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。     

旋翼布局对共轴刚性旋翼直升机气动特性影响研究

为研究旋翼布局对共轴刚性旋翼直升机气动特性的影响,建立了一种基于计算流体力学(CFD)技术的共轴刚性旋翼直升机全机气动干扰分析方法。通过某模型旋翼进行计算并与试验数据对比,验证了该方法的正确性。然后,针对旋翼间距、旋翼轴前倾角和桨毂中心相对直升机重心位置对共轴旋翼与旋翼/机身的气动特性进行了研究,分析了旋翼布局改变对共轴旋翼及旋翼/机身气动影响。结果表明：3个旋翼布局参数改变对悬停及前飞状态的气动特性均存在一定影响,其中旋翼轴前倾角影响明显;随旋翼轴前倾程度增加,悬停状态下轴向速度峰值与机身上表面相对压力峰值出现前移情况,前飞状态下桨毂中心后侧的轴向速度和机身上表面相对压力数值均有所减小。     

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。     

旋翼轴应力的飞行测试

介绍了旋翼轴应变测试技术、试验方法以及数据结果分析，获得了旋翼轴应力的有效飞行测试结果。     

涡轴发动机/直升机综合控制仿真平台设计

建立了UH-60直升机/T700涡轴发动机综合控制数字仿真平台。基于VC++环境开发了包含UH-60直升机/T700涡轴发动机综合实时模型的上位机程序,与运行机载涡轴发动机+旋翼实时模型及在线优化控制模式的下位机程序。两者基于TCP/IP协议实时通讯,可进行模拟实际直/发综合优化控制的数字仿真实验。在该数字仿真环境下,分别给出了提高直升机常规飞行性能的多种优化控制模式仿真、变旋翼转速优化控制以及快速功率跟随控制模式仿真,充分表明该平台可为新一代直/发综合系统的开发研制提供一个可靠的前期数字仿真验证。     

鸭式旋翼/机翼无人机飞行动力学建模与分析

针对鸭式旋翼/机翼无人机兼有直升机和固定翼机飞行特性的特点,对其飞行动力学模型进行了理论建模与分析研究。应用动量理论建立了旋翼/机翼尾迹模型,分析了旋翼/机翼尾迹对鸭翼、平尾等气动部件的干扰特性,建立了直升机和转换飞行模式受旋翼/机翼尾迹干扰影响的动力学模型以及固定翼飞行模式的动力学模型。提出了各飞行模式的配平策略,使用Matlab工具箱函数简化了平衡特性计算和模型线性化过程,并进行了不同飞行模式、典型飞行状态的纵向运动稳定性分析。结果表明所建立的模型能够反映该类鸭式旋翼/机翼无人机各飞行模式的典型特性,并可用于飞行控制系统设计。     

吊挂飞行对重型直升机空中共振稳定性的影响机理分析

飞行员驾驶重型直升机完成飞行任务时，可能出现与机体弹性变形有关的空中共振问题，且在吊挂飞行时会加剧，因此通过刚弹耦合建模与分析指出了重型直升机吊挂飞行时可能导致空中共振的3个耦合模态：旋翼摆振前进型-机体垂向弯曲耦合模态；旋翼-机体-吊索耦合模态；摆振后退型-机体滚转耦合模态。研究了这3个耦合模态对重型直升机空中共振稳定性的影响机理。分析结果表明：第1个耦合模态在重载吊挂悬停时最容易导致空中共振，而第2个耦合模态在轻载吊挂飞行时对空中共振稳定性影响最大，它们都会涉及旋翼摆振运动与机体垂向弯曲变形的耦合，但第2种会出现明显的吊索伸缩运动；第3个耦合模态会导致空中共振稳定裕度在重载吊挂时降低18%。     

直升机过渡飞行时的飞行特点的探讨

本文在飞行试验的基础上,根据自己的飞行体会和飞行经验,从旋翼的诱导速度分布入手,对直升机起飞时贴地增速和进行消速过程中出现的旋翼抖动及其他现象进行了分析.探讨了直升机在起降过渡阶段中的飞行特点.可供直升机飞行员在执行场外着陆及其他贴地飞行任务时参考。     

