双发轻型民用直升机高高原试飞方法研究

在高高原试飞时,直升机接近使用限制边界,试飞风险高,需要研究制定合理安全的试飞方法,在保证安全的同时获得准确的直升机性能参数。本文依据适航规章对直升机高原试飞及数据外推的要求,分析确定高高原试飞所需环境条件及试飞科目,研究高高原试飞方法和数据处理分析方法,并应用确定的试飞方法进行H425-100 型机高高原试飞。结果表...     

AC311直升机完成高寒试飞

近日，国产民用直升机AC311在内蒙古海拉尔机场完成高寒试飞。在-30℃的低温环境下．AC311完成了所有规定的试飞科目．工作人员确定了AC311性能极限．并获得了宝贵数据。继2011年完成高原试飞后．AC311此次成功完成高寒试飞，     

直升机不可逾越速度下降转弯试飞研究

从试飞安全的角度出发,对直升机不可逾越速度下降转弯试飞动作进行研究。首先,理论分析了直升机不可逾越速度下降转弯试飞过程中可能存在的风险点;其次,针对可能存在的风险点,以某型直升机试飞为例,在该机上完成相关飞行状态参数、振动参数,以及载荷参数传感器的加装和校准工作;同时在该科目试飞过程中,对直升机上关键的飞行状态参数、关键振动参数和关键载荷参数进行实时监控,保证了该型直升机不可逾越速度下降转弯试飞的安全,为后续直升机试飞安全进行技术积累。     

直-8运输型直升机通风加温系统性能试飞

本文比较详细地介绍了直-8运输型直升机通风加温系统性能验证试飞情况。文中给出了主要试飞数据并对其进行了分析。试飞结果表明:直-8机通风加温系统性能满足设计要求,工作可靠。试飞、测试和数据处理方法可供其它直升机通风加温系统试飞时参考。     

主流攻角对双射流孔气膜冷却特性的影响

应用压力敏感漆技术,在平板上测量了不同主流攻角(i=-30°,-20°,-10°,0°,10°,20°,30°)下双射流孔的气膜冷却效率,并利用计算流体动力学(CFD)计算得到的流场对气膜冷却效率的规律进行了解析。所研究的双射流孔结构的孔间无量纲横向距离为0.5,孔间无量纲流向距离为3;射流与主流密度比为1.0,吹风比分别为0.5、1.0、1.5、2.0。结果表明小的主流攻角(i=-10°,0°,10°)下,流场中存在反肾型涡对或挤压作用,气膜层与壁面贴附良好,气膜冷却效率最高;大正值攻角(i=20°,30°)下,虽然气膜覆盖面积大,但反肾型涡对退化,气膜冷却效率下降;大负值攻角(i=-20°,-30°)下,流场中有肾型涡对,且气膜横向覆盖受限,气膜冷却效率最低。     

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。     

NH—90样机加紧试飞

NH工业集团研制的NH—90通用运输直升机进展较为顺利,5架样机已累计490小时飞行时间,地面试车时间达450小时。通过试飞,NH—90的飞行包线已达到6100米高度,飞行速度达350公里/小时。试飞状态设在10000公斤最大起飞重量和最不利的重心位置,并完成了12°坡度着陆试验和90公里/小时速度的地面滑跑试验。     

大攻角(大侧滑角)下超音速后置旁侧进气道试验研究

简要介绍后置旁侧进气道模型风洞吹风试验结果,特别对大攻角大侧滑角下进气道工作状态进行了详细的讨论。 本试验共设计了A、B两套模型,A模型为半锥进口,采用双下腹部后置旁侧布局;B模型为轴对称进口,采用十字型后置旁侧布局。进气道从气动上采用了单锥混合式、超额定工作设计。试验马赫数M-H为2.0,2.5;攻角为-14°,-12°,-10°,0°,10°,12°,13°;测滑角为0°,10°,12°,14°,15°。 试验结果表明A、B两模型在大攻角、大侧滑角条件下能稳定工作。在进气道拐弯突扩几股气流掺混的条件下测量总压的方案是可行的,其测出的进气道总压恢复系数是令人满意的。     

直升机中等幅度滚转姿态敏捷指标与障碍滑雪任务科目的相关性研究

以速率响应类型为例,对ADS-33E中直升机中等幅度滚转姿态敏捷指标进行分析研究,通过对国外不同直升机以及与滚转姿态敏捷相关的任务科目试飞结果进行分析,表明滚转姿态敏捷指标评价和与其相关的闭环任务科目指标评价具有良好的一致性。同时给出了滚转姿态敏捷试飞方法及某型直升机滚转姿态敏捷以及障碍滑雪科目试飞的结果和分析,验证了滚转姿态敏捷指标和障碍滑雪任务科目指标的一致性。     

齐重阳直升机型号试飞专家

作为中国飞行试验研究院试飞总师,您长期从事我国固定翼飞机、直升机试飞技术研究与发展工作,对多种新型飞机和直升机的试飞做出了重要贡献。请您谈谈您所参与完成的重大的试飞项目,以及某型直升机的试飞定型对我国直升机技术的重要意义。齐重阳:从1990年参加工作至今,我先后参与完成了加油工程、飞豹、歼8Ⅱ飞机、歼10、直升机等数十个国家重大型号试飞。     

