直升机气动噪声研究进展

对直升机气动噪声的研究进展进行了综述,内容包括试验技术、理论分析方法和噪声抑制技术。声学风洞试验是直升机气动噪声研究的基本手段,其中非定常载荷测试、流场显示和声源定位等先进测试技术已实现应用;飞行试验在直升机噪声适航标准完善和噪声控制技术研究等方面已成为必不可少的研究和验证手段。直升机气动噪声的理论体系不断完善,包括声类比法、Kirchhoff/CFD 混合法等旋翼气动噪声分析方法都已形成分析程序,成为直升机研发的有效工具。直升机气动噪声的抑制仍然以旋翼桨尖设计为主,飞行轨迹优化、旋翼噪声主动控制等新技术已实现飞行验证,但尚未进行型号应用。在用户和市场需求的推动下,在新型直升机的研发中,引入气动噪声的抑制技术将是必然的发展趋势。     

基于试飞的直升机悬停状态地面效应

提出了一种基于试飞的直升机悬停状态地面效应研究方法,该方法在建立无量纲形式的直升机悬停需用功率模型的基础上,通过飞行试验实测直升机在不同重量和不同离地高度悬停时的发动机扭矩、大气条件等参数,利用参数辨识的方法确定无量纲形式直升机悬停需用功率模型中的相关空气动力参数及地面效应模型.采用本文所述方法可以方便地进行直升机有、无地效时的悬停性能拓展.     

带桨间磁流变阻尼器的直升机"地面共振"开-关控制研究

防止直升机出现“地面共振”是直升机研制过程中必须解决的动力学问题。磁流变阻尼器作为可控阻尼器具有结构紧凑、功耗小及输出力大等优点。本文建立了带有桨间磁流变阻尼器的直升机“地面共振”空间模型运动方程,采用开—关(on—off)控制方法来抑制“地面共振”,并进行了仿真计算和控制结果分析。结果表明,采用桨间磁流变阻尼器抑制“地面共振”比粘弹性阻尼器有更好的可控性。     

TB20飞机自动驾驶仪配平故障的排除

1999年上半年 ,洛阳分院ＴＢ2 0 892 1号机训练中飞行机组反映该机自动驾驶仪有时飞行前测试通不过 ,“ＴＲＩＭ”信号灯长亮并伴有警告。经机务人员地面多次测试 ,该机均表现正常 ,因此同意该机参加飞行 ,请飞行机组注意监控自动驾驶仪。飞行一段时间后 ,该故障出现频率增加 ,地面可以见到故障现象 ,于是进行排故。更换了计算机 ,经地面试车 ,自动驾驶仪工作良好 ,试飞正常。但参加飞行后不久 ,该故障又开始出现。经地面多次试验 ,发现故障现象出现时机没有什么规律 ,有时一接通自动驾驶仪 ,故障即出现 ,有时长时间工作也不出现 ,同一次通…     

直升机"地面共振"的输出反馈最优控制

在导出采用 Ｓ Ａ Ｓ的桨距控制的直升机“地面共振”空间模型的状态方程和输出方程的基础上,研究抑制直升机“地面共振”的控制律综合设计方法。鉴于工程实用性,宜采用可测得的输出作反馈控制;由于直升机旋翼工作转速范围宽,反馈控制应保证旋翼从起动到最大工作转速范围内闭环系统全速稳定。因此,提出并研究满足上述要求的基于输出反馈的次最优控制法与基于观测器的输出反馈最优控制法。仿真计算表明了这些方法对抑制直升机“地面共振”的有效性。     

固体火箭贮存延寿试验方法

本文对贮存延寿的指标体系进行了研究定义,提出了基于实际使用信息和地面试验验证方法相结合的固体火箭贮存延寿试验的准则和总体思路,形成了系统方法并应用于具体产品。通过延寿信息收集与分析、贮存失效模式分析、分解测试、理化试验分析、加速贮存试验、环境适应性试验、可靠性试验、安全性试验以及飞行试验、综合评估等层层递进,能够给出验证固体火箭满足贮存延寿一定年限和可靠性的寿命评估结论。研究成果为获取固体火箭的可靠贮存寿命、实现科学定寿提供了依据,获得了显著的社会和经济效益,提高了固体火箭的完好性水平。     

铰接式单旋翼直升机“地面共振”简化分析

以往在设计阶段,对铰接式单旋翼直升机作“地面共振”分析时,机体桨毂中心横向动力学特性一般分频段采用单自由度动力学模型。但是两架单旋翼直升机的试验表明,这种模型在高频段和试验结果不符。本文则采用不计模态间耦合阻尼的二自由度模型,其动力学特性与试验结果基本符合。 频率无因次化后利用Nyquist稳定准则给出了铰接式单旋翼直升机“地面共振”的判别公式。据此分析了模态参数对“地面共振”的影响。 以上结果可供设计阶段控制模态参数、排除“地面共振”参考。     