前飞状态旋翼变转速过程瞬态载荷过冲研究

变转速旋翼在高速及长航时直升机等领域有巨大的应用前景，旋翼变转速过程的瞬态动力学响应及载荷特性，对直升机飞行控制和部件结构设计都至关重要。本文基于相对坐标描述的拉格朗日递推多体动力学方法，构建了一套旋翼变转速过程瞬态动力学分析模型，能够体现动态时变的旋翼转速和旋转角加速度对动力学响应的影响，在此基础上，对旋翼变转速过程的瞬态动力学行为进行了数值仿真分析研究。结果显示，旋翼变转速过渡过程，对摆振方向动力学影响十分显著，进而会引起旋翼轴扭矩瞬态载荷过冲现象；采用平滑进入/改成的变转速策略，有利于减小旋翼轴扭矩过冲载荷；旋翼升转速和降转速过程，会产生不同的动力学影响；变转速过渡时间是影响瞬态动力学特性最重要的因素，随着角加速度的增大，旋翼轴扭矩载荷过冲会急剧增大；旋翼拉力水平、前飞速度等飞行状态参数，主要影响稳定状态下的载荷基准值，对瞬态载荷过冲幅值也具有一定的影响。     

基于不确定性的旋翼转速优化直升机参数设计

为了提高旋翼转速优化直升机总体参数设计质量,基于不确定性多学科设计优化方法,对旋翼转速优化直升机的参数设计进行了研究。首先对最优旋翼转速的不确定性进行分析与建模,同时也考虑了直升机加工制造、材料老化引起的不确定性因素,对比发现最优旋翼转速是旋翼转速优化直升机设计中的主要不确定性因素;然后在协同优化框架下,分别建立了直升机飞行性能、直升机重量、飞行稳定性与变转速涡轴发动机性能计算模型;最后以续航性能为系统学科,悬停性能、飞行稳定性分别作为子学科,进行多学科的不确定性优化设计,得到了3种不确定性优化设计方案。通过对比分析可以发现：第2种方案为旋翼转速优化直升机的最佳参数设计方案,该方案满足悬停需用功率低于350 kW,飞行稳定性指数小于0.8等约束条件的概率不低于95.46%,并且直升机的最大航时期望值也较大。     

桨根弹性约束刚度对无人直升机飞行品质影响

基于美国陆军航空设计标准ADS-33E-PRF,从稳定性、操纵性和轴间耦合3个方面,对“跷跷板”式旋翼桨榖加装弹性支承件后的“翼扇涵体”无人直升机进行飞行品质评价。简要介绍了样例无人直升机的飞行动力学模型;结合无人直升机的飞行操纵特点,对ADS-33E-PRF中有关稳定性、操纵性和轴间耦合的内容做了适应性剪裁;以旋翼桨根加装了弹性支承件的样例直升机为例,计算不同弹性约束刚度下的配平特性和飞行品质参数,结合飞行品质评价方法,对样例无人直升机的飞行品质进行评价和比较分析。结果表明:桨根弹性约束刚度对飞行品质中的稳定性、操纵性和轴间耦合3个方面均有影响,并且刚度系数取1左右比较合适。      

四旋翼无人直升机飞行控制技术综述

四旋翼无人直升机因具有良好的性能而成为近十几年来的研究热点,针对四旋翼直升机的飞行控制技术进行了简要综述。首先,通过分析四旋翼无人直升机的飞行控制特性,指出了飞行控制系统设计的要求和难点;然后,总结了四旋翼直升机飞行控制的研究现状,对几种常用控制算法的特点进行了分析;最后,在分析四旋翼无人直升机关键技术的基础上,讨论了四旋翼飞行控制的发展趋势。     

自适应旋翼性能研究进展

自适应旋翼不同于常规被动旋翼设计,通过主动改变旋翼参数,优化旋翼升阻比,以适应飞行环境和飞行状态的变化,从而降低旋翼需用功率、提升直升机飞行性能。本文归纳了自适应旋翼在提升旋翼性能方面的国内外研究进展,主要包括：变转速旋翼、变直径旋翼、独立桨距控制旋翼、智能扭转旋翼以及桨叶翼型变体等,并对自适应旋翼提升旋翼性能方面的研究进展进行了总结和展望。     

近地飞行时旋翼的气动力及桨叶挥舞运动

基于对旋翼近地飞行时流场的N-S方程计算,计算并讨论了近地飞行时,旋翼拉力、扭矩系数及桨叶挥舞角随前进比、离地高度的变化情况。结果表明,在地面涡出现的飞行条件下,与无地面效应的情形相比,旋翼拉力和侧倾角有显著变化。     

直升机旋翼轴弯矩特征及应用

针对球柔性桨毂构型的直升机,分析了各支臂mΩ挥舞力动载、挥舞力静载不平衡量和摆振力动载、离心力动载、离心力静载不平衡量产生的旋翼轴弯矩的幅值、频率、相位和分布规律。对某直升机制定了飞行载荷测量方案,获取了测量数据,分析了旋翼轴弯矩的特征,建立了有效性判据,判别了无效数据,编制了实测载荷谱。某直升机的分析结果表明：在旋翼坐标系下旋翼轴动弯矩远大于静弯矩,旋翼各支臂挥舞力静载不平衡量和和离心力静载不平衡量较小;旋翼轴弯矩以1Ω载荷为主,主要由旋翼各支臂1Ω的挥舞力、摆振力和离心力产生;合成弯矩呈大小相等的旋转弯矩特征,沿旋翼轴不同周向位置的弯矩幅值相近,相位差与周向的夹角相同。     

