直升机涡环状态边界的飞行试验研究

直升机涡环状态边界的确定对直升机飞行安全具有重要意义。为验证辛宏，高正通过模型试验得出的理论涡环边界线，研制开发了一套涡环状态边的机载测试设备，制定了一套飞行试验方案，在R22直升机上进行了飞行试验，通过试飞，明确了直升机进入涡环状态的首要特征现象是机头开始出现航向摆动，摸清了直升机进入涡环状态后的一些运动规律。通过对试飞数据的处理，得到了实测涡环边界线以及对应的临界垂直下降率和安全下滑角，本文首次提出了涡环状态过渡区的概念，指出当直升机进入过渡区时应立即顶杆增速，便可有效改出涡环状态，同时也得出结论，直升机一旦陷入涡环状态，如不施加有效操纵是不会自行退出的，并且愈来愈严重。     

直升机旋翼/机身耦合系统气动/机械稳定性分析新方法(英文)

研究了前飞状态下直升机旋翼 /机身耦合系统的气动 /机械稳定性问题。根据柔性多体系统动力学理论 ,通过构造一种 2 4自由度的刚柔混合单元得到旋翼 /机身耦合系统的周期时变运动方程 ,建模中考虑了桨叶预锥、后掠、中等弹性变形以及直升机机身和传动轴的弹性影响 ,体现出铰接式桨叶绕挥舞、摆振和变距铰的整体刚性运动与桨叶中等弹性变形之间的动力学耦合作用 ,推导中对桨叶挥舞、摆振和变距转角幅值未加任何限制。根据 Floquet理论对稳态周期解的稳定性进行研究 ,采用 Newmark直接数值积分方法得到转移矩阵。对某新型直升机的气动 /机械稳定性进行了分析 ,结果发现对于给定的前飞状态是稳定的 ,但是随着传动轴弯曲和扭转刚度的降低出现不稳定现象。     

采用综合气弹分析方法的旋翼非定常气动载荷计算

提出一种桨叶结构、气动和惯性耦合的旋翼系统综合分析方法，将桨叶绕挥舞、摆振及变距铰的刚性转角作为广义坐标，计入了桨叶整体运动和自身中等弹性变形之间的动力学耦合效应，桨叶弹性变量通过有限元法进行离散，翼型剖面气动力采用Leishman—Beddoes二维非定常和动态失速模型，由自由尾迹模型得出桨盘的非均匀入流，依据柔性多体系统动力学方法推早出桨叶前飞状态下的非线性周期时变动力学方程。对Newmark隐式数值积分方法进行改进，用于求解旋翼桨叶的响应。以法国SA349／2小羚羊直升机的试飞测试数据为依据，验证了方法的有效性。     

直升机旋翼瞬态气弹运动有限元模型研究

从能量变分原理出发建立了旋翼的瞬态气弹有限元模型,模型考虑了旋翼转速加速度对桨叶动能变分的影响。采用叶素理论建立了桨叶在复杂流场中的气动载荷模型,模型计入了旋翼主轴纵倾和横滚角的影响,研究了流场风速分量的计算。运用所建模型仿真分析了直升机在护卫舰尾流场内起动时桨叶的挥舞、摆振、扭转(变距)等瞬态运动过程。模型可用于旋翼的振动仿真分析、噪声估计和故障诊断方法的验证。     

变质心共轴双旋翼无人机建模与反步滑模控制

针对共轴双旋翼无人机旋翼组件过于复杂,导致旋翼控制系统可靠性较低的问题,提出了一种依靠三轨变质心机构进行姿态控制的方案。推导了三轨变质心共轴双旋翼的运动模型和空气动力学模型,并分析了不同滑块所处位置和质量占比情况下变质心无人机动力学特性。建立变质心无人机姿态控制系统的状态方程,针对系统中的非线性和不确定性,设计了基于反步滑模控制的姿态控制器。仿真实验表明,所设计的控制器能够在含有外部扰动的工况下有效完成姿态跟踪任务,具备较好的抗干扰能力。     

无人旋翼机旋翼气动分析与试验研究

为支撑某无人旋翼机方案设计,采用叶素理论和动态入流建立旋翼气动模型,进行旋翼参数分析.评估了旋翼半径和总距对旋翼拉力及轴倾角的影响,得到旋翼拉力和操纵规律.在大尺寸低速风洞开展无人旋翼机的试验研究,对独立机身、机身+旋翼组合体进行吹风,得到了不同风速及迎角下机身和旋翼的升力与阻力,并与计算结果进行对比,从而验证计算方法...     

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%。     

旋翼翼型俯仰沉浮运动非定常气动特性实验研究

在南航非定常风洞内研制、开发了一套两自由度电控液压动态实验台,利用该设备,完成了翼型俯仰运动、沉浮运动以及俯仰沉浮耦合运动测压实验,并积分计算了翼型动态运动过程中的升力系数.翼型俯仰运动结果表明,翼型上的压力分布和升力系数与翼型振动频率和振动幅值有很大关系,随振动频率和振动幅值的增加,升力系数迟滞包线相应增加,而这一过程与翼型上前缘涡的脱落过程有关.翼型沉浮运动研究了翼型在不同迎角、不同风速下做沉浮运动时的压力分布和升力系数,结果表明在20m/s风速下,模型做沉浮运动时只对翼型前缘的压力分布产生影响,而在10m/s风速下,沉浮运动不仅使前缘压力分布产生变化,而且影响翼型下游的压力分布,这与翼型前缘形成的分离气泡脱落有关.另外给出了翼型做俯仰沉浮耦合运动时的压力分布初步结果.     

集群空间控制框架下的四旋翼编队飞行研究

针对四旋翼编队控制问题,采用水平通道与高度通道解耦的四旋翼动力学模型,基于集群空间控制方法设计了编队控制器.首先介绍了集群空间控制方法的两个重要概念,即集群空间变量和集群运动学关系,进而以3架四旋翼为例,详细地给出了集群空间编队控制器的设计思路.在选取集群变量并建立编队与单机的运动学关系后,设计了不完全微分PD控制器以...