直升機大機動飛行中旋翼非定?？諝鈩恿ρ芯?pdf

1、現(xiàn)代武裝直升機執(zhí)行高精度攻擊任務的能力日益受到推崇和重視，我國也發(fā)展相應的飛行品質規(guī)范對直升機機動性提供定性和定量的評述依據。為保證直升機安全合格地完成包括筋斗、橫滾等大機動飛行，應在設計階段就預先分析、計算和檢驗其機動性能。為了得到適合機動飛行的直升機氣動和飛行力學綜合模型，首先必須準確把握旋翼的非定常氣動特性。 本文采用理論分析與試驗相結合的研究方法，圍繞槳葉非定常氣動載荷、旋翼槳盤入流與槳葉揮舞運動等主要技術要點及其模型耦

2、合，研究大機動飛行中的旋翼非定常氣動特性，為日后直升機大機動飛行動力學基礎研究、建立大機動飛行科目的設計與計算方法，以及我國新型武裝直升機的設計和使用提供理論基礎。本文主要理論工作有： 一、研究了尾跡畸變效應對槳盤入流的影響，進而分別增廣了Pitt-Peters動態(tài)入流模型和Peters-He有限狀態(tài)尾跡模型以計入尾跡畸變效應，同時發(fā)展了適合機動旋翼的槳葉揮舞動力學模型； 二、對于計及翼型動態(tài)失速特性和壓縮性影響的槳葉非

3、定常氣動模型進行補充完善，增加了隨飛行狀態(tài)變化的尾跡畸變對旋翼誘導速度的影響； 三、發(fā)展了體現(xiàn)尾跡畸變效應慣性特征的動態(tài)模型，并探討在計算模型中加入旋翼尾跡收縮效應和回轉變距力矩效應的必要性和合理性。 主要實驗工作是： 一、在旋臂機上加裝發(fā)煙裝置，進行了模型旋翼的大幅度俯仰運動試驗，記錄旋翼尾跡的幾何特征變化與俯仰、滾轉角速率的關系，用于指導尾跡畸變模型的建立； 二、在旋臂機上進行旋翼大幅度俯仰時的空氣動

4、力試驗，獲得準階躍操縱輸入的旋翼氣動響應實驗數據，用以驗證和改進非定常旋翼氣動模型。 在仿真計算方面，根據所建立的旋翼非定常氣動理論模型，利用MATLAB/ SIMULINK，編制了適合于機動旋翼的非定常氣動響應計算程序，完成了模型配平、線化分析和響應計算。此外，本文進行了配平算法和微分方程解法的研究。 通過比較理論預測結果和實測數據，本文得到的最重要結論有： 一、經過本文增廣后的Pitt-Peters旋翼動態(tài)

5、入流模型和Peters-He有限狀態(tài)尾跡模型，若聯(lián)合準定常尾跡畸變模型與剛性槳葉揮舞模型，都能算出機動旋翼他軸響應的正確方向，糾正了忽略尾跡畸變的計算結果有180°相位差的錯誤，而且Peters-He15狀態(tài)尾跡模型結果跟測試值吻合度更高。此外，尾跡畸變效應的計入與否對同軸響應預測結果的影響可忽略； 二、機動角速率、槳盤載荷和前飛速度決定尾跡彎曲參數值。在懸停狀態(tài)下尾跡畸變較嚴重，但隨著前飛速度的增加而降低，故采用固定的尾跡彎曲

6、參數不足以反映機動動作對尾跡畸變的影響； 三、旋翼得到階躍俯仰或滾轉角速率、階躍爬升率以及階躍前進比的輸入時，槳盤入流變化量跟時間構成一個系統(tǒng)，縱橫向尾跡彎曲、尾跡傾斜和尾渦間距這三個動態(tài)效應可通過一個常微分方程組來表述； 四、增廣后的Peters-He15狀態(tài)入流模型，若采用時變的尾跡彎曲參數和動態(tài)畸變尾跡，雖能正確反映旋翼的他軸響應，但在幅值方面仍存在偏差；計入回轉變距力矩效應，能有所改善。此外，旋翼尾跡的收縮效應可