悬停状态下小型共轴直升机操纵响应特性分析

从在研共轴双旋翼直升机的工程实际出发,建立了悬停状态下旋翼非定常气动特性的计算模型.引入Leishman-Beddoes指数函数的半经验公式,建立了二维翼型非定常气动模型;引入干扰因子到动态入流模型,建立了反映共轴双旋翼直升机上下旋翼气动干扰的诱导速度模型;从桨叶的挥舞动力学模型出发,利用四阶Runge-Kutta算法求解桨叶刚性挥舞角的数值解.通过计算分析,得到了悬停状态,总距突增时上下旋翼升力和扭矩的动态响应特性,并分析比较了半差动和全差动航向控制方式的操纵响应差别,为共轴式直升机机动特性的研究作了必要的准备.      

共轴式直升机半差动航向操纵的动态响应分析

根据经典的垂直飞行涡流理论及共轴式直升机半差动航向操纵的结构特征,推导了共轴双旋翼直升机垂直飞行的航向动力学方程.运用有关共轴双旋翼在悬停及垂直飞行状态时气动特性的理论和实验数据,得出了共轴双旋翼直升机垂直飞行航向动力学方程的解析式.分析结果与该型直升机飞行特性一致.     

基于Elman网络的共轴式直升机动力学系统辨识

根据共轴式直升机动力学与运动学基本方程的结构形式建立了一种基于改进的Elman神经网络的辨识模型,同时推导了该网络的训练算法,给出了训练步骤.随后,利用外场试飞中几个典型飞行状态的遥测数据对网络进行训练,计算权值矩阵,获得该共轴式直升机用来进行动力学系统分析的神经网络模型.以匀速前飞状态为例进行了纵向操纵响应仿真,比较仿真结果和实际遥测数据可知,该网络模型基本反映了样例机的动态特性.      

共轴刚性旋翼直升机着舰飞行特性

建立一套能够耦合非定常舰船流场的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,以研究该旋翼飞行器在着舰过程中的飞行特性。在舰艉流场模拟方面,采用分离涡方法以获得高精度非定常流场数据;在飞行力学建模方面,引入上下旋翼干扰因子建立共轴刚性旋翼诱导速度模型,并采用等效挥舞运动概念建立其挥舞运动方程;基于“单向耦合”思想构建了计算流体动力学（CFD）向飞行力学模型的数据传递策略,并分别以XH-59A直升机和UH-60A/SFS2组合为算例验证了飞行动力学模型和数据传递策略的正确性。以SFS2舰船模型和XH-59A共轴刚性旋翼直升机组合为研究对象,从直升机操纵余量和非定常载荷水平两方面分析了着舰过程中舰艉流场对共轴刚性旋翼直升机的扰动特征。时均研究结果显示：由于共轴上下旋翼受时均流场的扰动存在差异,飞行员在增大总距以维持高度稳定的同时,还需要减小差动总距以保持机头朝向的稳定。非定常水平研究结果表明：对于共轴构型直升机,舰船流场对拉力及俯仰力矩的非定常扰动,是引起飞行员工作载荷增大的主要因素。     

共轴无人直升机航线飞行中航向反馈问题

通过软件仿真复现了经典的无人直升机导航控制规律算法外场试飞实验时在不同条件(静风、突发常值风干扰)下的飞行情况,并分析了航向偏差、侧滑速度、偏航距等主要导航性能指标.分析了算法在有突发常值风干扰时航线飞行伴有明显侧滑现象的原因,对比分析了单独引入航向反馈及同时利用航向反馈及偏航距积分对导航性能影响,进而给出了一种共轴无人直升机导航规律新算法.通过软件仿真验证了改进后的算法能够保证无人直升机有效地协调转弯,并且在导航精度的前提下有效地抑制了侧滑问题,进而提高了共轴无人直升机航线飞行的效率.      

