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N?R包线拓展飞行试验方法研究

提出了直升机NR包线拓展试飞方法,包括有动力NR包线拓展及无动力NR包线拓展飞行试验方法,并着重针对无动力NR包线拓展提出了在目标速度直接进入自转及进入自转后增速至目标速度的两种飞行试验方法,进行了飞行结果分析及对比评估,对后续直升机NR包线拓展飞行试验具有指导意义。     

直升机横向漂浮特性分析研究

直升机横向漂浮特性研究是一个非常重要而复杂的课题,该特性在很大程度上影响了直升机在水面漂浮时的横向摇摆特性及摇摆幅度等各项指标的好坏。以某直升机为计算模型,采用理论计算方法对该直升机的横向漂浮静稳性进行了计算;同时,为考察该直升机在给定海况下的耐波性能,采用数值仿真方法对该直升机的相关漂浮参数进行了计算,并以该模型的水动试验结果为依据,对计算结果进行了分析比较,验证了采用理论计算方法及数值仿真方法对直升机横向漂浮特性进行计算的可行性。     

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。     

螺旋桨性能计算及设计的升力面方法

本文利用Kerwin尾流模型,对螺旋桨性能进行升力面数值解,并进行了理论设计螺旋桨的研究,编制了相应的螺旋桨性能计算、理论设计的计算机程序,给出了对AU 型、DTNSRDC 桨的计算实例,并与相应的试验结果和其它方法的计算结果分别进行了比较。同时,给出了一个螺旋桨的理论设计结果。性能计算及理论设计的数值结果表明了本文计算方法的可行性。     

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。     

一种小型旋翼无人机平台的设计及飞行验证

研究了具有航拍和图像识别功能的旋翼无人机平台设计及工程实现方法。从直升机总体设计的理论出发,介绍了该旋翼无人机平台的设计及试飞验证过程。提出了总体方案及总体布局。在现有模型直升机的基础上,进行了旋翼与整机的匹配、球形云台的设计、动力系统的选择,及各种传感器的集成等方面的设计,并最终经过外场试飞实验验证设计的可行性。为进一步研究小型无人直升机提供了参考。     

确定直升机性能的旋翼功率及拉力简化算法

为满足直升机部队计算机辅助决策、作战模拟推演等工作需要,用基本的直升机悬停性能和少量的原始数据作支持,对旋翼功率及其拉力计算方法进行建模.通过分析直升机动力学特点,运用动量法和叶素理论,将直升机旋翼功率进行拆分求解,推导出一套旋翼需用功率及可用功率的简化计算方法;根据线性外插法,用剩余功率建立拉力计算模型,对旋翼拉力进行估算.最后通过算例说明简化计算模型的可行性,解决了确定直升机飞行性能和动力学仿真的实际需要,具有较强的实用价值.     

民机适航取证试飞中ILS基准DDM值获取

描述了民机适航取证试飞中仪表着陆系统(Instrument landing system,ILS)调制深度差(DDM)基准值的获取方法。主要工作包括三个方面:第一,在分析ILS基本原理及其航道位移灵敏度和下滑位移灵敏度相关要求的基础上,推导了ILS基准DDM值的理论计算方法;第二,根据光测和DGPS定位的特点,结合实际工程应用经验,提出了使用二者相结合的方式对试验机进行精确定位的方法,并给出了二者各自的使用条件;第三,结合MA600型飞机适航取证试飞对上述方法进行了应用与验证,证明了该方法的正确性。提出的ILS基准DDM值获取方法,对ILS适航试飞具有重要的参考和应用价值。     

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。     

敏捷性尺度计算及模拟试飞

为探讨敏捷性尺度的模拟试飞方法，在地面飞行模拟器上对l架第三代战斗机的主要瞬时敏捷性和功能敏捷性尺度进行了模拟试飞，并把试飞结果与通过计算得到的结果以及F—18HARV的模拟试飞结果进行了对比。结果表明：因完成敏捷性操纵动作所需的时间都非常短暂，且在试飞过程中试飞员也很难保证每次试飞动作都一样，故通过模拟试飞获得满意的敏捷性指标难度较大，为了获得更有意义的敏捷性指标，可考虑对通常的敏捷性尺度的操纵动作进行必要的改进。     

