直升机稳定性与操纵性的一种计算分析方法

苏制中型直升机,自1972年以来曾多次发生严重“空中振动”故障,直接危及飞行安全。这类故障都是在飞行中发生的,并有明显的姿态变化,为此必须首先弄清该直升机的操稳特性。为了故障分析,摸拟空中动态响应,进行全机模拟计算分析是十分必要的。首先须提供该直升机的操稳导数。     

某型直升机的操纵性稳定性飞行试验

本文简要介绍了某型直升机操纵性与稳定性飞行试验的原理、试飞方法及数据处理技术。给出了换算到标准条件下的一些试验结果,并与军用直升机飞行品质规范CJB902-90的有关要求进行了对比,提出了客观的可供借鉴的试飞结论。     

共轴式直升机悬停纵向稳定性和操纵性分析

基于准静态假设，研究了共轴式直升机悬停纵向稳定和操纵性，给出了稳定性条件和动稳定性与静稳定性的关系及改善稳定性的方法；最后给出了气动导数和悬停高度对稳定性和操纵性的影响。研究表明：共轴式直升机悬停纵向振动运动主要表现为不稳定的周期性运动，而静稳定性和静操纵特性是成正比的。研究结果对进一步研究共轴式直升机的纵缶操纵稳性能具有一定的参考价值。     

风切变场中直升机的稳定性和操纵性研究

研究了无铰直升机在风切变场中的稳定性和操纵性.采用挥舞-变距-扭转耦合的旋翼动力学模型、广义涡流理论所导出的诱速分布模型、以及风切变的线性模型,来建立直升机在风切变场中的分析模型.通过对直升机动稳定性特征根和风切变场中的操纵响应的计算,对风切变场中直升机的响应做了初步分析.     

直升机吊挂飞行平衡、稳定性与操纵性研究

建立带吊挂载荷的直升机飞行动力学模型,其中吊挂载荷为单点悬挂在直升机机身底部的六自由度模型,并计入了吊挂模型的气动阻力.对所建立模型进行配平,并将结果与参考数据对比.通过仿真计算分析了直升机吊挂前飞状态下的稳定性,此外,分析了在吊挂相关参数改变时直升机稳定性的相应变化,最后,分析了当施加纵向周期变距阶跃输入、横向周期变距阶跃输入以及尾桨距阶跃输入时带吊挂直升机的动力学响应历程.      

飞机按过载的稳定性和操纵性试飞方法探讨

本文指出了国内现行采用的阶跃平尾试飞方法在驾驶技术要领方面存在的问题和改进建议，同时向同行们介绍国际上普遍采用的收敛转弯的实施方法，并对上述两种方法的特点和实际试飞中的选择进行讨论。     

飞翼飞机稳定性与操纵性研究

以某飞翼飞机为例,讨论了典型飞翼飞机的基本操稳特性和动态特性。并对飞翼布局飞机和常规布局飞机的主要气动导数作了对比研究,简要说明了二者在操稳特性上的不同之处及其产生的原因,为控制增稳系统的设计提供了依据。     

直升机振动响应计算方法研究

在直升机研制阶段,预测全机振动响应是控制直升机振动水平的关键技术。本文建立了利用频响传递函数实测数据,对全机振动分析有限元模型进行修正的方法,机体的振动响应预测结果与实测结果具有很好的一致性,达到了较高的精度。通过研究,探索出了一套直升机结构振动响应模型修改和分析技术,为直升机振动响应预测提供了一种有效的分析手段,也为深入开展直升机振动响应预测研究奠定了基础。     

直升机需用功率计算方法研究

本文从工程应用角度出发，详细地介绍了直升机需用功率的计算方法。为验证该方法的准确性，本文以5种典型直升机为算例，进行了对比计算，获得了满意的结果。     

直升机机身气动特性计算方法研究

对如何利用风洞实验数据计算直升机机身的气动力及气动力矩进行了研究。从数学的角度指出现有计算方法的局限性，并提出了改进方法，计算结果表明，大迎角和大侧滑角飞行时改进方法比现有方法更为有效。     

直升机机身温度场的工程计算方法

基于传热学的相关知识,提出一种计算直升机机身温度场的方法。首先对直升机外形三维建模,编写接口程序导出模型数据。在考虑旋翼洗流作用的前提下,利用热源法计算由发动机喷流影响的直升机机身温度场。最后分析所得结果,绘制直升机机身温度分布图。用热源法计算直升机机身温度场可以为直升机红外隐身设计和结构优化设计提供参考。     

