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。     

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.     

直升机自转飞行中容易犯的几个错误

自转是直升机所特有的飞行状态术语,是指当发动机无功率提供给主旋翼并且主旋翼只靠相对气流作用转动时的飞行状态。自转是直升机发动机失效后或出现其他紧急情况时,飞行员控制直升机安全着陆的必要手段。本文介绍了直升机自转飞行中容易犯的几个错误及纠正错误的方法。     

组合动力技术的未来应用

 组合动力将两种或以上单一类型的动力有机结合，结构相互融合，功能相互补充，大大拓展了飞行包线、提高飞行效率，在临近空间高速飞行器、重复使用航天运输系统等领域具有重要应用。介绍了组合动力基本分类及工作原理，综述了组合动力技术在临近空间高速飞行器、重复使用航天运输系统等领域的应用，总结了组合动力飞行器发展趋势及主要关键技术。     

直升机自转飞行中容易犯的几个错误

自转是直升机所特有的飞行状态术语,是指当发动机无功率提供给主旋翼并且主旋翼只靠相对气流作用转动时的飞行状态。自转是直升机发动机失效后或出现其他紧急情况时,飞行员控制直升机安全着陆的必要手段。     

无因次方法在直升机平飞性能试验中的应用

在国外的直升机性能飞行试验中大量的使用了无因次试飞方法,而在我国的直升机性能飞行试验中对无因次方法应用较少,应用无因次方法可以通过较少的试验得到相对大量的数据信息,本文对直升机的无因次参数关系进行了推导,对无因次方法进行介绍,并以直升机平飞性能试验为例对无因次方法进行了应用。     

基于神经网络模型的舰面流场仿真算法

飞行甲板表面流场是影响直升机飞行安全的重要因素，在直升机实时飞行仿真中，流场速度分布特性直接影响直升机飞行动力学仿真的精确度。文章以纳维-斯托克斯方程为基础，利用BP神经网络算法，研究了实时确定流场速度分布的方法，该方法可用于甲板流场实时仿真，提高直升机飞行仿真的精度。     

直升机位置跟踪监测

近年来,由于无人直升机结构简单、飞行灵活等特点,在商用和民用各个领域高速发展。直升机事故也频繁发生。随着直升机技术的高速发展和性能需求,对无人机的自主性提出了更高的要求。该文以无人直升机为试验平台,围绕自主跟踪目标这一需求,设计了一套无人直升机目标监测跟踪控制系统。首先,根据直升机的飞行原理,设计基于PID算法的控制律。其次,以实现目标监测跟踪这一目标,设计了硬件总体方案。最后,整合软硬件,对系统性能进行验证。     

直升机模拟自转下滑试飞技术研究

国外对于直升机自转下滑性能的研究已经较为成熟,并已经形成了系统的操作规程。我国国内虽然对于直升机自转下滑性能的研究并不是很多,但是也取得了一定的成果。该文对直升机自转下滑性能进行了理论分析,给出了自转下滑性能指标理论计算方法,并利用平飞试飞数据对自转下滑指标进行了理论计算,最后设计了模拟自转下滑试飞方法,对试验机进行了模拟自转下滑试飞,给出了模拟自转下滑试飞结果,符合理论计算结果。     

隔震桥梁地震反应速度控制型实时子结构试验

研究速度控制型实时子结构拟动力试验系统,并通过试验直接考察在地震中天然橡胶支座(NR)、高阻尼隔震橡胶支座(HDR)和超高阻尼隔震橡胶支座(HDR-S)等速度相关型隔震支座对桥梁的减隔震效果.速度控制型实时子结构拟动力试验系统实现实时子结构试验的速度控制,在试验过程中充分地考虑到加载速度对拟动力试验结果的影响,高精度地模拟了隔震桥梁的地震反应.试验结果证明,对于速度相关型试验试件这种试验系统拥有足够的精度.通过对比3种不同隔震橡胶支座的试验结果,证明了超高阻尼隔震橡胶支座对隔震桥梁结构具有优良的隔震减震效果.     

涡桨发动机风车特性评估方法及试飞验证

涡桨发动机在空中起动之前的风车状态会产生一定的风车阻力,严重影响飞机的操纵性和稳定性,因此需进行风车阻力特性的准确计算评估,以化解飞行风险.针对涡桨发动机装机飞行中的风车特性,采用基于标准桨特性图修正原理,建立计算评估方案,并以某型涡桨发动机设计定型试飞为依托,进行不同工况下的试飞验证研究.结果表明:在相同高度,低速风车状态下,风车阻力随着速度增加而增大,而高速风车状态下,风车阻力随着速度增加而减小;随着高度增加,低、高速风车阻力均减小;低速风车状态下,桨叶角基本处于限动位,而转速随着速度增加而增加;高速风车状态下,转速达到平衡转速,桨叶角随着速度的增加而增大.可见,建立的涡桨发动机风车阻力计算方法合理、可行,计算结果精度满足试飞要求,能够为后续涡桨发动机空中起动科目的飞行试验提供技术支撑.     

