谢强
- 作品数：12 被引量：17H指数：3
- 供职机构：中国飞行试验研究院更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术更多>>
- 某涵道式尾桨直升机垂尾载荷实测研究被引量：1
- 2018年
- 结合某涵道式尾桨直升机载荷谱试飞,研究分析垂尾实测载荷。通过地面载荷校准试验,采用多元回归分析,建立了载荷方程,统计了直升机典型飞行动作下的垂尾载荷,系统地分析了该型直升机垂尾实测载荷的影响因素,研究了载荷随直升机飞行状态参数的变化规律,讨论了不同直升机科目下的垂尾载荷变化规律及影响因素,建立了直升机部件实测载荷数据分析方法,为直升机后续试飞提供技术支持。
- 王泽峰谢强
- 关键词：直升机垂尾
- 直升机机动稳定性试飞方法
- 2018年
- 机动稳定性是直升机飞行品质的一项重要特性,影响直升机机动飞行的能力。本文通过对机动稳定性原理的分析,介绍了两种在实际飞行试验考核中使用的方法,并通过试验数据对比,得到了两种方法的优缺点,对以后直升机机动稳定性试验的实施具有一定的参考价值。
- 谢强党维李亮明
- 关键词：飞行品质飞行试验
- 舰载直升机着舰飞行特性评估方法研究被引量：3
- 2019年
- 为了贴近实际作战任务需要,保证舰载直升机发挥最大的作战效能,本文基于着舰的任务内容和使用环境,分析了对飞行特性的需求,结合ADS-33E设计了一套适用于着舰任务的舰面任务科目单元(MTE),基于试验结果使用模糊综合评价法进行预评估。通过实际的着舰试验,使用驾驶员等级评定(PRS)方法给出最终的驾驶员主观定性评价,期望对舰载直升机飞行试验提供一定的技术参考。
- 谢强党维
- 关键词：飞行特性
- 武装直升机中等幅度姿态敏捷试飞方法研究
- 2017年
- 姿态敏捷性是反映武装直升机机动能力的一项重要指标。通过对中等幅度下的姿态敏捷性的试飞原理的分析,得到其与操纵功效之间的区别。对于不同的响应类型,给出了对应的试飞操纵输入方法。最后,依据ADS-33E对某型武装直升机的仿真数据进行了分析。
- 谢强党维李亮明
- 关键词：飞行试验
- 装配自由涡轮轴发动机直升机旋翼转速超限分析
- 2017年
- 装配自由涡轮轴发动机的直升机试飞过程中,可能出现旋翼转速超转的问题,文中从直升机旋翼的工作状态和发动机/旋翼控制系统两方面入手,对该问题进行了分析,指出了导致这一问题的原因,并初步找到了一种解决问题的方法。
- 谢强党维张华
- 关键词：直升机旋翼转速
- 直升机/载舰动态界面研究
- 2019年
- 分析了舰载直升机的使用特点,对直升机/载舰动态界面(Helicopter and ship dynamic interface,简称DI研究方法进行了简要介绍;初步建立了直升机在动态界面上的刚体动力学模型,给出了舰载直升机稳定性判据,为直升机舰面使用维护包线的制定和试验提供了依据。
- 李亮明谢强张华
- 关键词：舰载直升机
- 特殊大气环境下格尼襟翼的气动特性被引量：1
- 2019年
- 临近空间飞行器和火星探测飞行器首要面临低雷诺数、跨声速的特殊气动问题,针对此特殊环境下低雷诺数翼型的格尼襟翼增升方案,基于CFD方法开展了数值计算研究。对不同雷诺数、马赫数条件下,后缘加装不同高度格尼襟翼的Eppler387翼型的气动特性进行了对比分析,结果表明格尼襟翼增大了翼型的前缘吸力和后缘压差,从而显著增大了翼型环量和升力。在较高的马赫数下,格尼襟翼使翼型上表面低压区的范围扩大,对激波位置略有推迟。合适高度的格尼襟翼提高了翼型的最大升阻比,在中高升力系数下能够明显增大翼型的升阻比。研究结果能够为临近空间飞行器和火星探测飞行器的设计及改进提供技术支持。
- 崔钊谢强张华韩东李建波
- 关键词：火星低雷诺数跨声速流动气动特性
- 直升机不可逾越速度下降转弯试飞研究
- 2018年
- 从试飞安全的角度出发,对直升机不可逾越速度下降转弯试飞动作进行研究。首先,理论分析了直升机不可逾越速度下降转弯试飞过程中可能存在的风险点;其次,针对可能存在的风险点,以某型直升机试飞为例,在该机上完成相关飞行状态参数、振动参数,以及载荷参数传感器的加装和校准工作;同时在该科目试飞过程中,对直升机上关键的飞行状态参数、关键振动参数和关键载荷参数进行实时监控,保证了该型直升机不可逾越速度下降转弯试飞的安全,为后续直升机试飞安全进行技术积累。
- 王泽峰谢强
- 关键词：直升机转弯试飞
- 一种基于模型的试飞试验点全寿命周期管理方法
- 本发明提供一种基于模型的试飞试验点全寿命周期管理方法。该方法包括：将试飞试验点定义为试飞业务的产品，建立试飞试验点概念模型，将试飞试验点分解为多个最小可执行对象，构建最小可执行对象模型，利用试飞试验点概念模型和所有最小可...
- 丁军亮刘瑜肖文富杜毅洁谢强
- 直升机桨叶载荷校准试验的解耦实践被引量：3
- 2014年
- 本文围绕直升机桨叶载荷校准试验中出现的摆-挥、挥-摆耦合问题,阐释了一种快速、高效的摆-挥、挥-摆解耦方法。该方法通过建立摆振方向加载角度与挥舞电桥输出电压之间线性拟合关系实现摆-挥解耦,并通过计算挥-摆耦合系数,估算、调整摆振单片位置实现挥-摆解耦。最后,本文以某型直升机桨叶载荷校准试验的解耦结果、校准曲线和载荷方程,验证了该解耦方法的正确性和有效性。
- 李永寿谢强程卫真
- 关键词：直升机桨叶解耦