一种单旋翼复合式直升机性能特性

为研究复合式直升机性能变化特性,构建了复合式直升机各气动部件数学模型组成的性能计算模型。以该计算模型为基础,通过不同的飞行条件约束,建立了复合式直升机的过渡飞行边界,研究了复合式直升机在边界内通过不同飞行路线从悬停模式到高速模式的飞行功率变化特点,分析了旋翼转速、前飞速度以及旋翼和机翼升力分配关系等参数对高速性能的影响。研究结果表明,复合式直升机从悬停模式过渡到高速模式通过旋翼卸载给机翼可降低飞行功率,且通过减小旋翼转速卸载比来减小旋翼总距卸载更为有效。但在过渡到高速模式时复合式直升机的旋翼转速也不能过低,过低的旋翼转速可能会增加飞行需用功率,同时也会对模型的配平产生影响,并且造成配平计算过程的迭代不收敛。      

共轴刚性旋翼直升机旋翼控制相位角问题分析

利用共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,以XH-59A共轴刚性旋翼直升机为研究对象,分析了旋翼控制相位角对纵向配平特性、需用功率以及上、下旋翼桨毂弯矩的影响。基于分析结果,提出了一种针对共轴刚性旋翼直升机的旋翼控制相位角的配置方法。该配置方法以降低直升机需用功率为目标,并保证上、下旋翼桨毂弯矩和配平特性满足要求。通过该方法能使XH-59A直升机在0~80 m/s的飞行速度范围内满足上、下旋翼最大桨毂弯矩和纵向操纵限幅的要求,并且能最多降低8%的直升机需用功率,为共轴刚性旋翼直升机的设计提供了参考依据。     

风切变场中直升机前飞状态动态响应

为解决复杂风切变场中直升机运动的数值仿真,把握非线性直升机模型在风场中的响应特性,建立了一维、二维的风切变模型,采用直升机非线性飞行动力学模型,考虑直升机的控制系统,用四阶龙格－库塔法数值仿真直升机在风场中的前飞运动.对水平风和铅垂风的各个梯度场对响应的影响进行比较.结果表明,水平风和铅垂风的各个梯度场对响应的影响是不同的,此研究中二维空间的组合梯度场构成更为危险的飞行环境;在不同的情况下其作用是不可忽略的,尤其注意在低空飞行状态下对直升机飞行性能的影响.也进一步说明此数值仿真法对非线性直升机模型在复杂风场中响应研究实用有效.     

基于自由尾迹的共轴直升机航向/总距解耦分析

共轴式直升机的航向操纵主要依靠上下旋翼的总距差动实现,在总距和航向操纵上有较强的耦合.利用自由尾迹算法对在研小型共轴式直升机悬停时的航向和总距间的解耦进行了计算,得到了悬停时航向与总距操纵时上下旋翼的总距配合曲线,总结了解耦控制的特点并根据数值计算结果拟合出了近似的解耦函数,计算结果对飞控系统的设计具有重要的指导意义.      

无人直升机的动态逆模糊集成控制

对于一个非线性系统,利用其近似的线性化模型求出系统的近似逆,采用模糊控制方法抑制误差对系统输出的影响来保证系统的最终特性,构成一种动态逆模糊集成控制方案.将这一方法应用在无人直升机的姿态控制中,仿真结果表明该方法可以消除无人机未建模动态和不确定性的影响,具有较好的鲁棒性能.      

直升机动稳定性分析和增稳系统控制律设计

研究了无铰直升机动稳定性、操纵性和控制问题.在动稳定性计算分析的基础上,认识到定常飞行中的非稳定模态和增稳系统设计的必要性.在完成直升机非线性动力学建模之后,经小扰动线化得到直升机飞行控制状态方程,进行了直升机增稳系统等效导数的计算,性能分析和系统阶跃响应仿真.通过稳定性(增稳系统)设计,改善了直升机动稳定性, 其增稳性能满足设计规范中一级动态品质要求.     

入流模型对直升机配平及动态响应的影响

以常规单旋翼带尾桨直升机为对象,讨论均匀与非均匀入流模型对直升机飞行数值仿真的影响.以Pitt/Peters的动力入流模型为基础,讨论均匀与非均匀入流模型对直升机配平的影响,并分别采用非均匀静态入流、均匀与非均匀动力入流模型,分析直升机在低速、中速和高速前飞时对驾驶员操纵输入动态响应数值仿真的精度及影响程度,为不同目的飞行数值仿真中入流模型的选取提供有益的参考.本文以美国UH-60A黑鹰直升机为对象进行了数值仿真与对比分析.      

