共轴式直升机地面共振的旋翼参数影响分析

建立了共轴式直升机地面共振分析模型,采用特征值分析法计算得到了直升机地面共振模态特性,分析了上下旋翼间距、旋翼摆振铰外伸量、摆振刚度及摆振阻尼比等旋翼设计参数对共轴式直升机动稳定性的影响。研究发现,减小上下旋翼间距可提高系统动稳定性,且不稳定中心远离工作转速;增大摆振刚度及旋翼摆振铰外伸量可提高系统动稳定性,且不稳定中心远离工作转速;增大摆振阻尼比可提高系统动稳定性,但不稳定中心稍接近工作转速。     

带机体状态反馈的直升机地面共振分析

建立了带机体状态反馈的直升机旋翼/机体耦合动稳定性分析模型,研究了机体反馈系数对直升机地面共振的影响。根据Floquet理论采用传递矩阵法计算了系统的模态频率及模态阻尼,并用非线性模型的数值仿真进行了验证。结果表明,机体滚转角位移和角速度反馈能有效地提高摆振后退型模态阻尼;但当机体滚转姿态角反馈系数过大时,以挥舞后退型模态为主的旋翼挥舞与机体运动之间相互作用,导致直升机出现动不稳定性。     

共轴式直升机旋翼/机体耦合系统动力学仿真

本文运用CATIA、ADAMS建立共轴式直升机旋翼/机体动力学模型,在ADAMS平台上对其进行动力学特性仿真。分析了共轴式直升机旋翼/机体耦合系统动不稳定的机理,上旋翼出现摆振后退型,且旋翼对机体产生的离心激振力频率与机体在起落架上的振动频率相近时,发生动不稳定现象,下旋翼对系统动稳定性产生不利影响,并确定了系统发生动不稳定的旋翼转速范围。与理论结果进行对比,验证了模型的有效性。     

直升机滑跑地面共振特性研究

依据直升机定常滑跑平衡特性分析得到的起落架定常载荷、旋翼操纵量及定常挥舞,结合起落架轮胎和缓冲支柱的静、动特性试验数据,应用自由振动理论计算得到机体侧向和纵向模态特性随滑跑速度的变化规律;采用计入几何耦合的旋翼液压阻尼器动力学模型,计算了定常滑跑时旋翼周期摆振响应,并得到液压阻尼器在"双频"条件下的等效阻尼;应用平面动力学模型分析不同因素对直升机滑跑地面共振的影响。结果表明,滑跑速度会降低机体侧向模态的固有频率;某型直升机旋翼总距为2°时,在22.8~31 km/h范围内定常滑跑时,直升机遇到较大扰动时将发生地面共振,且旋翼总距增加会降低地面共振的滑跑临界速度;直升机定常滑跑时保持小总距,小扰动,则不会发生地面共振。     

基于机体当量化的滑橇式直升机地面共振分析

针对滑橇式直升机不便于建立空间模型进行地面共振分析的问题,提出了基于有限元将机体参数当量至桨毂中心,当量结果可通过扫频激振试验验证,再采用平面模型进行地面共振分析的方法。采用所计算的当量参数对某型滑橇式直升机地面共振进行仿真分析,结果表明:该型机机体一阶模态与旋翼摆振后退型模态的共振转速在旋翼启动加速过程中可能达到,但系统具有足够的阻尼确保不发生地面共振;机体二阶以上模态与旋翼摆振后退型模态的共振转速远大于额定转速,不会引发地面共振。     