ARJ21-700飞机102、103架机完成银川航电系统试飞任务顺利转场西安阎良

2013年10月28日,ARJ21-700飞机103架机在完成银川航电系统试飞任务后,从银川河东机场起飞,经过51分钟飞行,顺利转场阎良试飞院机场,标志着此次银川航电系统试飞任务全部完成。此前,102架机已于10月19日从银川河东机场顺利转场阎良试飞机场。此次银川航电系统试飞任务由102、103两架飞机完成,其中102架机在银川共飞行3架次,完成了基本型仪表进近系统审定试飞科目;103架机在银川共飞行10个架次,完成了飞行管理、仪表进近、TAWS(地形防撞警告系统)、指示记录系统(结合)等审定试飞科目。经过参试人员对试飞数据的分析和对试飞结果的确认,此次试飞结果有效。     

小鹰-500飞机尾旋试飞取得圆满成功

2005年3月15日，由中航一飞院、石飞公司和民航飞行学院联合研制的小鹰-500飞机一类风险科目尾旋试飞经过三个起落的飞行，完成41项试飞科目，顺利结束。标志着中国民用飞机首次尾旋试飞取得了圆满成功!     

东安集团航空产品参加2000年珠海航展

在 2 0 0 0年中国国际航空航天博览会上 ,哈尔滨东安发动机 (集团 )有限公司的 16种直升机传动系统整机、零部件和一个燃机发电机组模型参加了展览。展品中 ,直 8主减速器是我国生产的最大吨位和最大功率的直升机主减速器。它体积大 ,精度高 ,传递的最大功率达到 30 0 0ｋＷ ;直 9型机传动系统具有体积小、重量轻、传递功率大等特点 ,主减速器的总重量只有 182ｋｇ ;直 11型机传动系统结构精巧、可靠性高、便于维修 ;直升机传动系统的各种零部件 (如 :直 8和直 9的主减机匣、固定齿圈、主旋翼轴等 )的铸造、齿轮加工和表面喷涂等技术在国内…     

工业动态

K8飞机高原试飞成功 近日，中航工业洪都K8教练机在海拔高度2000多米的高原地区试飞成功。K8飞机试飞试验为期两天，共完成了7个构型、14个架次的试飞科目飞行，各项飞行数据正常。此次K8飞机高原试飞的成功，验证了K8飞机在高原地区也具有良好的飞行性能。     

叶片正弯对扩压叶栅气动性能的影响

为了研究叶片不同正弯曲角度对压气机叶栅气动性能的影响 ,在平面叶栅低速风洞上 ,对具有可控扩散叶型 (CDA)的直叶片和 15° ,2 0° ,2 5°正弯曲叶片压气机叶栅进行了实验。获得了不同弯曲角度扩压叶栅出口流场的能量损失系数、涡量以及叶片表面静压系数等的分布。结果表明 ,叶片正弯曲 2 0°时叶栅总损失降低最多 ,达16 15 %。正弯曲叶片吸力面形成“C”型压力分布 ,且这种分布随着叶片弯曲角度的增加而加强     

直升机工程模拟器简介

直升机工程模拟器是现代直升机研究中不可缺少的设计和验证工具,主要用于直升机全机总体方案论证、气动布局优化、飞行品质评估,先进飞行控制律设计、验证和优化,以及危险飞行科目的模拟飞行、故障分析研究等。直升机工程模拟器是直升机研制保障条件建设项目．中国直升机设计研究所于2001年6月开始实施建设方案,2004年实现了人在回路的全状态运转。该模拟器主要包括计算机系统、飞行动力学系统、视景系统、操纵负荷系统、六自由度运动系统、座舱与航电系统、座椅抖振系统、音响系统和控制中心等。主控计算机系统能控制、驱动和组织管理其它分系统,使它们成为模拟器的有机部分,发挥出预定的功能与性能。操纵负荷系统通过建立直升机飞行操纵系统模型,采用电动驱动控制技术,实现了飞行操纵特性的高逼真度模拟。视景系统由专用图形计算机、曲面校正系统、多通道边缘融合系统、运动兼容球幕显示等组成,视场角为水平180°,垂直90°,同时还包含白天、黄昏、夜晚等模式,雨、雪、云、雾等气象环境以及爆炸、烟雾、弹道等一些特殊效果。     

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。     

直升机旋翼转速包线拓展试飞研究

根据在国外试飞的经历,介绍并分析了单旋翼带尾桨直升机旋翼转速包线拓展试飞有关内容。首先根据该试飞科目要求来源,结合相关适航规范确定试验点;其次介绍了科目的试飞基本方法,并分析了无动力时初始试验点的选择和旋翼转速的控制;最终进行了空中演示试验并对试验结果进行了分析,所得结论为该科目的试飞提供了参考。     

直升机螺旋模态试飞方法研究

螺旋模态是直升机前飞状态下的固有模态,是直升机设计定型试飞中必须进行评定的科目,目前对该模态的评定已有相应的试飞方法。随着直升机飞控系统的不断升级和提高、飞行员操纵习惯的改变以及所执行任务的不同等情况,现有试飞方法已不能满足对直升机螺旋模态特性的评定。通过研究直升机的使用背景,针对不同飞控系统、飞行员操纵习惯以及飞行员执行的任务科目,给出了一种全新的试飞评定方法。     

基于任务科目的直升机飞行品质评定试飞技术研究

主要对ADS-33E中飞行品质评定的要求进行分析,从任务科目、响应类型和可用感示环境3个维度进行飞行品质的等级评定研究,提出了直升机飞行品质综合评定的试飞技术研究思路,并对某型号直升机的试飞结果和有关问题进行了初步分析。