直升机近地飞行时的配平和机动操纵分析

在单旋翼带涵道尾桨直升机的非线性全量飞行动力学模型的基础上,提出了求解配平和机动操纵问题的一种混合算法,研究了地面效应对配平和机动操纵的影响.以某直升机为算例,在近地飞行和考虑不同速度与高度时,分别进行了直升机稳定飞行时的配平计算,然后以侧向紧急转弯机动为例,对机动操纵规律的问题进行了计算分析,计算结果与地面效应的理论相符合,机动过载和操纵变化规律可以为飞行试验提供借鉴.所建立的理论方法可以为直升机近地飞行时的动力学和控制分析提供参考.      

入流特性对直升机飞行数值仿真的影响

针对常规单旋翼带尾桨直升机,讨论不同特性的入流模型在直升机数值仿真中的作用。以Ｐｉｔｔ／Ｐｅｔｅｒｓ的动力入流模型为基础,重点分析均匀与非均匀静态入流和动力入流模型对直升机配平以及驾驶员操纵输入动态响应数值精度的影响程度,可为不同目的飞行数值仿真中入流模型的选取提供参考。     

电控旋翼直升机飞行动力学建模与配平特性研究

首先基于Peters He广义动态尾迹理论,建立了电控旋翼动态尾迹入流模型,进一步结合电控旋翼襟翼操纵与桨叶变距之间的关系、桨叶挥舞运动方程和带襟翼翼型非定常气动力模型建立了适用于飞行力学分析的电控旋翼气动力模型.在此基础上,结合机身、尾桨、尾面的气动力模型,建立了完整的电控旋翼直升机飞行动力学分析模型.以Z-11直升机为基准改造为电控旋翼直升机作为算例,计算了前飞状态下电控旋翼直升机的诱导速度分布和桨盘迎角分布,对比了电控旋翼与常规旋翼的气动特性差异;在此基础上,进一步分析了电控旋翼直升机的配平特性随前飞速度的变化规律以及与常规直升机的差异.     

直升机滑跑地面共振特性研究

依据直升机定常滑跑平衡特性分析得到的起落架定常载荷、旋翼操纵量及定常挥舞,结合起落架轮胎和缓冲支柱的静、动特性试验数据,应用自由振动理论计算得到机体侧向和纵向模态特性随滑跑速度的变化规律;采用计入几何耦合的旋翼液压阻尼器动力学模型,计算了定常滑跑时旋翼周期摆振响应,并得到液压阻尼器在"双频"条件下的等效阻尼;应用平面动力学模型分析不同因素对直升机滑跑地面共振的影响。结果表明,滑跑速度会降低机体侧向模态的固有频率;某型直升机旋翼总距为2°时,在22.8~31 km/h范围内定常滑跑时,直升机遇到较大扰动时将发生地面共振,且旋翼总距增加会降低地面共振的滑跑临界速度;直升机定常滑跑时保持小总距,小扰动,则不会发生地面共振。     

直升机模型跟踪光传飞控技术研究

为提高武装直升机贴地飞行操纵品质,开发了自适应显模型跟踪实时飞行控制仿真系统,建立了直升机显模型跟踪贴地飞行电/光传操纵地面物理仿真验证平台。经电/光传特性对比,验证了所开发的2种光传技术的有效性。为直升机光传控制技术的研究开发提供了技术措施及地面物理仿真验证平台。     

直升机机动飞行的逆模拟

本文给出了一种直升机机动飞行的逆模拟方法以计算跟随预定飞行轨迹的驾驶员操纵,根据这一方法可以确定为完成直升机机动飞行所需的驾驶员操纵输入及直长机的飞行速度、角速度和的变化历程。直同飞行动力学模型没有作任何线化假设,其中考虑了旋翼入流的时滞效应、前行桨叶的压缩性物后行桨叶的失速特性及旋翼桨叶的非定常挥舞运动,引入了旋翼尾迹对直升机机身、尾翼和尾桨的气动干扰。最后以黑鹰直升机为例计算了鱼跃越障机动飞行     

基于动态入流的无人直升机操纵特性研究

无人直升机操纵响应特性研究的关键是有准确的旋翼诱导速度模型。本文介绍了确定旋翼非定常入流分布特性的最新方法—旋翼动态入流模型。并以欧拉方程为基础,结合动态入流模型,计算了某型无人直升机的操纵响应特性。     

基于AMESim的直升机液压助力器建模与仿真

介绍了直升机飞行操纵系统典型液压助力器的组成和工作原理,对助力器静动态性能分析方法进行了研究。综合考虑不可忽视液压刚度、结构刚度、摩擦、泄漏等非线性因素对系统的影响,建立了基于AMESim的助力器模型。利用该模型对直升机飞行操纵系统样例液压助力器进行仿真分析,将仿真结果和试验结果进行验证对比,结果表明仿真数据和试验数据基本吻合,较好地反映了实际系统的性能。因此仿真结果可以为直升机飞行操纵系统液压助力器打样设计和结构优化提供理论分析依据。     

无人机地面操纵转弯特性分析与计算研究

为解决无人机安全起降问题,对无人机地面运动品质与操纵转弯特性进行了研究。首先建立了无人机地面滑跑动力学模型,通过数字仿真得到了无人机地面运动的惯性参数及机轮状态。接着建立了前轮操纵转弯的数学模型,计算了无人机在各滑跑速度下所允许的极限操纵角和最小转弯半径。结果表明,为防止无人机出现侧滑或者侧翻事故,前轮操纵角在存在7°机械限位的情况下,与滑跑速度仍需有定量的约束关系。     

