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.      

变转速旋翼直升机性能及配平研究

 为研究变转速旋翼直升机性能及配平特性,本文以旋翼动力学综合模型为基础,研究了样例变转速旋翼直升机旋翼需用功率随旋翼转速、前飞速度、起飞质量和飞行高度的变化,以及旋翼总距、纵横向周期变距和桨轴纵横向倾斜角随旋翼转速和前飞速度的变化关系。研究结果表明,降低旋翼转速可明显降低旋翼需用功率,有利于提高直升机航时、航程和升限等性能指标。旋翼转速变化对直升机配平影响明显,配平限制了旋翼工作于过低的转速,另一方面,旋翼转速过低反而有可能增加旋翼的需用功率。旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼转速的降低而加大,旋翼桨轴的纵向倾斜角随转速变化不大,横向倾斜角随旋翼转速的降低而减小。     

直升机尾传动系统扭转振动建模与特性

将直升机传动系统简化为轴段和当量圆盘的串联系统,建立了直升机尾传动系统扭转振动的等效多自由度动力学模型.模型中考虑了啮合齿轮对的综合啮合误差激励和尾减齿轮的啮合刚度.针对系统的扭转动力学方程,求得了系统的扭转振动响应,分析了直升机尾传动系统在轴的不同扭转刚度和齿轮的不同啮合刚度下的扭转振动的特性,结果表明:与尾斜轴相联的当量圆盘的扭转角位移始终比与水平轴相联的当量圆盘的扭转角位移的数值大,即与尾斜轴相联的尾减输出齿轮振动大于输入齿轮;当轴的扭转刚度变化时,水平轴相联的当量圆盘与尾斜轴相联的当量圆盘的扭转角位移变化的趋势相反;啮合刚度对系统扭转角位移的影响比较大,在建模时应当给予重视.