倾转旋翼飞机建模与仿真

倾转旋翼飞机的旋翼既要充当直升机飞行模态的旋翼,又要充当固定翼飞行模态的螺旋桨。为了研究倾转旋翼飞机的控制问题,建立了倾转旋翼飞机的数学模型。其中旋翼模型采用改进了的叶元法,旋翼诱导速度计算采用改进了的动量法。在MATLAB/SIMULINK环境下进行了仿真,并给出了仿真结果。仿真结果表明模型可反映倾转旋翼飞机的基本特性,可对飞行控制系统设计提供帮助。     

斜风来流下纵摇运动对机-舰耦合流场的影响

机-舰耦合流场是一个复杂紊乱的非定常流场，舰船的六自由度摇摆运动会进一步恶化飞行甲板上方的流场环境。为了探究舰船的摇摆运动对飞行甲板上方机-舰耦合流场的影响，基于简化护卫舰SFS2和旋翼的耦合模型，对两种斜风状态下、纵摇运动中的机-舰耦合流场进行了数值模拟，分析了纵摇运动对机-舰耦合流场结构和旋翼拉力的影响，对比了两种斜风状态下的流场差异。研究结果表明：随着舰船的纵摇运动，机库后方形成的不稳定混合涡结构和垂向气流会对旋翼气动力造成明显的影响，旋翼拉力出现了近似周期性的变化，与纵摇运动的周期一致，但各观测点处的速度分量均未出现周期性的变化；旋翼拉力在甲板上浮至水平位置附近时最大，在甲板下沉至水平位置附近时最小，对于左舷和右舷来流，拉力分别降低了约13%和6%，因此飞行员要认识到纵摇运动带来的拉力损失，确保直升机具有足够的操纵量，以便能及时调整总距来保证直升机在该状况下的起降安全性。     

倾转旋翼典型飞行状态气动特性的CFD分析

针对倾转旋翼特有的悬停、巡航、过渡3种飞行模式,基于CFD方法分别对倾转旋翼的上述3种典型飞行状态进行了数值模拟.首先,基于运动嵌套网格思想建立了适合倾转旋翼运动模拟的多层运动嵌套网格系统.然后,基于RANS(Reynolds averaged Navier-Stokes)方程建立了适用于非定常流场分析的CFD模拟方法.为了提高整个流场的计算效率,时间推进采用高效的隐式LU-SGS(lower upper symmetric Gauss Seidel)方法,并运用SPMD(single program multiple data)并行计算模式.最后,采用所建立的网格生成方法和流场求解器,进行了不同飞行状态下的倾转旋翼气动特性数值分析,验证了建立CFD方法的有效性并得出了多种飞行状态下的气动特性.结果表明:悬停状态下倾转旋翼相对于直升机旋翼有更加明显的下洗流影响区域.巡航状态两旋翼中心间距为2.5R时,倾转旋翼之间存在明显的气动干扰.过渡状态下,倾转旋翼提供的拉力在倾转角为45°前下降较快,且在倾转角较小时,倾转旋翼桨叶表面拉力分布仍能表现出直升机旋翼的特性.      

旋翼结冰对直升机飞行动力学特性的影响

基于旋翼冰风洞试验数据,考虑桨叶表面附着冰脱落及桨叶表面局部温度对结冰的影响,提出了旋翼结冰的工程模型,建立了直升机旋翼结冰后的飞行动力学模型,以UH-60A为样机,研究了直升机旋翼结冰后的平衡特性,分析了结冰对直升机稳定性的影响.根据有人驾驶垂直/短距起落飞机军用品质规范(MIL-F-83300)与军用旋翼飞行器驾驶...     

机动飞行中旋翼尾迹畸变效应实验

为准确计算机动飞行时的旋翼他轴响应,气动模型应计入尾迹畸变效应。体现此效应的关键在于推出时变的尾迹弯曲参数KR。本文通过烟流实验,得出随旋翼前进比、拉力系数和机动角速率变化的KR表达式,并分析指出,国外文献采用固定KR值不足以体现机动效应。为了给理论预测提供参考,本文还测量了机动旋翼的空气动力时间历程,表明旋翼轴接受准阶跃输入后,同轴及他轴的空气动力响应有过冲,且俯仰速率愈大,过冲幅值愈大;本实验中他轴响应为主响应的15%。