直升机操纵参数和姿态参数的换算和修正

陈山虹
中国飞行试验研究院，西安710089

文章摘要:主要分析总结在平衡特性试飞中，直升机操纵位移与相关参数的换算关系，即得出总距操纵位移的换算关系、总距操纵响应的重量修正、航向操纵位移的换算关系、横向操纵位移和倾斜角的换算及修正、纵向操纵位移和俯仰角的换算及修正。
文章主题:直升机 操纵响应 航向操纵 试飞 姿态参数 俯仰角 重量 换算关系 修正

文章内容：第2卷飞行试验第4期直升机操纵参数和姿态参数的换算和修正陈山虹(中国飞行试验研究院西安710089)摘要主要分析总结在平衡特性试飞中,直升机操纵位移与相关参数的换算关系,即得出总距操纵位移的换算关系,总距操纵响应的重量修正,航向操纵位移的换算关系,横向操纵位移和倾斜角的换算及修正,纵向操纵位移和俯仰角的换算及修正关键词直升机平衡特性操纵位移飞行试验尾禁口一口●^口,6直升机重量旋翼半径旋翼转速真空速旋翼实度桨叶剖面半径总距操纵位移尾桨桨距尾桨拉力系数重力系数尾桨航向力矩符号表△力旋翼反扭矩系数纵向力矩系数法向过载对总距的变化桨心在水平坐标的相对值,:专尾桨桨心垂直坐标相对值,一尾桨至重心的水平距离旋翼锥体后倾角自动倾斜器倾斜角迎角俯仰角桨叶摆振角传动比阻力桨尖平面相对于初始桨距不变平面的变化大气相对密度旋翼角速度需用功率大气密度桨叶弦长桨叶片数脚蹬操纵位移旋翼拉力系数后向力系数侧向力系数尾桨航向力矩系数功率系数横向力矩系数水平铰外伸量相对值,一尺桨心在垂直坐标的相对值,责尾桨至重心的相对水平距离,了尾禁'一旋翼锥度角旋翼锥体侧倒角自动倾斜器俯仰角侧滑角航迹角倾斜角桨叶惯矩:(1～景).后向力蹀浆,帆儿一一几禁鬈尺,巩帆三一第2卷第4期陈山虹.直升机操纵参数和姿态参数的换算和修正331引言在直升机性能,操稳,平衡机动性3个试飞课题中,均存在着把实际试飞状态参数换算,修正到标准状态的问题.其中性能,操稳课题均已解决此方面的问题,唯有平衡特性课题的标准换算,修正问题,因涉及的换算关系多且复杂,一直未予解决.针对此,在某型机技术攻关中,对这方面进行了一些研究,着重解决了总距操纵,航向操纵,横向操纵,纵向操纵位移与相关参数的换算和修正,为今后直升机平衡特性试飞数据处理提供一个实用的试飞计算方法.总距操纵位移的换算对于单旋翼直升机,根据主旋翼相似准则,在拉力系数,功率系数和前进比保持不变的情况下,各操纵参数保持不变,即:,,16】6ⅳ口'一.丽一'—2(—');而在上述参数保持不变时,旋翼桨叶叶素攻角保持不变,在前进比保持恒定条件下,可以认为总距的大小与拉力系数成正比,即.—,而=?,……/,厶16<>?丽)=会?.'--2'],一.=()?(1)?由(1)式不难看出,总距的大小与重量的大小成正比,与大气的相对密度成反比,与旋翼转速的平方成反比.3总距操纵响应的重量修正在重量和大气条件一定时,试验.-可-一西,卫忆,由单位总距引起的旋翼拉力变化为:=,2在各操纵参数不变情况下,对于给定大气条件,可以认为保持不变,即?=,2-一毙.即总距操纵响应的大小与重量成反比34飞行试验2004年12月4航向操纵位移的换算由直升机空气动力学可知,直升机的航向平衡方程为一,,+.(一)+一0.≈7'——尾浆=【一了'尾浆'￡尾桨,在总距不变条件下,旋翼拉力系数不发生变化,如果自动倾斜器横向偏斜不发生变化,则.不发生变化,可以认为≈;,而7一丁尾桨'尾桨一了''7'专兀()...一=.72,由于脚蹬操纵位移与尾桨桨距成正比,而尾桨桨距;正比于尾桨拉力系数《,所以:二墨兰:2(《)22而反扭矩系数正比于主旋翼功率系数,所以一__一1?2.-.22\2/\/【一(1)?(2)一.---!],—.—,.,同理一薏一?也就是说,在总距和纵向,横向操纵不变情况下,脚蹬位移或尾桨的桨距大小与需用功率成_比,与空气相对密度成反比,与旋翼转速的立方成反比.5横向操纵位移和倾斜角的换算及修正前飞时直升机的横向平衡方程为+△篆+飞一0【.+尼+7—0而.=,??艨一?=一6+第20卷第4期陈山虹.直升机操纵参数和姿态参数的换算和修正35由于水平铰外伸量是一常值,而一一百,在总距不变条件下,,.,,6保持不变,<>?.△一—(6十)甩浆一(尾紫/尾紫)将升桨力矩,尾桨力矩表达式代入力矩平衡方程得'++6五十一0'尾篥一一"等号两边微分得在悬停时,前飞情况下,(,++(2一.一一—_丛一一——-(2)'尾扣+)7尾紫)…一2?7'号2?7'一了].一()一3一—(—)由力的平衡方程可知两边微分得<>2'7'≈—.++一0尾桨,++77一尾桨≈7',小扰动条件下)'一一一一(3)由(3)式可以看出,在总距不变条件下,不变,倾斜角的变化只与自动倾斜器倾斜角和旋翼反扭矩系数或需用功率系数有关.由需用功率系数定义可知<>16发16ⅳ:==赢一.丽两边对数微分得—ⅳ△()ⅳ△一一一3一…3用代替,式(2),(3)变为36飞行试验2004年12月式中0.,一—一3警)一一—_二犁,尾檠(+)5一一一一—"5,6纵向操纵位移和俯仰角的换算及修正00由亘升机空气动力字目知,亘升机的纵同半衡方程日写为一了'(一)++:+帆身++:一0而△,,一一(+糠)——7'(口+,2)蘩≈(一机)一<>?.(一三)+(口+一)—-2口<>(,口+)+:身+.+一0在总距不变条件下,,口保持不变,等号两微分得=+百,_-十一.一(?(—一3警),+(,+07")由直升机的纵向璃平衡方程可得∑一(一口)一(一口)一—一0一口一0+(一)对于地轴系,纵向平衡方程可写为(一)一(一)一0—0假定(一)≈一则丁(一,)一11(口+)一一0一一2参考文献[13杨松山等?直升机自转着陆特性和回避区曲线的试验研究,中国飞行试验研究院,1998.[23王适存.直升机空气动力学.西北工业大学,1965.[33602所译.直升机的操纵性和稳定性.航空工业出版社,1989.