Simulink中倾转旋翼机飞行力学模型研究

在Simulink环境中建立了功能健全的倾转旋翼飞行力学模型。该模型包含了旋翼、机翼、机身、尾翼等部件气动力模块与操纵机构模块,其中旋翼气动力的计算采取了准定常叶素理论和均匀入流假设,而机翼、机身、尾翼等部件气动力的计算则采用了升力线理论,并考虑了旋翼尾流的影响。最后,以XV-15为样机进行了配平和特征根的计算,并将计算结果与GTRS模型结果进行了对比,验证了该建模方法的有效性。     

直升机飞行操纵系统动刚度特性研究

对直升机操纵系统一个重要参数──动刚度特性进行了研究。在分析直升机操纵系统结构的基础上,建立了直升机操纵系统的力学模型和数学模型,并推导出直升机操纵系统动刚度的计算公式。用机械阻抗法对某型直升机操纵系统动刚度进行了分析计算。对某型机计算结果与试验结果进行了对比。计算结果与试验结果符合性较好,说明力学模型正确、计算方法可行。     

侧风对舰载直升机悬停性能的影响

针对舰载直升机小速度、大侧滑的飞行状态,采用了旋翼非均匀入流模型,导出了直升机在风场中的运动方程。以某型机为例,对不同风速条件下直升机悬停时的平衡特性进行了计算分析。计算结果表明:左侧风对该机悬停性能影响最大,而尾桨操纵裕度要求左侧风速不能超过30m/s,与同类直升机的飞行数据吻合。分析模型为制订舰载直升机的风险图提供了理论依据。     

共轴高速直升机飞行力学建模与验证

针对共轴双旋翼带尾推力桨构型的高速直升机的多旋翼气动干扰问题,发展了一种不同转速多旋翼的时间步进自由尾迹模型。将多旋翼复杂气动干扰的诱导速度分析结果整理成表,为飞行力学计算中的旋翼非均匀入流模型提供修正数据,从而降低计算量、提高分析精度。对共轴高速直升机的刚性桨叶进行挥舞模态一阶等效,建立了兼顾精度和计算效率的共轴高速直升机飞行动力学模型,并将旋翼试验结果与XH-59A的试飞数据进行了对比验证。结果表明:所建模型对旋翼气动力计算误差小于10%;而在飞行力学分析中,相比于自由尾迹方法大幅降低了计算量,且总距、横向周期变距和总距差动等通道计算误差均小于1°。     

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。     

轻型直升机的飞行动力学特性分析

结合某轻型无人直升机的研制工作,以Simulink仿真平台建立了直升机飞行动力学模型,包含旋翼、机身、尾桨和运动方程等基本模块,对所受的力和力矩进行配平计算,得到平衡态的操纵量与机体姿态角,为操纵系统的电传化改装提供操纵量的参考值。     

直升机飞行与动力装置综合控制仿真

直升机飞行/动力装置综合控制(IFPC)是一个复杂大系统,本文根据对直升机飞行与动力装置的耦合关系分析,开展了直升机IFPC问题研究.应用大系统控制理论,建立了直升机IFPC一体化模型.研究了黑鹰直升机在悬停状态下综合控制模型操纵量改变的动态响应以及对其性能的影响.     

直升机飞行动力学模型的验模方法研究

为验证所建立的直升机飞行动力学模型的正确性，根据先验数据建立了一套验模方法，确立了直升机飞行动力学建模过程的验模准则，分别给出针对配平，线化，操纵响应等计算项目结果正确性问题一般性的判断方法，研究了全状态线化模型，降阶模型及非线性模型之间的内在联系与适用范围，分析并得出操纵响应计算结果的正确性判别方法，最后，对直升机飞行品质评估中的频域与时域参数计算方法进行了讨论，针对实时飞行仿真应用的建模提出了一些见解。     

复合式共轴直升机飞行动力学数学模型研究

建立了复合式共轴直升机的飞行动力学数学模型。根据复合式共轴直升机的构型特点,计入上下旋翼,旋翼与机翼之间的相互气动干扰,建立了旋翼、机翼等部件的气动计算模型。以某小型复合式共轴直升机为例,运用牛顿迭代法完成了3种飞行模式下的配平计算,得到了从悬停到高速前飞各种飞行状态下的操纵量和状态量,分析了复合式共轴直升机飞行的物理...     

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.      

基于配平的共轴刚性双旋翼直升机飞行性能计算与分析

以共轴刚性双旋翼直升机为研究对象,对其飞行性能展开研究。首先,建立了考虑双旋翼间干扰、旋翼以及机身对尾推的干扰、旋翼对机身及尾翼干扰的直升机飞行力学模型。其次,建立了共轴刚性双旋翼直升机需用功率计算模型,以X2直升机为算例,计算了其配平状态下的需用功率,并用文献中的试验数据对需用功率计算结果进行了验证。然后,建立了发动机功率与耗油率模型以及直升机飞行性能计算模型。最后,计算并对比了X2直升机带推力螺旋桨模式和纯直升机模式下的飞行性能。研究结果表明,带推力螺旋桨模式的直升机飞行性能优于纯直升机模式的飞行性能。