旋翼涡尾流与下洗流场的计算方法

 以重点考察旋翼尖涡的运动为目标来构想一种悬停和前飞旋翼涡尾流的理论计算方法.首先从预定的广义尾流入手,并引入尖涡涡核作用的半经验修正,对旋翼的自由尾流进行计算分析.然后在环量收敛与尾迹收敛的条件下,计算拉力以满足拉力收敛准则.之后,作为本方法的工程应用,文中给出了计算的旋翼沿火箭发射线的下洗速度分布并作了简单分析.从理论上说,文中所发展的方法可以为进一步研究尖涡的生成模式与涡核结构所应用,同样也可以预测旋翼的涡诱导流场.     

领航主机约束化的多四旋翼无人机编队航迹优化方法

针对多四旋翼无人机编队队形保持不变情况下的航迹优化问题,在飞行过程中以图论方法为基础将四旋翼无人机编队看作一个虚拟刚体,将编队中的跟随无人机看作领航四旋翼无人机的约束来处理,优化过程中仅考虑领航四旋翼无人机的最大转弯半径约束、队形变换时间约束及转换而来的约束,并将编队飞行所需能量最小作为优化目标,求解多四旋翼无人机编队定时到达目标的航迹优化问题,然后基于Gauss伪谱法对领航四旋翼无人机进行航迹优化,将其转化成一个非线性规划问题。仿真结果表明,利用本文提出的算法可以获得一条平滑飞行航迹,满足定时到达目的地约束、多无人机性能约束和环境约束要求;所获得的航迹能安全绕过障碍物,提高了无人机编队的生存能力,有一定的工程应用价值。     

大连管制空域未来规划的设想

近几年来，我国民用航空业得到突飞猛进的发展，由此引发了高速增长的空中流量和落后的流量管理之间的矛盾，这种矛盾集中体现在90年代中期空管系统的差错率明显增高。适应空中交通的新格局，充分利用空域，保障飞行安全，是空中交通领域面临的首要问题。空域是航空器活动的空间范围，是机场和航空事业赖以生存和发展的必要条件。     

新世纪我国航空器隐身技术发展思路研究

研制并装备具有良好隐身能力的航空飞行器是未来几十年我国航空器隐身技术的总体发展目标。为了达到这一目标，需要分阶段开展大量的预先研究突破若干关键技术，并开展相关技术验证。全隐身战斗机、隐身歼击轰炸机、隐身战略轰炸机或无人机研制项目的开展，不仅会增加我军装备的高科技技术含量，而且会提高相关领域的技术水平，产生很高的军事和技术效益。     

后掠桨尖旋翼气弹响应及载荷分析

以动力学模型和气动模型相匹配为原则,建立了后掠桨尖旋翼的细致气弹模型。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、下反等多种旋翼参数。气动模型计入了旋翼尾迹诱导的不均匀入流,分析了不同桨尖后掠角对旋翼气弹响应及桨毂载荷的影响。数值结果表明,桨尖后掠对扭转响应影响较大,对挥舞响应影响较小。适当的桨尖后掠有助于降低桨毂垂直振动载荷。配置例题的气弹模型有助于提高载荷预估精度。     

基于ORB的交叉双旋翼无人直升机视觉跟踪控制系统

为了使交叉双旋翼无人直升机在全球定位系统（Global positioning system, GPS）信号不稳定的情况下实现对目标的视觉跟踪,设计了一种交叉双旋翼无人直升机视觉跟踪控制系统。首先,设计了一种视觉模块,对跟踪目标进行图像处理,利用基于方向性快速的特征点检测和旋转BRIEF(Oriented FAST and rotated BRIEF,ORB)描述子特征匹配和矩形检测,获取跟踪目标的中心点像素坐标,通过相机模型和旋转矩阵解算出跟踪目标的中心点实际位置。然后,设计了一种跟踪控制模块,采用串级比例积分微分（Proportional-integral-derivative,PID）加前馈的控制结构,为了限制极限位置和最大加速度,位置控制中采用平方根控制器,姿态控制中设计了一种交叉双旋翼姿态控制机构。之后,通过飞控地面站搭建仿真环境,对添加视觉模块的飞行控制系统进行仿真验证,结果表明,无人直升机可以很好地跟踪到视觉模块输出的期望位置。最后,进行实验验证,在设定最大飞行速度为1 m/s的条件下,姿态角最大为8°左右,位置与期望位置之间的误差最大为0.08 m,可以实现交叉双旋翼无...     

直升机技术发展的若干问题

讨论了直升机技术的发展及现状。首先，简要介绍了直升机技术研究的主要内容，然后讨论了其中的几个方面，包括：旋翼载荷预估、旋翼气动弹性分析、复合材料结构动力学、旋翼噪声预估。讨论着重于分析模型，分析方法和参数敏感性，借以反映当前直升机技术研究的现状，并探索进一步的研究方向。此外，文中还强调了分析预估与试验结果吻合关系分析的重要性。     

悬停状态旋翼流场显示的试验研究

介绍了悬停状态旋翼流场显示的试验方法及相应的试验装置，阐述了用干冰汽化时产生的烟雾作为流场显示介质的优越性。指出显示介质的选用应综合考虑介质对流场显示效果的影响、介质对设备和操作人员的危害及试验的经济性和可行性等因素。并对烟雾喷嘴与旋翼相对位置对流场真实性的影响进行了研究，着重研究了浆尖涡喷嘴的不同径向位置位置对流场边界的影响及确保流场真实边界应采取的措施。最后，用试验的方法定性分析了浆叶片数、浆尖速度及浆叶安装角对悬停状态旋翼流场几何开状的影响。试验结果表明，本文研究方法与国外同类试验相比，在达到同样的流场显示效果的情况下，具有试验费用低、操作简便和对人、设备无危害的优点。     

直升机旋翼系统可靠性分析方法研究

对直升机可修复的旋翼系统进行可靠性分析，确定了可靠性模型，在收集的现场数据的基础上，构建了故障树，且估计了随机截尾数据的威布尔分布参数，并对旋翼系统的可靠性进行了计算机模拟，还划出了可靠度曲线。     

直升机涡环状态速度边界的试验研究

直升机作带功率下降时，若操纵不慎，容易陷入涡环状态，如果没有足够的高度，就会造成坠地事故。目前，与涡环现象有关的飞行事故仍时有发生。因此，中国民航与南航直升机所合作开展子‘直升机如何避免涡环事故’的课题研究，模型试验研究是在南航直升机研究所自动研制的大型试验设备－旋臂机上进行的。本文介绍了继垂直升降试验之后的斜下降试验，试验结果显示出涡环状态的旋翼气动力和力矩的非定常特性以及不同下滑角的影响，尤其