● 摘要
纵列式双旋翼直升机以其载重量大、纵向重心范围大等特点，广泛用于中型运输直升机。比较准确的直升机飞行动力学模型可以有效地分析直升机的性能，而运用数学方法建立纵列式直升机的飞行动力学模型是开展操稳特性分析、飞行实时仿真、飞行控制系统设计等的研究基础。本文结合工程型号研制，以建立纵列式直升机飞行动力学非线性数学模型为主线，开展了以下几个方面的研究。（1）建立纵列式直升机飞行动力学非线性数学模型，包括旋翼操纵系统模型、双旋翼干扰模型建立纵列式直升机的飞行动力学模型的关键点是操纵系统模型和双旋翼干扰模型的建立。本文通过分析纵列式双旋翼操纵系统原理建立纵列式直升机双旋翼操纵系统模型，并根据参考资料中试验所得的经验公式建立纵列式双旋翼间的干扰模型，然后利用叶素理论和王氏涡流理论，分别推导左旋旋翼和右旋旋翼的载荷计算模型，从而建立纵列式直升机全机载荷的非线性飞行动力学数学模型。（2）对所建立的纵列式直升机飞行动力学数学模型进行配平计算，计算结果初步验证了所建模型及各子模型的正确性和精度对本文所建立的纵列式直升机飞行动力学模型提出了可行的配平计算方法——牛顿迭代算法，针对样例机CH-47B，运用Fortran程序编制了相关计算程序进行配平计算，得到的配平计算结果和参考数据吻合良好，说明所建模型的可行性，可以进一步进行飞行品质分析。（3）利用小扰动原理，对所建立的纵列式直升机飞行动力学数学模型进行稳定性、操纵性导数计算，其稳定性状态矩阵的特征值和参考文献的数据结果一致利用小扰动理论，采用数值法对所建纵列式直升机飞行动力学非线性数学模型进行线性化，获得了纵列式直升机纵横向耦合运动系统状态方程和纵横向非耦合运动状态方程。根据所得到的状态方程，运用Matlab函数解得稳定状态矩阵的特征值数据，并与参考文献数据比较可以看出，结果基本一致。分析结果可以看出，悬停时，样例机的纵向和横向的非周期运动模态是稳定的；振荡模态是不稳定的。定常前飞时，该样例机纵向非周期运动模态不稳定；纵向振荡模态是稳定的；而横向非周期运动模态稳定；横向振荡模态不稳定。