直升机涡环状态边界的飞行试验研究

直升机涡环状态边界的确定对直升机飞行安全具有重要意义。为验证辛宏、高正通过模型试验得出的理论涡环边界线 ,研制开发了一套涡环状态边界的机载测试设备 ,制定了一套飞行试验方案 ,在 R2 2直升机上进行了飞行试验。通过试飞 ,明确了直升机进入涡环状态的首要特征现象是机头开始出现航向摆动 ,摸清了直升机进入涡环状态后的一些运动规律。通过对试飞数据的处理 ,得到了实测涡环边界线以及对应的临界垂直下降率和安全下滑角。本文首次提出了涡环状态过渡区的概念 ,指出当直升机进入过渡区时应立即顶杆增速 ,便可有效改出涡环状态。同时也得出结论 ,直升机一旦陷入涡环状态 ,如不施加有效操纵是不会自行退出的 ,并且愈来愈严重。

RACTICAL BOUNDARY IN HELICOPTER VORTEX-RING STATE

通过模型旋翼试验得到了合理的直升机涡环边界判据,并由此计算得到了直升机通用涡环状态边界.为验证该边界,进行了试飞验证工作,并得到了一些新的结论.综合试验研究、理论研究和试飞结果,提出了直升机下降飞行的"两线三区"的概念,使直升机涡环边界图更加合理,更为实用.