橇式起落架动刚度及阻尼特性试验研究

起落架动刚度及阻尼特性是研究直升机“地面共振”问题两个重要参数。刚进入国产化阶段的模式起落架迄今尚无可靠的理论计算方法来确定这两个参数．本试验研究利用某型直升机真实的模式起落架为试件，采用机械阻抗测量法来研究该起落架的动刚度及阻尼特性。试验使用电液伺服激振设备，对模式起落架进行不同频率的激振，实时测量相应的载荷及位移响应，从而得出了模式起落架的动刚度及阻尼。试验模拟了直升机完全停机及半升力卸载情况，在机场及冰面降落情况，以及３个不同方向的受载情况。试验结果已直接用于某型直升机的“地面共振”分析。     

直升机飞行参数综合分析系统的设计与实现

本文的研究目的是实现直升机飞行参数的综合分析,建立了数据采集装置、飞行参数维护子系统、飞行参数信号处理与分析子系统、智能故障诊断子系统、虚拟飞行再现与评估子系统五个部分。阐述了各个子系统的设计思路和方法,系统的设计和实现对于直升机飞参记录系统校验维护、直升机技术状态监控、飞行质量评估和飞行安全及事故分析具有重要的意义。     

PIV测量舰船空气尾流场

应用粒子图像测速技术(PIV)获得了舰船空气尾流场特性,介绍了试验模型及PIV设备的安装方法和试验方案.试验表明:舰船机库及上层建筑物对飞行甲板上方区域的流场影响较大,使尾流场形成了死水区、U形脱体涡及下冲气流等,对直升机舰上起降以及临近舰船作业时的操稳性能有很大影响.根据试验结果,合理选择直升机的进场方向及舰船航向或打开机库大门有利于直升机舰上起降安全.     

模糊推理在直升机模型辨识中的应用(英文)

直升机控制系统的设计、飞行模拟器的研制及计算机实时仿真都离不开直升机数学模型 ,但是建立可靠而且准确的直升机飞行动力学模型是十分困难的 ,而且也很难保证动力学模型计算的快速性、可靠性与实时性。本文基于模糊推理技术 ,根据飞行试验数据辨识了直升机飞行模型 ,可以在一定程度上保证所辨识模型的简单、准确与计算的实时性。为了提高模糊模型的精度 ,文中采用了一种新方法来处理矛盾规则。本文利用模糊聚类分析的方法对海量的试验样本数据进行处理 ,有效地减少了辨识模型的规则数量。最后的仿真辨识结果表明 ,辨识效果合理 ,方法可行。     

直升机气动噪声抑制与飞行测试研究进展

直升机在军用和民用领域发挥着越来越重要的作用，新的旋翼技术和构型不断出现，对直升机噪声研究需不断深入和更新。本文首先概述了旋翼（尾桨）的噪声产生机理和传播规律，并扩展到存在复杂气动或噪声干扰的共轴刚性旋翼高速直升机和倾转旋翼机；接下来介绍了直升机飞行噪声测量进展，已发展成多种测量方式作为降噪设计的验证和评估手段；然后综述了降噪设计技术的发展现状：旋翼被动降噪技术已在直升机领域得到大量应用，直升机噪声水平稳步降低；变转速控制技术和低噪声轨迹优化技术逐渐走向成熟；旋翼主动降噪技术更多地停留在实验室阶段，尚需在驱动装置、控制规律等方面开展进一步研究。最后总结了直升机降噪设计现状，并展望了未来发展方向。     

编者的话

随着科学技术的发展,振动问题的研究愈来愈为人们所重视。特别是航空、航天工程,飞行器在各种飞行环境中可能产生各种振动问题,往往导致严重的后果。大气紊流、发动机、直升机旋翼等多种振源引起强迫振动,突风、着陆、机炮产生动力响应,以及各种动力不稳定问题(如飞机颤振、直升机“地面共振”等),不仅影响到飞行器的结构强度和飞行品质,而且直接关系到飞行器的性能,威胁到飞行的安全。同时,由于发展了主动控制技术,还带来了新的受控结     

直升机机动飞行新分析方法

提出了一种研究直升机机动飞行新的分析方法.不同于以往研究直升机机动飞行的逆解方法,该方法用若干导航参数来描述机动科目,简化了机动科目的数学描述,通过综合运用导航、控制和直升机飞行动力学方法来确定完成飞行品质规范规定的直升机机动飞行科目所需的操纵量,提高了研究机动飞行的分析计算效率.以UH60直升机为例,分别针对ADS-33E-PRF所规定的障碍滑雪机动科目和向心回转机动科目,得到完成机动科目所需的操纵,结果合理.     