直升机计及诱速分布和挥扭耦合在侧风下的稳定性和操纵性

 旋翼诱速分布不均匀对无铰旋翼直升机的操稳特性是很得要的。文献[1]研究了计及挥扭耦合在涡流诱速场中的无铰直升机的稳定性分析,比较了诱速不均匀和挥扭耦合对稳定性的影响。本文除了应用文献[2]中的诱速不均匀分布以外,还计及了在侧风情况下的挥扭弹性变形耦合对稳定性和操纵性的影响。本文亦考虑了桨叶气动力中心、弹性轴位置和垂心沿展向的分布。     

旋翼转速优化直升机的纵向操纵性与稳定性分析

针对不同旋翼转速、桨叶弹簧刚度、平尾面积对旋翼转速优化(OSR)直升机操纵性、稳定性的影响,建立了飞行动力学模型,该模型以自由尾迹计算旋翼入流,考虑了旋翼尾迹对其他气动部件的干扰,最后利用差分法计算直升机的气动导数及操纵导数矩阵.结果表明:旋翼转速的减小,降低了直升机的操纵性,增加了旋翼的迎角稳定性,但增加桨叶根部弹簧刚度则会提高直升机操纵性,同时也会使得稳定性下降;而旋翼转速优化直升机的无平尾设计虽然降低了直升机的纵向稳定性,使得样例直升机处于飞行品质规范ADS-33E中的第3级水平,由此带来的不稳定模态的振荡发散周期较长,并且取消平尾后提高了直升机的操纵性,通过飞行控制系统完全可以抑制,因此无平尾设计方案对旋翼转速优化直升机而言仍然是可接受的.      

直升机动力传动链扭振稳定性和响应计算研究

本文建立了直升机动力传动链与发动机全权数控系统耦合的动力学有限元模型,研究了其稳定性,并建立了一种计算其扭振瞬态响应的方法,经试验结果验证表明具有较高的预测精度.     

稳定性导数计算方法研究

稳定性导数的准确计算对于飞行器的操稳特性具有重要意义.应用计算流体力学(CFD)方法中的非结构化动网格技术建立能够模拟飞行器做周期性俯仰运动的强迫振荡法,以国际动导数标模Finner导弹为验证算例,获得不同马赫数下俯仰力矩系数的迟滞环曲线,进而计算Finner导弹在不同马赫数下的静稳定性导数和动稳定性导数.结果表明:本文计算得到的俯仰静稳定性导数与试验数据非常接近;在亚音速和超音速范围内,动稳定性导数计算结果与试验值很接近,但在跨音速范围内,本文计算结果与试验曲线的规律性一致,但误差较大.     

直升机操纵系统动刚度的计算方法

本文的主要研究内容是对直升机操纵系统一个重要参数——动刚度的计算方法进行了研究。     

直升机——舰组合风限图计算方法研究

首先简要叙述了国外风限图的研究及国内现状，在分析影响安全起降的各种因素的基础上，建立了风限图模拟计算的数学模型，并针对某直升机－舰组合风限图进行了计算。计算结果表明：所建立的数学模型切合实际，计算过程正确合理，得到的风险图比较真实地反映了直升机－舰配合能力。该方法较国外主要通过试飞得到风限图的方法相比可节省人力、物力和财力，具有安全性，为风限图的研制提供了新的途径。     

直升机－舰组合风限图计算方法研究

首先简要叙述了国外风限图的研究概况及国内现状，在分析影响安全起降的各种因素的基础上，建立了风限图模拟计算的数学模型，并针对某直升机－舰组合风限图进行了计算。计算结果表明：所建立的数学模型切合实际，计算过程正确合理，得到的风限图比较真实地反映了直升机－舰配合能力。该方法较国外主要通过试飞得到风限图的方法相比可节省人力、物力和财力，具有安全性，为风限图的研制提供了新的途径。     

直升机的RCS计算

RCS（Radar Cross Section）是反映目标雷达散射特性的一个重要参数。一般把雷达目标除质心平动之外的转动,小幅振动和其它高阶运动统称为微动。主要研究旋翼转动情况下的直升机RCS计算。通过对直升机模型进行可视化计算即一种将目标建模与散射特性计算合为一体的交互式计算,使用图形算法（GRECO）和三维造型软件UG相结合的方法,这种方法与传统的RCS计算方法相比具有实时性好,效率高的优点,计算出直升机主体的RCS,再通过其加入调制的方法,计算得到直升机在旋翼转动条件下的RCS。最后给出了微动直升机的在具体入射情况下的单站RCS值。