温度对平流层飞艇囊体材料蠕变性能的影响

蠕变是长航时平流层飞艇囊体材料的重要性能指标,对飞艇在长时间飞行中结构的稳定性具有重要意义。受限于蠕变试验设备及方法,飞艇囊体材料一般只进行常温的蠕变试验。为研究温度对平流层飞艇囊体材料的蠕变性能的影响,利用可控温的持久蠕变性能测试仪,将蠕变试验温度分别设置为-50、23、60℃,通过持久蠕变试验方法测试不同温度状态下平流层飞艇囊体材料的蠕变性能,计算了囊体材料的蠕变应变并给出了相应的蠕变曲线,分析了温度对平流层囊体材料蠕变性能的影响。结果表明:承力层为Vectran纤维的平流层飞艇囊体材料具有较低的蠕变率;相同应力状态下,蠕变的性能随温度而变化,温度越高,蠕变量越大,蠕变速度越快。可见温度对囊体材料的蠕变量和蠕变速度有明显的影响,在平流层飞艇的设计和分析中需将其作为参考指标。试验方法为平流层飞艇囊体材料的蠕变性能测试提供了新的试验途径,试验分析结果可应用于平流层飞艇的设计和囊体材料的研究,具有一定的工程应用价值。     

基于试飞数据的固定翼飞机盘旋性能仿真分析技术

针对飞行试验过程中的盘旋性能分析问题,提出一种以试飞数据为基础的盘旋性能仿真分析方法。首先依据拉依达准则识别试飞数据中的异常值,并根据提出的移动基准区间牛顿插值方法对异常值修正;然后建立飞机盘旋运动的动力学计算模型,采用欧拉角法通过坐标变换矩阵求解飞机盘旋动力学方程,计算结果应用中心插值算法进行平滑处理。最后基于某型固定翼飞机实际飞行试验中记录的试飞数据进行算例分析,依据能量机动理论绘制完整的盘旋性能飞行包线,将理论计算结果与仿真结果进行对比表明了所建模型与仿真分析方法的有效性与正确性,为飞机的反馈设计及飞行性能的改进提供方法及依据,在工程实际应用上具有一定的可行性。     

航空发动机全飞行包线小偏差动态数学模型

针对某涡扇发动机电子调节器仅在最大和加力状态工作这一特点，根据大气条件和发动机调节规律，提出将飞行包线划分为83个区域，对每个区域用“质心”点参数代替区域及其边界点参数的飞行包线小偏差方法。通过对某涡扇发动机全飞行包线的数字仿真，结果证明该方法对建立全飞行包线发动机动态方程有效。     

空间带网展开动力学与仿真研究

空间飞网技术因其结构简单可靠,易于实现等特点,成为空间碎片抓捕研究热点。本文使用强度更高,缠绕较少的空间网带替代传统绳网,并对其动力学模型进行研究。首先,采用多种弹簧的弹簧-质点法建立了空间带网动力学模型,进行了带网自由悬垂仿真。并通过与ABAQUS所建立的仿真模型进行对比,验证了动力学模型的正确性,并讨论了剪切弹簧与弯曲弹簧对模型的影响。其次,进行了带网与绳网抛射展开对比仿真,测试带网发射性能。最后,分别进行了空间带网的直接抛射展开与旋转展开仿真,讨论了两种展开方式对空间带网展开的影响。结果表明：抛射展开展开速度快,最大展开面积高,旋转展开过程平稳,两者保形时间相同。可见抛射展开优于旋转展开。     

一种机载气象雷达飞行试验数据处理方法

机载气象雷达是保障飞机飞行安全的重要电子设备。机载气象雷达探测的气象目标非人力可控,由于无法直接获得气象目标的测量数据,一直以来,飞行试验都难以有效评估机载气象雷达探测气象目标的准确性。给出了一种基于地面天气雷达单站雷达图的机载气象雷达飞行试验数据处理方法,实现了对机载气象雷达探测气象目标的强度、位置及形状准确性的有效评估,为机载气象雷达在飞行试验过程中的参数调整及性能考核提供了依据。     

大长细比导弹气动弹性数值计算研究

采用一体化求解非定常N-S方程、结构变形方程及角运动方程的方法,研究结构参数和质量偏心对导弹的弹性运动和角运动的影响.算例结果表明:使用动网格技术和非定常N-S方程求解器能够实现气动、结构和角运动方程的一体化求解;在高马赫数下,结构变形不大时,结构振动变形所引起的非定常气动力较小,对导弹的角运动影响不大;存在质量偏心的导弹,当转速等于角运动的振动频率时,会发生共振现象.     

基于凸多面体的结构性故障模型对飞行包线影响研究

飞机的安全飞行范围和飞行限制条件是保证飞行安全的关键指标,飞机失事大多是在超出安全飞行包线范围下发生的,因此在飞行的过程中,实时准确的预估飞行包线,提供飞行保护措施,对提高飞行安全具有重要的意义。本文针对飞机结构性故障的特点,研究了飞机故障和飞行包线的定性定量关系,基于凸多面体模型建立了飞机小扰动线性故障模型,通过最小二乘参数估计方法进行气动参数的在线估计与辨识,确定故障情况下的气动参数,从而进行飞行包线快速估算,提供包线保护控制依据。仿真结果验证本方法对结构性故障情况下包线估算是快速有效的。