直升机机动飞行逆仿真研究

对直升机典型机动飞行做逆仿真数值计算与分析.逆仿真中采用了较为复杂的非线性飞行动力学模型,包括非均匀入流、机身非线性气动力以及包含机身运动耦合的旋翼挥舞运动与作用力模型.提出了与非线性模型相适应的逆仿真算法,并将组合迭代方法用于求解广义非线性代数方程组.对跨越障碍(pop-up)和180°水平转弯(level turn)机动进行机动性描述.以某型直升机为例,对跨越障碍和180°水平转弯两种典型的机动动作进行逆仿真计算与分析.     

一种无人驾驶直升机天线跟踪系统的研制

保证天线跟踪系统的正确跟踪指向是无人驾驶直升机遥测遥控系统可靠工作的关键技术问题.详细论述了一种无人直升机天线跟踪系统的设计及其实现,并讨论了其跟踪精度、可靠性、跟踪模式,以及针对直升机的特殊问题采取的方案.相对于圆锥扫描跟踪体制的系统,本系统设备简洁、高效、可靠、成本低,同时又能够满足系统的性能要求,适应车载移动地面站安装使用.该系统参加了多次飞行试验,系统工作稳定,并完成设计定型.      

无人直升机综合飞行控制系统设计

提出遥控－自主控制型无人驾驶直升机控制－仿真综合飞行控制系统设计概念,基于无人直升机自身的控制－仿真综合飞控系统可进行工程闭环飞行仿真,不论在研制阶段或使用阶段都可对无人直升机系统的飞行性能、飞控系统硬软件特性及可靠性、任务飞行参数预设置等进行深入的验证,地面飞控人员也可以在真实的系统上进行逼真的训练。此外控制－仿真综合飞控系统能通过飞行实践不断完善系统性能和在线检测系统异常,提高飞行安全性。提出     

无人驾驶直升机遥测系统设计及其实现

无人驾驶直升机要求其遥测系统能够在直升机高机动飞行的情况下确保遥测数据的可靠性;地面遥测设备要求简洁、高效、可靠以适应车载移动地面站安装使用.论述了无人驾驶直升机的参数测量、通信链路保障、以及遥测数据处理的设计与实现方法.该系统已经参加了多次外场试飞试验,实践证明其工作稳定可靠.      

某型直升飞机环控系统制冷包设计

针对某型直升飞机,提出了其环控系统的简单式空气循环冷却系统的设计方案,并对其中关键部件--换热器进行了设计计算,其中,初级换热器为干换热器,次级换热器为湿换热器.通过计算机程序计算实现了换热器芯体的匹配选择.此外完成了该环控系统的结构设计,以及整个系统的阻力计算,阻力符合机种性能要求,证实了该环控系统设计的可行性.     

管内气体流动的多参数动态数学模型的建立

由于从飞机发动机中引出气流的不稳定流动，对飞机空调系统的精确调节有很大影响。根据气体流动的基本定理，一种适用于小管径、多变量输入输出的可压缩气体管内流动的动态数学模型已在本文推导出，并采用频域和时域方法对数学模型进行了分析。研究结果表明：当气体的入哭喊和波频率上升到一定值时，出口压力将急剧上升。流量的变化对出口压力影响最大。入口温度的变化对出口压力和流量有影响，但入口压力和流量的扰动对出口温度没有     

无人直升机自主着舰的计算机视觉算法

通过理论分析和计算机半实物仿真研究了一种应用于无人直升机自主着舰的计算机视觉系统及相关计算机视觉技术.从工程实践的角度研究了计算机视觉技术在无人直升机自主着舰过程中的应用,并提出了可靠实用的一系列算法.通过精心设计,整套算法达到了无人直升机自主着舰的实时性和实用性要求,为工程样机的研制做好了理论上的准备.     

伺服作动系统的余度控制

为了提高伺服作动系统的可靠性,设计了一种三余度的电液伺服作动系统,将伺服阀的力矩马达、喷嘴挡板阀、系统的反馈元件等做成一式三份.并对该结构伺服作动系统进行了深入的理论分析,建立了三余度伺服控制系统的数学模型,分析了余度控制对伺服作动系统动态品质的影响,以及系统出现故障后余度伺服作动系统的动态品质.分析结果表明:伺服作动系统采用余度控制后,系统的动态品质基本不变.但系统在伺服阀线圈一路断开的情况下,余度伺服作动系统仍能正常工作.结果表明:伺服作动系统采用余度技术后,系统性能基本不变,而大大提高了伺服作动系统的可靠性,为高性能伺服作动系统的研制提供理论依据.