武装直升机旋翼下洗流对空空导弹发射的影响

探讨了直升机旋翼下洗流的形成、分布和影响。首先研究了空空导弹发射后最初阶段，穿越该下洗流区域的运动特性和弹道轨迹变化；其次研究了这种变化对空中攻击精度的影响。在此基础上还研究了降低这种影响、提高直升机空中攻击精度的方法。用某型直升机空中攻击的仿真证明，该方法是有效的。上述结论对直升机火控系统设计具有重要的参考价值。     

直升机双线摆式吸振器的动特性研究

双线摆式吸振器是位于直升机旋翼旋转平面内用来吸收该平面内桨毂纵、横向激振力的动力吸振器，能随旋翼转速而调谐。本文以桨毂安装多个相同的双线摆构成双线摆式吸振器为研究对象，从阻抗角度导出了机身／旋翼／双线摆式吸振器耦合系统的时域与频域运动方程，可求得在旋翼旋转平面内桨毂中心与双线摆质量块对桨毂中心外激振力的响应，并在其基础上重点研究了旋翼旋转平面内桨毂中心纵、横向所受激振力及加速度阻抗、吸振器结构设计参数和调谐等对吸振器减振性能影响的规律。本文结论对这类吸振器的设计具有指导意义。     

基于事件的无人直升机分布式飞行控制系统实现

利用中间件TAO及其事件服务机制,设计了分布式飞行控制系统。为了实现该系统,开发了公共事件服务组件(包括事件提供组件和事件消费组件),其他需要事件服务的组件对其进行简单地调用,就可以实现分布在不同计算机、不同操作系统、应用不同语言编写的组件之间的通信。仿真结果表明：这种实现方式大大增强了系统组件的重用性,使组件之间解耦,提高了系统设计的效率,降低了开发费用。     

直升机旋翼试验塔电力拖动系统特性分析与仿真计算

直升机旋翼试验塔主拖动系统功率大、负载特性特殊,选择以中压变频交流调速系统作为主拖动是一种较为理想的方案。本文针对旋翼负载特性,建立了基于矢量控制的变频调速系统仿真模型,分析计算了不同机型旋翼负载的起动特性及调速性能,论证了三电平中压变频调速方式用于直升机旋翼试验系统的可行性,为旋翼试验塔的研制设计提供了理论依据。     

碟形轴对称无人直升机总体设计

在研究碟形轴对称无人直升机气动特性的基础上,选择碟形无人直升机总体参数并提出了一个总体方案;给出了碟形无人直升机的飞行性能计算方法;建立了碟形无人直升机飞行动力学模型,分析碟形无人直升机的操纵性和稳定性,并进行飞行仿真验证。结果表明：本文提出的碟形无人直升机的总体设计方案和设计方法是可行的。     

地炮对武装直升机间瞄射击最优火力分配

最优火力分配是指当目标性质和地段幅员、诸元误差、散布表征以及发射弹数一定时,如何选择合适的射向间隔和距离差,使对目标射击的毁伤程度达到最大值。目前已建立的最优火力分配模型基于二维,只适用于对地面目标射击,而对武装直升机行间瞄射击时,应采用三维条件下的最优火力分配模型。因此,本文研究了地面火炮射击低空飞行的直升机的最优火力分配问题,推导了评定射击效率的三维模型,建立了最优火力分配的三维数学模型,解决了三维条件下最优火力分配的定量计算。     

小型无人直升机活塞式电喷发动机冲速段的控制策略

针对小型无人直升机使用的活塞式电喷发动机的冲速段特性, 给出了折线法的转速指令控制策略, 并与常用的固定斜率转速指令增量的方法进行比较。通过开车试验数据分析, 折线法能够有效地解决冲速段的富油和冲速问题, 实现冲速段的转速控制, 并且具备较强的鲁棒性。      

基于FW-Hpds方法的直升机旋翼气动噪声指向性分析

本文使用基于可穿透数据面的Ffowcs Williams-Hawkings方程(FW-Hpds)的预测方法分析了跨声速直升机悬停旋翼气动噪声的指向性。通过求解三维非定常欧拉方程计算了近场噪声,通过延迟时积分方法和求解FW-Hpds方程计算远场噪声。预测了跨声速UH-1H悬停旋翼的高速脉冲噪声(HSI),然后计算了不同观测点处的声压级,并通过声压级在不同方向上的分布分析了HSI噪声的方向性。根据本文研究发现HSI噪声在桨盘平面上最大,在转轴方向上最小,和其它研究者的结论一致。     

直升机球柔性尾桨桨毂连接件疲劳试验技术研究

本文介绍了一种直升机球柔性尾桨桨毂连接件疲劳试验方法,重点研究了尾桨桨毂连接件疲劳试验时力学计算模型的建立与力学计算模型试验验证,试验结果表明力学计算模型正确,试验方法可行。     

直升机/发动机系统综合控制半物理仿真

基于直升机/发动机系统综合控制半物理仿真试验平台,针对直升机/发动机系统综合模型和综合控制算法进行数字与半物理仿真试验研究.提出了一种串级PID(proportional integration differential)+扭矩前馈+总距补偿的系统抗扰控制算法,并提出了基于机载简化发动机模型的多模式综合实时优化控制算法.试验结果表明:所建立的 直升机/发动机系统综合开闭环模型能够模拟发动机从起动到慢车再到直升机飞行的整个过程,自由涡轮转速超调量和下垂量均在4%以内,在不同飞行条件下,动静态品质均满足设计要求.本文还进行了综合系统多模式优化技术的半物理仿真,结果表明所设计综合控制律的良好工程应用前景.