基于火箭橇的低空大动压舵系统试验验证

针对某型飞行器电动舵系统在低空大动压情况下出现舵面不跟随的情况,设计了基于火箭橇的地面试验验证方法。火箭橇是所有地面动态模拟试验中最能逼近真实飞行环境和置信度最大的一种试验手段。本文对试验方案含火箭滑车、飞行器和测试测量方案进行了说明,最后对试验结果进行了分析说明。试验结果表明,基于火箭橇的地面试验能够真实模拟空中工况,对低空大动压舵系统的攻关验证起到了关键作用。     

高速飞行器飞行模态辨识技术及验证研究

针对高速飞行器飞行模态辨识技术可行性及未来发展问题,本文介绍了高速飞行器飞行模态辨识技术及验证研究情况。其中工作模态辨识搭载的飞行试验平台最高飞行马赫数为6。通过地面试验研究和飞行器结构特点,确定了遥测系统测点最优布置方案,通过遥测系统进行了若干通道的低频振动响应测量。提出了基于时域缩放的飞行模态滑动跟踪方法,对飞行器飞行过程中的低阶模态进行了锁定和跟踪。通过研究,验证了飞行模态辨识方法和测量系统的可行性,为后续进一步研究飞行模态天地差异以及发展飞行模态在线辨识技术奠定了基础。     

直升机地面转弯运动特性研究（英文）

直升机地面转弯通过尾桨拉力和地面对尾轮的摩擦力实现,当直升机重心靠后时出现低速滑行或静止状态下转弯困难的现象。本文以某型号直升机为研究对象,基于动力学基础理论建立了直升机地面转弯运动动力学模型。该模型考虑直升机机体六自由度运动模型、起落架缓冲器运动模型、轮胎力学模型和支柱摩擦盘摩擦特性,对直升机地面直角转弯及静态转弯进行动力学仿真,并分析尾桨拉力、滑行速度、尾轮稳定距等参数对转弯动态响应的影响规律。结果表明,通过增大尾轮稳定距可提高直升机地面转弯性能。     

高超声速飞行器地面颤振评估技术研究

针对高超声速飞行器飞行过程中颤振边界变动范围大、试验测试难的问题,本文开展了考虑气动热效应的翼面结构地面颤振试验技术研究。首先基于工程法对结构所受的气动加热进行了分析,在此基础上开展了结构的热颤振特性评估并作为地面颤振试验结果的参考标准。考虑实际飞行中结构温升效应影响,建立了基于多工况点的气动力综合优化降阶算法,确保了整个温升过程的气动力模拟的精度。通过建立基于模糊逻辑比例、积分和微分（Proportional integral derivative,PID）控制的多点协调控制系统,实现了温升过程中时变系统的激振力控制器设计。最终搭建了地面颤振试验系统,按照典型飞行状态对结构的热颤振特性进行了测试,试验测试结果与仿真结果对比相对误差约10%。     

CARDC8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台研制

本文简要介绍了气动中心低速所新近研制成功的8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台的概况、主要分系统调试结果、BO-105直升机旋翼动力相似模型地面悬停试验及风洞试验结果。结果表明:试验台及各分系统的性能已达到设计要求;试验台振动水平低;工作可靠;风洞试验数据的重复性好;与西德宇航院飞行力学研究所在 DNW8米×6米风洞中的试验结果有良好的一致性。经地面试验及风洞试验的考核,试验台已具备交付验收和使用的条件。试验台的研制成功,为我国大型低速风洞开展直升机旋翼模型风洞试验奠定了坚实的基础。     

基于逆仿真的直升机机动飞行科目数学模型及其应用

逆仿真可以驱动直升机仿真模型完成预定的机动科目,给出完成该机动的操纵输入规律和飞行状态变量的时间历程,因此建立机动科目数学模型是逆仿真的前提。本文提出了一个较通用的直升机机动科目分段函数描述方法,该方法可以对ADS－33E－PRF规定的大部分任务科目建立逆仿真所需的数学模型。以UH－60A“黑鹰”直升机为例,将以该方法所建立的机动科目“转向目标”、“障碍滑雪”数学模型应用于逆仿真,并依照ADS－33E－PRF的有关指标,根据仿真结果对“黑鹰”直升机驾驶品质的某些方面作出了评价,结果表明,该方法建立的数学模型能够真实有效地描述机动科目。