重型直升机飞行动力学刚弹耦合建模及空中共振稳定性分析

针对重型直升机（HLH）大重量、低转速的固有特性,提出了一种适用于重型直升机的飞行动力学刚弹耦合建模方法。该方法结合传统直升机飞行动力学与旋翼机体耦合动力学,将传统飞行力学的分析频段拓展到了5 Hz,额外考虑了桨叶和机体的弹性变形,基于阻抗匹配法推导出了显式的旋翼/机体耦合动力学方程,模拟了真实飞行状态下的直升机气弹耦合特性,利用该模型计算并分析了算例重型直升机的悬停飞行特性和空中共振稳定性。结果表明：旋翼机体耦合导致摆振前进型和机体弹性模态的阻尼-转速曲线先相互靠近至同一点再分离,可能引起直升机的高频瞬态振动;在摆振等效阻尼不足时,旋翼摆振后退型是不稳定的,但随着等效阻尼增加,摆振二阶周期型模态和机体弹性模态会出现耦合;桨叶弹性变形与机体弯曲模态及挥舞集合型耦合,但不会引起明显的不稳定现象。     

吊挂飞行对重型直升机空中共振稳定性的影响机理分析

飞行员驾驶重型直升机完成飞行任务时，可能出现与机体弹性变形有关的空中共振问题，且在吊挂飞行时会加剧，因此通过刚弹耦合建模与分析指出了重型直升机吊挂飞行时可能导致空中共振的3个耦合模态：旋翼摆振前进型-机体垂向弯曲耦合模态；旋翼-机体-吊索耦合模态；摆振后退型-机体滚转耦合模态。研究了这3个耦合模态对重型直升机空中共振稳定性的影响机理。分析结果表明：第1个耦合模态在重载吊挂悬停时最容易导致空中共振，而第2个耦合模态在轻载吊挂飞行时对空中共振稳定性影响最大，它们都会涉及旋翼摆振运动与机体垂向弯曲变形的耦合，但第2种会出现明显的吊索伸缩运动；第3个耦合模态会导致空中共振稳定裕度在重载吊挂时降低18%。     

失衡旋翼的直升机自激振动分析模型

直升机使用中很可能出现旋翼各片桨叶特性不一致的情况,为了研究失衡旋翼对直升机自激振动的影响,建立了适用于地面、悬停及前飞状态的旋翼/机体耦合动稳定性分析模型。采用当量铰旋翼模型,计入动力入流的影响,分别在旋转坐标系和固定坐标系中建立了桨叶及机体的动力学方程。以减摆器失效对直升机地面共振的影响为例,对桨叶及机体的时域响应进行了非线性数值仿真,用Floquet传递矩阵法计算了摆振后退型模态频率及阻尼,并用时域分析进行了检验。结果表明,其中一个减摆器失效后,各片桨叶摆振运动特性相差很大,系统的摆振后退型模态阻尼下降幅度高达60%以上。     

直升机旋翼/机体耦合非线性系统的动稳定性分析

为了准确反映直升机旋翼／机体耦合系统的动稳定性，建立了旋翼／机体耦合非线性动力学微分方程，在时域内求解微分方程得到各片桨叶的挥舞、摆振及机体的响应用以对系统进行数值模拟；为了获得系统稳定性的定量值，用快速傅立叶变换(FFT)确定模态频率，用基于傅立叶级数的移动矩形窗方法得到模态阻尼。地面共振分析表明，时域分析与特征值分析结果具有良好的相关性，并与试验值吻合，从而验证了该方法的有效性。大总距时，用时域分析得到的模态阻尼与试验值吻合得更好，该方法可用于具有非线性减摆器的直升机旋翼／机体耦合系统的动稳定性分析。     

舰载直升机旋翼/机体非线性耦合稳定性分析

基于多体动力学方法建立了舰载直升机旋翼/机体耦合系统的动力学模型,其中机体起落架模型由非线性的液压作动器和橡胶轮胎两部分组成,而舰船的横摇和纵摇以简谐激励的形式通过起落架传递给旋翼/机体系统.针对不同的舰船激振频率,研究舰载直升机起动过程中旋翼/机体系统的时间响应历程和动力学稳定性.结果表明:舰载直升机的机体和桨叶摆振自由度在舰船激励下均会出现极限环振动现象,并且当舰船激振频率与旋翼旋转频率相等时会激发出旋翼的摆振后退型模态的极限环振动,使旋翼重心偏离桨毂中心,进而可能导致“舰面共振”事故发生.      

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。