应用于悬停状态下单旋翼和共轴双旋翼的气动特性分析,通过小量计算即获得连续光滑的附着涡环量分布,将其应用到推导的公式中计算出连续分布的诱导速度,进而分析了共轴双旋翼上下旋翼气动干扰及扭矩平衡条件.计算结果与实验结果进行了比较分析,验证了该方法的有效性,并得出结论:下旋翼总距变化对上旋翼诱导作用影响微小,但对自身诱导作用明显;当上下旋翼扭矩平衡时,下旋翼总距比上旋翼总距约大1°.     

某型航空发动机参数变化的原因分析

利用飞参记录有关发动机性能参数的数据,运用推进系统理论知识,进行原因查找分析与调整研究,保持、恢复发动机性能。