基于飞行实测的直升机操纵与载荷特性

为了解决当前计算方法与技术手段无法准确预估直升机操纵与载荷特性问题,利用飞行测试的手段,在某型直升机上开展了操纵与载荷特性研究工作,获取了真实飞行环境下直升机稳定平飞时的4个操纵量、2个姿态角及关键部件载荷的实测结果和变化曲线,对实测结果和变化曲线进行分析.结果表明:通过实测获取的直升机操纵与载荷特性是正确有效的.该结果对于完善和优化当前现有计算方法和技术手段,提升预估精度具有十分重要的意义.     

智能旋翼振动的神经控制研究

桨毂交变载荷对直升机飞行中机体的振动水平有着直接的影响,而直升机机体减振一直是直升机工程界最受关注的技术问题之一.鉴于桨毂交变载荷所具有的非线性与周期性的特征,首次提出频域神经网络的控制方案,并设计了具体的实现程序.计算机仿真结果表明,这一方法具有有效性、稳定性与鲁棒性.     

受控后缘小翼智能旋翼气动弹性分析

建立了一种考虑刚体小翼-弹性桨叶耦合的后缘小翼智能旋翼动力学分析模型,分析小翼受控后的旋翼气动弹性响应及动载荷变化。通过与SA349/2直升机的飞行实测数据比较,证实模型的计算结果可靠,精度与CAMRAD II软件相当。悬停状态基准旋翼的后缘小翼受控后,桨尖的挥舞/摆振/扭转响应都明显增加,且响应幅值基本随小翼的偏转角线性增加。对0.197前进比的前飞状态,以针对桨毂载荷的优化控制规律操纵后缘小翼偏转,挥舞与摆振响应变化不明显,震荡扭转响应的幅值明显增大。对于两个计算状态,挥舞响应与扭转响应收敛速度均比摆振响应快。     

直升机星形柔性桨毂夹板载荷飞行试验研究

以桨毂夹板应变测量法为基础,通过飞行试验,获得夹板静应变幅值、动应变幅值和结构动力学特性,分析了夹板静载荷和动载荷随时间、测点位置及直升机典型飞行状态的变化规律,为夹板载荷谱的编制、结构改型及寿命评估提供依据.     

无自动倾斜器旋翼分析

桨盘上的非定常气动力、旋翼-机身之间的相互干扰导致直升机在飞行的过程中遭受到过多的振动。长时间高水平的振动会降低直升机的整体性能,减少直升机动力系统的结构寿命。建立了刚性常规旋翼的配平模型,并对无自动倾斜器旋翼的基准设计和优化设计方案进行了耦合配平仿真分析。在此基础之上,以黑鹰UH—60的机身为研究对象,对其进行了强迫振动响应分析。分析结果表明,随着前进比的增加,桨叶总距和周期变距的绝对值增加;桨盘入流先减小后增加;作用在直升机桨毂上的载荷幅值有所增大;经过优化设计后的无自动倾斜器旋翼在一定程度上降低了桨毂载荷。     

飞行中螺旋桨相位测量技术

在螺旋桨桨轴1P载荷飞行测量中,利用激光传感器完成了螺旋桨相位测量。结合相位信号和桨轴载荷受力分析计算,实现了飞机爬升状态下桨轴1P载荷的分离计算。飞行试验中获得的螺旋桨相位信号清晰稳定,表明测试方法是成功的,为桨轴载荷的分析计算提供了关键参数,较好的解决了螺旋桨1P载荷桨轴直接测量中的相位问题。     

多场载荷作用下舵面蒙皮响应分析

试验研究表明,导弹舵面在工作环境中承受严酷的气动力载荷、气动热载荷和噪声载荷。多种载荷相互影响使舵面产生剧烈振动,严重影响打击精度;甚至导致蒙皮开裂引起疲劳失效。以某型号导弹C/SiC复合材料舵面蒙皮为研究对象,基于WORKBENCH/VA-ONE程序平台,将自定义函数(UDF)建立的热流固耦有限元控制方程和边界元声场控制方程相结合,推导出改进的耦合边界元/有限元法(BEM/FEM)计算模型。通过此方法数值模拟导弹真实飞行环境,计算出了蒙皮表面危险点位置和不同飞行环境下响应特性;结果表明,通过改进的耦合BEM/FEM计算模型,能够较准确地反应导弹在真实飞行环境下舵面蒙皮响应特性随环境变化特征,为导弹舵面可靠性设计提供了一种有效的数值计算方法。     

直升机旋翼前飞状态下的气动弹性分析

建立一种旋翼前飞状态下的旋翼气动弹性分析模型,模型中采用松耦合方法集成高精度计算流体力学(CFD)气动模型。采用Green应变以及几何精确的弹性运动及变形的几何关系式;并通过Hamilton建立旋翼动力学方程。采用基于N-S控制方程的CFD气动模型,采用滑移网格技术实现桨叶运动。通过计算SA349/2直升机前飞状态下的挥舞、摆振振动载荷,对比试验数据,验证建立的气动弹性分析模型。结果表明,集成CFD的气弹模型能有效提高振动载荷预估精度,对于高阶谐波载荷的计算有很大的提高。     

