神经网络在直升机概念设计中的应用

运用人工神经网络算法得到了单旋翼布局直升机的总体参数和部件重量估算方法,为直升机方案论证初期提供了一个快速有效的决策手段.对神经网络应用了多种训练算法,并与传统回归公式进行比较,可以发现采用BR训练算法的神经网络具有比传统回归方法更好的非线性表达能力,同时又表现出比LM,SCG等常规训练算法更好的范化能力,对训练样本和检验样本都有较高的估算精度,适用于型号设计初期的参数估算.     

冲击环境与质量载荷效应

一、引言在制定或实施产品部件冲击规范时,常遇到这样一个问题:部件重量(质量载荷)的变化是否要导致部件冲击环境(规范)的改变?资料[1]汇编了美国很多公司的一些产品冲击试验数据,其中有关数据表明,部件重量变化对冲击环境没有什么影响,但文中又认为部件重量变化要影响到冲击环境,因此建议对此矛盾问题作进一步专门研究。后来就出现资料[2],此文作了大量冲击试验及冲击谱计算与比较工作,最后发现部件重量变化与冲击环境之间不存在可以预示的关系,其结果仍     

直升机对风切变的响应

本文研究了直升机对风切变的动态响应。文中采用两种不同的风切变模型,按规范要求,利用对数模型分析了直升机对风切变的动态响应,利用线性模型分析计算了风切变参数对直升机动稳定性特征根的影响。所用的桨叶具有水平铰外伸量,桨叶根部有弹性约束,且仅考虑桨叶的刚性挥舞运动。诱导速度在桨盘处的分布则采用王氏固定涡系涡流理论所导出的诱导速度非均布公式。本文对直升机动力学方程不作线化处理。 本文推导计及风切变速度的旋翼力和力矩、旋翼挥舞运动方程和直升机动力学方程,最后以某型直升机为算例,用较好的计算方法计算了平衡数据和稳定性特征根以及对风切变的响应,并分析了风切变参数对稳定性的影响。     

直升机某部件飞行状态的载荷分布特点研究

结合直升机的飞行载荷特点及使用要求,采用某型直升机动部件飞行测量载荷数据,经过“三峰谷点”雨流计数法统计处理,对飞行中实测到的183个飞行状态分别进行统计处理,假设检验及回归分析,确定了每个飞行状态的载荷分布类型及飞行状态的损伤,最后压缩归并成对直升机某动部件产生较大损伤的18种飞行状态,并提出了飞行状态中载荷的分布类型对直升机动部件的寿命有较大的影响。     

变直径旋翼直升机飞行性能研究

为了研究旋翼直径变化对直升机性能的提升作用,将旋翼动力学综合模型与机身模型相耦合,采用前飞配平方法计算稳态时旋翼操纵量和机身姿态角,从而计算直升机需用功率。通过研究直升机功率与旋翼半径、前飞速度、直升机起飞重量以及飞行高度之间的关系来确定直升机需用功率的降低幅度,同时也分析了旋翼桨距和机体倾斜角随旋翼半径和前飞速度的变化趋势。在中高速飞行时,特别是高速飞行时,旋翼半径的变化可以显著地提升直升机的性能。当飞行速度为200km/h、旋翼半径减小20%,需用功率可降低37.6%。随着飞行高度的不断增加,在低速到中速飞行时直升机功率减小幅度会减小,在高速时功率减小幅度会增大。旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼半径减少而增加,机体纵横向倾斜角随半径减小而减小。     

TB6钛合金疲劳试验过程中的声发射信号特征

随着直升机应用越来越广泛,其内部关键部件在高强度运行中疲劳裂纹的检测愈发显得重要,常规无损检测技术无法对裂纹的产生与变化进行实时监测。通过对直升机常用部件材料TB6钛合金进行疲劳断裂试验,使用声发射检测技术采集试验过程中的声发射信号,采用小波能量系数经历图分析方法,综合特征参数经历图分析和小波分析对信号的特征变化进行研究,研究表明:该材料的疲劳断裂过程经历了四个阶段,各个阶段的声发射特征量有明显转折点,裂纹开始萌生时可以观察到声发射特征参数和小波能量系数有明显跳变,声发射信号的中心频率随时间推移有向高频移动的趋势,这些特征规律为TB6钛合金部件的声发射动态监测和健康评价提供了参考依据。     

