带先进桨尖的模型旋翼悬停噪声计算与试验

为进行旋翼噪声水平对比,在全消声室开展了3副不同下反角桨尖模型旋翼噪声试验研究,完成了悬停状态下不同总距和不同观测点上的噪声测量试验,获得了多组噪声数据。数值计算方面,以RANS方程为主控方程求解旋翼流场气动信息,在获取精确声源信息的基础上,基于FW-H方程进行噪声计算和分析。在相同的状态下,计算结果与试验结果显示出较好的一致性,表明了本文数值方法的准确性。最后,根据试验结果,对比分析了不同下反角桨尖对旋翼气动 噪声特性的影响规律。     

边界约束对直升机尾操纵拉杆安装频率影响分析

针对某型直升机在飞行过程中出现脚蹬高频振动问题,通过飞行振动数据分析,确定了故障原因为尾操纵拉杆动特性不佳导致尾操纵拉杆局部共振,从而引起脚蹬高频振动。为了满足装配要求,尾操纵拉杆与安装支座之间为间隙配合,导致尾操纵拉杆边界约束存在不确定性,因此有必要进行边界约束敏感性分析。本文采用弹簧刚度表征尾操纵拉杆边界约束,并基于Ritz法建立尾操纵拉杆理论模型,分析讨论了边界约束对尾斜拉杆安装频率的影响,同时根据计算分析结果提出了相应的解决方案。经地面动特性试验和飞行试验验证,该解决方案可以有效改善该型机脚蹬高频振动问题,同时对后续操纵拉杆设计和分析具有一定的参考意义。     

基于无限元方法的直升机外部噪声仿真分析

为了准确地模拟直升机飞行中的外部噪声,建立了耦合计算流体力学/计算气动声学(Computational fluid dynamics/Computational aeroacoustics,CFD/CAA)的直升机机外噪声预测方法.气动计算采用CFD方法模拟旋翼、尾桨气动力以及气动干扰;噪声计算采用声学无限元方法,考虑...     

察打一体无人直升机机弹相容性技术研究

察打一体无人直升机因其机动灵活、可垂直起降、定点悬停实施精确打击等优势,越来越受到国内外市场的重视;然而相较于载人直升机,其机弹相容性问题更加突出。本文通过建立导弹动力学、尾喷流场等模型,对无人直升机发射空地导弹的离轨过程、尾喷流场、弹道以及载机响应进行了仿真和分析,给出了设计过程和方法,并进行了试验验证。结果表明,通过设计可有效地降低导弹与直升机间的相互作用,对同类轻小型察打无人机的研制也有一定的指导作用。     

基于遗传算法的直升机总体优化设计

遗传算法是一种可以混合整型、离散型和连续型变量一起使用的新兴优化算法，在单或多目标带约束优化设计领域有广阔的应用空间。本文在算例中采用与先验法相结合的遗传算法，以总体参数为设计变量，飞行性能和结构要求为约束条件，换算生产率为目标函数，并使用罚函数法处理成无约束的适应度函数，建立优化设计模型。对本文算例计算结果进行分析，可以使遗传算法更好地应用到直升机优化设计领域。     

可靠性信息在直11型机功能-可靠性适航审定中的应用

在直11型机的适航审定时，按CCAR25．15(二)的要求，要进行功能-可靠性飞行试验，以验证该机是否满足CCAR27．1301(d)和CCAR27．1309(a)的要求。本文基于直11型机外场收集的可靠性信息，论述了该机的功能-可靠性与条例要求的相符性，从而把CCAR21所要求的功能-可靠性飞行验证时间减少为38小时，显然，这将减少飞行试验时间，加快试验进度，为今后用可靠性信息来验证新研直升机的功能-可靠性与适航条例要求相符性提供了合适的方法。     

直升机实时仿真建模中的关键问题探讨

分析了直升机飞行动力学模型在型号研制过程中的重要地位，阐述了建立满足工程模拟要求的数学模型理论背景以及建模工作中的难点，研究了建立高置信度模型的主要方法，指出尚存在的问题以及当前研究工作的重点，从直升机飞机动力学模型组成结构出发，分别讨论了旋翼气动载荷模型及诱导速度模型，机身气动力模型，发动机模型和飞行控制系统模型的研究方法，及模型研究中问题的解决途径，文中还介绍了基于Newton-Raphson方法的非线性微分方程组算法，并针对模型算法的实时性进行了有益的探索。     

直升机后掠桨尖旋翼气弹稳定性研究

通过建立具有后掠桨尖旋翼气弹稳定性的分析模型，研究后掠桨尖旋翼气弹的稳定性。结构模型考虑了旋翼桨叶的偏置、预锥、预掠、预扭以及桨尖的后掠等多种旋翼参数及非线性影响，分析了不同桨尖后掠角几何参数对旋翼气弹稳定性的影响。数值结果表明，桨尖后掠对旋转旋翼桨叶气弹稳定性影响较大，桨尖后掠使一阶扭转频率增加，同时使一阶摆振阻尼降低，后掠桨尖单元的非线性转换关系对气弹分析结果有影响，桨尖后掠角越大这种影响越显著。