直升机飞行动力学实时仿真模型研究

进行直升机飞行仿真的关键是要有一个可信度高的直升机飞行动力学模型。飞行动力学模型的可信度取决于旋翼诱导速度模型。本文在推导直升机全机运动方程组的基础上,引入旋翼广义涡流理论表示旋翼的诱导速度分布,并推导出旋翼挥舞运动模型。把旋翼气动力模型结合到运动方程组中,给出了完整的飞行动力学仿真模型。并对某型无人直升机进行了仿真计算,计算结果与实际相符。     

一种基于CFD理论船舶附加质量与阻尼的计算方法

以计算流体动力学(CFD)理论为基础,给出了一种船舶附加质量与阻尼的计算方法.对船体二维横剖面绕流进行了数值模拟,计算分析了不同振荡模态下浮体的附加质量与阻尼,并与相关势流理论结果进行了比较.研究表明,文中的方法能准确给出浮体运动时的附加质量和阻尼,比势流理论更具有可扩展性,比实验方法更易实现和控制,在船舶性能的分析预报等方面具有广阔的应用前景.     

旋转叶轮应力分布的有限元数值模拟

文章对旋转叶轮(圆盘)的应力分布运用有限元方法进行了数值模拟.首先给出了等速旋转圆盘弹性应力分布的理论公式,然后进行有限元数值模拟,详细给出分析模型的建立、载荷和约束条件,给出数值模拟的结果,并对模拟结果与理论结果进行了对比.而且引入一个实例进行了上述一系列的分析.最终证明理论计算结果与数值模拟结果完全一致.     

计算机通信网络中轮询传输方式的报文延时性能分析

本文对计算机通信网络中的轮询传输方式进行了更深的研究，用马尔可夫链理论和概率母函数的方法分析限系统的传输性能，并获得了在完全服务方式下报文的平均延时计算公式，以及系统的平均排队长度和平均轮询周期计算公式，最后给出了该系统的计算机模拟数值，其理论计算与模拟结果相一致。     

浅谈人力直升机设计及其改进方案

人力直升机是一种通过人力来带动机翼转动而起飞的直升机。该文主要研究人力直升机的起源,研究过程,近几年的发展,以及最后提出的改进方案。首先介绍了人力直升机的历史起源;其次分析了由各个国家的研究人员研制的人力直升机成功试飞的案例;然后通过分析飞机的设计结构、所采用的材料、相关数据,以及对试飞时滞空的时间进行对比,得出改进人力直升机的方案;最后综述了人力直升机的研究前景,使其具有旅游,运输,健身等实用价值。     

某型辅助动力装置进发相容性试飞技术

针对某型飞机辅助动力装置进气系统的飞行试验,首先建立了该飞机机身和辅助动力装置进气系统的仿真模型,并分别对其在地面和空中进行了数值仿真研究,计算了在不同试验条件下,APU进气系统的性能和畸变指数,然后将数值仿真结果同前期试飞数据进行对比,进一步验证数值仿真方法的可靠性,优化仿真模型,最后利用优化后段仿真模型计算后续即将进行段地面试验和飞行试验,为后续侧风、顺风地面试验以及试飞中试验点的选取提供参考,达到了试飞前预测和优化试飞目的。     

某型飞机起飞航迹计算与分析

结合某型飞机详细地研究了起飞航迹计算的模型与方法 ,并对利用本文的模型和方法得出的结果与到某机场试飞测试数据的结果进行对比分析研究。结果表明 ,得到了给定起飞质量和机场条件的起飞航迹计算数据 ,它与试飞结果基本吻合 ,说明模型合理、解法正确、数据准确     

民用运输机全发起飞地面加速段计算方法研究

对民用运输机的全发起飞地面加速段性能的计算方法进行研究,给出了起飞离地点的判断方法、建立了全发起飞地面加速段计算模型。以某民用运输机为例,对该机的全发起飞地面加速段数据进行分析计算,将计算结果与飞行试验所测的结果和设计方的理论推算结果进行比较。结果表明,该计算方法正确可靠,而且比理论推算结果更加准确,可用于对设计方理论数据的修正,并可为其它飞机的全发起飞性能计算提供方法参考。     

非最小相位直升机悬停的鲁棒控制

研究直升机悬停状态时其动力学模型非最小相位且不稳定特性的设计问题,对于此类系统,一般的反馈设计方法可能使系统性能对参数的变化过于敏感,为此采用“平衡”设计方法得到具有鲁棒性的控制器,并通过对实例直升机悬停控制系统的设计,给出了具体的设计方法,通过仿真表明了该方法的有效性。