改进遗传算法的纵列式直升机总体参数优化设计

研究纵列式双旋翼直升机总体参数的优化设计方法,在分析双旋翼气动干扰对旋翼气动特性影响的基础上,采用改进的遗传算法,以运输效率为目标、以飞行性能和重量效率等参数为约束条件,建立优化设计模型,优化纵列式直升机总体参数。以CH-47D纵列式直升机为优化算例,计算结果表明,本文提出的优化方法是可行的,优化效果良好。     

一种适用于直升机概念设计的飞行力学分析方法

为提高直升机概念设计阶段飞行性能计算的准确度,提出一种适用于直升机概念设计阶段的飞行力学分析方法。该方法在直升机配平计算开始之前,预先设定不同飞行状态下机身姿态角的数值,在配平计算过程中把平尾纵向位置和尾桨垂向位置当作未知量,通过调节平尾纵向位置及尾桨垂向位置,使机身姿态与该给定的机身姿态角相等。采用这种方法,当改变总体参数时,可忽略机身姿态改变对飞行性能造成的影响,从而可以分析直升机总体设计参数对飞行性能的影响,并对总体参数进行优化以满足设计技术要求。     

美国直升机噪声预估系统的现状和发展趋势

本文简要地介绍了美国新近发展的直升机噪声预估系统——ROTONET,指出了各阶段的ROTONET系统的适用范围和特点,着重分析了MD500E和SA365N-1直升机的飞越噪声计算和试验的对比结果,以说明该系统的有效性,并表明美国在直升机系统噪声预估技术方面的现状。最后对目前正进行的第四阶段ROTONET系统的研究及今后发展的方向作了介绍。     

一种分析滑橇式起落架直升机"地面共振"的方法

针对滑橇式起落架直升机，提供了一种“地面共振”动力稳定性分析的方法。首先，针对滑橇式起落架在承受直升机重量与旋翼升力时产生大变形的特点，逐级用有限元法计算其刚度和变形，并通过与地面库伦摩擦系数的比较，判断滑橇式起落架与地面接触的橇筒所受摩擦力的大小以及与地面产生的相对运动；其次，考虑滑橇式起落架与直升机相连阻尼器的作用，将有限元计算弹性刚度的方法拓展到适用于复刚度的计算；最后，根据直升机旋翼桨毂不同的结构形式，用桨叶振动模态法对滑橇式起落架的直升机进行“地面共振”动力稳定性分析，并通过算例得到验证。工程实例分析结果表明，本文方法具有物理概念清晰、运用方便的特点，能适用于各种旋翼结构形式的滑橇式起落架直升机的“地面共振”分析。     

小型太阳能无人机技术特点及关键技术研究

在国内外太阳能无人机的发展现状基础上,总结了小型太阳能无人机技术特点,给出了概念设计阶段主要参数的估算公式。根据某小型太阳能无人机概念设计阶段的参数,分析了太阳能无人机的关键技术,并展望了未来太阳能无人机的发展方向。。     

基于统计分析的战术通用运输直升机概念设计方法

提出了一种基于统计分析的战术通用运输直升机概念设计方法.针对战术通用直升机的特点,确定了其设计要求;通过建立战术通用直升机总体参数数据库;利用统计分析方法,进行重量、旋翼参数和功率分析,选择总体参数;建立了适合战术通用运输直升机的总体方案评价准则.最后以NH90TTH直升机为算例验证了本方法的可行性和有效性.     