可调螺距螺旋桨动态加载装置刚体动力学分析

可调螺距螺旋桨(调距桨)桨毂机构及桨叶等在运行中会承受较大的载荷,利用加载重块旋转产生的离心力模拟调距桨在叶根法兰中心处推力弯矩、扭力弯矩、离心力和离心力扭矩,使得试验能高效简易地实现.通过单质点等效块体旋转,将模型大大简化,在此基础上分析定螺距和调距两种状态下设计算法.分析结果为桨毂强度测试试验奠定了基础.     

直升机舰载飞行涡环边界的确定

直升机涡环状态是一种严重的事故状态,舰载直升机海上飞行更易陷入涡环状态。本文建立了直升机涡环边界模型,并以此模型为基础,引入＂两线三区＂理论,计算了某型直升机在陆地和海上飞行的实用涡环边界,可为保证飞行安全提供参考。     

直升机自转飞行的最大过载系数试飞验证

为了验证直升机自转飞行的最大过载系数,首先从直升机最大过载系数理论估算模型入手,分析最大过载系数的关键影响因素;其次,通过对模拟自转下滑和俯冲拉起试飞方法的研究,确定自转情况俯冲拉起的初始试验高度、自转进入速度以及纵向重心位置;最后,提出了一种自转情况俯冲拉起试飞方法并经飞行试验验证,结果表明:该方法能够验证直升机自转飞行的最大过载能力;获取的过载系数随拉杆量、旋翼转速的变化关系曲线与理论分析吻合.这对试飞工程师和试飞员理论、驾驶技术培训具有较高的科学研究和推广应用价值.     

直升机速度-过载包线拓展飞行试验方法研究

分析了影响直升机速度-过载包线的因素,提出了直升机速度-过载包线拓展试飞方法,给出了稳定盘旋、对称拉杆及对称推杆的飞行方法;并针对各种方法进行了比较,给出并分析了某型机的速度-过载包线拓展飞行试验结果,明确了速度-过载包线拓展飞行安全注意事项,有助于后续直升机速度-过载包线飞行试验的顺利开展。     

有限元模拟电桥的直升机旋翼轴拉力与扭矩测量方法

为了精确地测得直升机飞行过程中旋翼轴的拉力及扭矩,通过有限元计算,模拟了现有直升机旋翼轴拉力测量中惠斯通电桥的输出,研究了旋翼轴现有测量方式中各向载荷对电桥输出的影响,分析了旋翼轴拉力、扭矩与各向载荷的耦合情况。结果表明,现有的旋翼轴拉力及扭矩测量的误差,主要来源于直升机飞行过程中俯仰力矩、滚转力矩传递到旋翼轴上的侧向弯矩的影响;通过耦合分析,给出了一种新的旋翼轴拉力及扭矩测量的组桥方式,并通过有限元模拟计算,验证了新方式的可行性。研究结果为后续直升机旋翼轴拉力及扭矩飞行测量提供了一种新的方法。     

舰载直升机“舰面共振”动力学分析

为了解舰载直升机舰面开车状态的动力学特性,以某舰载直升机为研究对象,建立了全机多体动力学模型、起落架液压缓冲系统模型和旋翼减摆器液压模型,进行了全机"舰面共振"动力学仿真分析。研究了舰船横摇角、舰船运动周期、旋翼液压减摆器参数对直升机"舰面共振"稳定性的影响。结果表明:在"舰面共振"状态,旋翼液压减摆器节流孔参数对舰载直升机机身振动幅值有较大的影响,随着减摆器节流孔孔径的增大,机身振动幅值大幅增加,直升机不稳定转速区扩大;舰船运动周期对机身振动幅值和不稳定转速区几乎没有影响;在不稳定转速区之外,舰船横摇角对机身振动稳态响应幅值的影响较明显。进入不稳定转速区后,由于自激振动影响,机身大幅振动,舰船横摇角对机身振动幅值的影响不再明显。     

直升机载荷标定方程回归变量的优先方法

直升机在研制和使用的过程中需要建立结构件的输入载荷与应变电桥之间的定量关系,即载荷标定方程。直升机载荷标定方程是多元线性方程,遗漏了重要的变量,或者将不显著的变量也选入方程,会降低了载荷标定方程的精度。本文针对载荷标定试验数据,采用逐步回归法将变量一个个引入,对已选入的变量进行逐个检验,将不显著的变量剔除,从而得到最优的自变量参数组合,以此得到精度高的回归方程。此方法已成功应用于直升机载荷的飞行实测。