直升机尾桨定常载荷噪声的工程计算方法

对尾桨载荷噪声的预测方法进行了研究。尾桨载荷噪声用偶极子声源来描述;预测方法采用谐波法,即将尾桨载荷沿桨盘周向的周期性分布展开成各次谐波载荷的傅里叶级数形式,并代入用偶极子声源描述的声辐射公式中,从而求出尾桨桨盘外某观察点的声压级。理论推导和计算比较表明,在预测直升机尾桨定常载荷噪声时,其误差大小取决于算法中桨叶弦向载荷分布的数学描述与实际弦向载荷分布的吻合程度,并证明选取某种与实际弦向载荷分布较为相似的斜抛物线形来预测噪声误差很小。因此,可以将弦向实际载荷分布用某种弦向斜抛物线形载荷分布来代替,从而避免了计算桨叶实际载荷分布所带来的麻烦。最后,结合实际算例,对本文算法所产生的误差作了比较分析,并总结出了一个误差判据,从而使得本文算法能应用于直升机尾桨定常载荷噪声的工程计算。     

对直升机动力学的现状与发展的分析

对以旋翼动力学和飞行动力学为主体的直升机动力学研究进展回顾。主要讨论与飞行力学有关的旋翼气动力模型，旋翼结构动力学、气动弹性力学、飞行动力学模型与控制以及飞行操纵与品质等方面的进展，分析它们的现状，供有关直升机研究人员参考。     

直升机高次谐波主动抑振技术

从控制的观点阐述高次谐波控制（ＨＨＣ）基本原理,提出ＨＨＣ旋翼数学模型;机体振动数学模型;ＨＨＣ参数辨识;控制律设计以及数字仿真验证     

炮塔式枪炮在直升机空战中的使用要求和数学逆解

建立了直升机与武器系统的整体分析模式,并以直升机近距空战为例计算炮塔式枪炮的运动变化规律,从而直接为提高空中命中概率提供依据。     

机翼位置对复合式直升机旋翼-机翼干扰的影响

复合式直升机受到了越来越多的关注,但其分析手段还较少.结合自由尾迹算法和涡格法,编制了针对复合式直升机旋翼-机翼升力系统的气动计算程序,对于旋翼和机翼间的气动干扰情况进行了分析.计算了不同前飞速度下机翼位置对旋翼-机翼气动干扰的影响.从计算结果可以发现,在高速情况下,除旋翼扭矩外,气动干扰对机翼位置不敏感;低速时的干扰情况较复杂,还需要进一步研究;在旋翼不对称涡系下,机翼升力不对称,会产生滚转力矩.这对复合式直升机的设计能起到一定的指导作用.     

旋翼动态升力实验及理论分析

建立了计入动力入流的旋翼动载荷分析模型,在旋翼模型试验台上进行了悬停状态总距激振的铰接式旋翼动态升力实验研究,理论计算与试验吻合很好。分析表明,激振频率越小,动力入流对悬停状态旋翼动升力影响越大;静态总距越小,动力入流的影响也越大。     

无人驾驶直升机遥测系统设计及其实现

无人驾驶直升机要求其遥测系统能够在直升机高机动飞行的情况下确保遥测数据的可靠性;地面遥测设备要求简洁、高效、可靠以适应车载移动地面站安装使用.论述了无人驾驶直升机的参数测量、通信链路保障、以及遥测数据处理的设计与实现方法.该系统已经参加了多次外场试飞试验,实践证明其工作稳定可靠.      

旋翼与机身耦合的多柔体动力学方程

在分析旋翼系统的挥舞、摆振和变距运动的基础上，应用柔性多体理论建立旋翼系统的动力学方程，并利用超单元技术建立机身动力学方程，然后根据模态综合技术建立旋翼与机身耦合系统动力学方程。同时作线性处理，计算一个简单模型的固有频率，为旋翼与机身耦合系统的振动特性和响应分析提供一种新模型。     

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。     

自适应伺服惯性力发生器的特性与应用研究

研究了伺服惯性力发生器的基本特性及基在直升机振动控制中的应用。首先建立了由电液伺服控制器,电液伺服阀,液压作动筒、弹性元件和惯性元件组成的伺服惯性力发生器的数学模型;