某系列直升机水平测量的尺寸测量分析与研究

某系列直升机水平测量的尺寸测量采用"扫描法"来检查水平测量点的变形位移。通过探讨相关测量方法的原理和意义,分析直升机水平测量点变形的原因并给出相应维护建议,以期对直升机修理过程中动力部件的装配及机体维护提供参考和帮助。     

直升机旋翼旋转噪声的估算

准确地预估直升机噪声水平是直升机噪声研究的主要目标之一。本义以Farassat的亚音速时域公式1A为基础,给出了旋翼旋转噪声的估算方法,适用于任意观察位置和各种直线飞行状态。在不考虑桨叶弹性的条件下,导出了用于数值计算的延迟时间方程和声压计算公式中各被积函数的表达式。本文以国内Z—8直升机旋翼和国外1/4缩比的UH—1旋翼模型为算例,对悬停飞行条件下的旋翼旋转噪声进行了计算。在此基础上,讨论了桨叶叶尖马赫数、桨盘载荷和桨叶翼型对噪声的影响。     

LHD部件的失效机理与数值计算

通过检测数据的分析,探讨了LID部件潮解失效机制的物理、化学过程。根据质量作用定律,分子运动论和碰撞理论,给出了扩散系数的假定,从而建立了数学模型。利用建立的模型,对半径为P_o的实球体进行了数值计算。计算结果表明:描绘的曲线和拟合公式与试测曲线和回归公式相对比,形式上基本一致。由于部件实际形状并非实球,假设的参数很难与贮存条件一致,因此数值上有差别,这是很自然的。     

适用于直升机俯仰与滚转机动分析的广义动态尾迹模型

现有的直升机操纵响应计算方法,给出的他轴耦合响应往往与飞行实测结果符号相反,这是由于仿真模型未计入机动时的尾迹弯曲。本文建立了尾迹弯曲的模型,推导出角速率与一次谐波入流分量之间的关系,据此对旋翼的广义动态入流模型进行了增广和修正;以某机型为算例,分析了直升机俯仰或滚转运动对他轴耦合响应的影响。本增广模型为通用模型,适用于任意机型,无需依赖特定机型的经验公式,即可正确计算直升机的他轴响应。     

复合材料旋翼桨叶剖面扭转刚度计算

本文对Krahula,J.L.等人提出的“圣维南扭转的有限元解”作了合理的改进,使改进后的公式能很方便地编成计算程序,作复合材料旋翼桨叶的扭转刚度计算。还应用改进后的公式计算了两种型号直升机旅翼桨叶的扭转刚度,计算值和试验值有很好的一致性。     

基于6σ设计的复合推力高速直升机总体参数多目标优化

针对复合推力高速直升机总体设计阶段总体参数的选择问题,提出一种提高可靠性和鲁棒性的基于6σ设计的改进多目标遗传算法优化方法。采用叶素理论和数值积分的方法分析计算了复合推力高速直升机气动及飞行性能,并以此为基础建立了约束函数和初步目标函数模型;将6σ设计融入改进的多目标遗传算法中,构造最终目标函数;在给定有效载荷设计要求下,对复合推力高速直升机总体参数进行了多目标优化设计。该方法获得了所需的Pareto解,优化后的复合推力高速直升机飞行性能相对原机有了较大改善,算例结果表明该方法有效可行。     

直－九直升机地面共振当量模型及稳定性分析

本文推导了直升机地面共振当量模型中的当量质量、当量刚度与当量阻尼的计算公式，分析了机体动力特性及其主要影响因素，并运用当量地面共振二维模型计算了直一九直升机旋翼／机体耦合地面共振稳定性。在此基础上分析了机体阻尼与旋翼阻尼各自对直－九直升机地面共振稳定性的影响。计算与分析结果表明，未国产化的直－九直升机在使用范围内不会发生地面共振，这与直一九宜升机实际使用情况相符合。所用计算模型及计算机程序可直接用于直－九直升机国产化中地面共振稳定性分析。     

攻击直升机作战效能评估

攻击直升机是现代战争中最具威胁的作战兵器之一,作战模拟对于武器系统作战效能分析具有不可替代的作用。本文用马尔柯夫过程建立了直升机在威胁环境中攻击一个地面目标的数学模型,导出了攻击任务成功率、目标被击毁率和直生机损失率等效能的表达式和计算方法,讨论了攻击直升机的费用-效能关系、最优战斗时间以及通过计算实例说明改装机载电子对抗设备对作战效能的影响