直升机飞行动力学数学建模问题

直升机飞行动力学数学模型是飞行控制系统设计的基础,也是直升机飞行品质设计和评估的主要手段。直升机是一个多体系统,在直升机飞行动力学建模过程中,必须考虑旋翼、机体与升力面等的运动耦合、惯性耦合、结构耦合和气动耦合以及非定常、非线性特性,给出各个运动部件的物理模型及其数学表达形式,是对不同假设、子模型进行分析和综合的一个复杂的过程。鉴于此,简要回顾了单旋翼带尾桨直升机飞行动力学数学模型的研究现状,着重描述了直升机飞行动力学数学建模中的旋翼气动力建模、直升机气动干扰建模、旋翼/发动机建模以及直升机飞行动力学模型的集成与综合的研究现状与研究进展。最后,针对直升机飞行动力学的数学建模提出了今后的研究重点。     

某型直升机进气舱流场数值仿真

针对某型直升机在悬停状态下发动机所出现的喘振问题, 提出了进气舱的7种结构改进方案, 用数值方法研究了在进气舱内增设圆弧形导流板和下移进气口下唇缘时进气舱/进气道的流场分布.仿真区域离散采用了非结构化网格和网格自适应技术.结果表明, 各方案进气舱/进气道在悬停状态下均存在不同程度的气流分离;在舱内侧增设导流板和改变进气口下唇缘尺寸可以改善气流品质.试飞试验表明, 增设导流板并下移进气口下唇缘可以防止发动机在悬停状态下发生喘振, 保证发动机性能.      

基于非结构嵌套网格方法的旋翼地面效应数值模拟

 建立了一个基于非结构嵌套网格的流场求解器,用来精确模拟复杂的旋翼近地流场,为更好地分析地面效应(IGE)对旋翼气动特性的影响提供一套计算方法。在该求解器中,控制方程采用惯性坐标系下的非定常N-S方程,空间方向上采用二阶迎风格式,并用背景网格的一个面模拟地面作用,以方便地面边界条件的处理。应用所建立的模型,首先针对有实验结果可供对比的旋翼无地面效应（OGE）流场进行了数值模拟,以验证计算方法。然后着重计算了IGE下流场中的桨尖涡空间位置和旋翼拉力增益,并对旋翼在小速度前飞状态下的近地流场及地面涡形成过程进行了模拟和分析。在此基础上,得出了一些有意义的结论。     

基于群集智能的协同多目标攻击空战决策

为使各武器平台利用数据链（TADIL）交换和共享信息,自主协同计算实现多目标攻击决策,本文基于NASA/Ames研究中心提出的群集智能（COIN）理论,构建以作战单元为智能体（Agent）的协同多目标攻击决策模型,并通过定义Agent的贡献度扩展群集智能架构,用于解决分布式异构Agent造成的系统难以准确收敛问题。为提高收敛速度,减少求解过程中的盲目搜索和提高已形成解的收敛,研究加入了构造性启发和改进性启发两类启发方法。实验表明所提算法同传统算法相比,具有更好的稳定性和扩展性,减少了计算量,收敛速度也有一定的提高。     

抢抓机遇奋起直追快速提升直升机旋翼技术水平

本文对我国旋翼从测绘仿制、引进生产专利、参考样机自行设计、对外合作到自主设计的发展历程进行了全面回顾,总结分析了旋翼技术的发展现状。面对几代人共同努力、来之不易开拓的旋翼研发新局面,在直升机蓬勃发展的今天迫切呼吁当代旋翼技术工作者适应新形势,努力实现直升机旋翼技术的跨越发展。     

直8型机主尾桨毂滑油渗漏问题分析与处理

自直8型直升机开始交付用户,在使用中经常发生主、尾桨毂滑油渗漏故障。为此设计和制造部门通过对故障现象、密封材料、密封件结构等进行分析和充分的试验,采取了相应的措施。这些措施经装机试飞验证取得了很好的实施效果。本文对该故障的分析和处理进行了介绍,供以后类似问题的处理参考。     

主动扭转智能旋翼模型试验研究

在国内首次进行采用压电片驱动的碳纤维弯扭耦合梁作为驱动机构的智能旋翼风洞试验。试验结果表明:主动扭转智能旋翼在高转速前吹风状态下,受控状态下的可动桨尖沿扭转输出轴上下偏转可以明显改变桨叶气动力的相应谐波分量,进而影响桨叶的振动,试验为主动扭转智能旋翼用于直升机旋翼振动主动控制奠定硬件基础。     

波瓣喷管红外抑制器装机状态引射性能分析

基于Fluent软件,针对波瓣喷管红外抑制器的不同装机方案,进行了其内部和动力舱全流场的数值模拟.通过数值模拟计算方法对比分析了波瓣喷管红外抑制器几种装机方案的引射性能,为工程上实施红外抑制器装机提供了一定的设计依据.     

RAH-66直升机红外抑制器剖析

本文介绍了RAH-66直升机红外抑制器的原理和特点,计算分析了旋翼下洗气流的速度、冷却空气进气口位置及面积大小对该红外抑制器性能的影响情况,并给出了计算分析结果.     

无人战斗机火力指挥控制原理研究

该项目开展了无人战斗机火力指挥控制原理相关概念及模型研究,就无人作战飞机自主对地攻击中的攻击决策、在线航路规划及水平面机动攻击等技术进行了深入讨论.研究结果可为无人作战飞机自主对地攻击的实现提供技术参考.