武装型直升机隐身设计和光电探测系统应用探讨

为了提高武装直升机在遭遇制导武器威胁下的战场生存力,可在直升机的隐身设计技术上采取多种手段。阐述了雷达隐身、红外隐身、可见光隐身和激光隐身等技术特性,为武装直升机总体隐身设计提供技术参考。     

旋翼桨涡干扰噪声开环桨距主动控制研究

直升机在斜下降飞行时旋翼产生的桨涡干扰(BVI)噪声十分严重,桨距主动控制是降低旋翼BVI噪声的有效手段之一。为摸索其对旋翼BVI噪声的影响规律并阐释其机理,开展了开环桨距主动控制对旋翼BVI噪声的影响研究。建立能够计入开环桨距主动控制的旋翼自由尾迹模型,并结合翼型气动力模型及基于FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的旋翼载荷噪声计算模型,建立旋翼BVI噪声开环主动控制模型。以40%缩比的4桨叶BO-105直升机模型旋翼为算例,在风洞配平状态下开展开环桨距主动控制对旋翼BVI噪声的影响研究。通过分析算例旋翼在不同相位、幅值的桨距主动控制下的BVI噪声声压级、桨盘气动载荷及桨盘迎角分布,总结出开环桨距主动控制影响旋翼BVI噪声的规律,并初步阐释了其机理:适当的桨距主动控制可改善桨盘迎角分布,降低桨涡干扰位置附近的桨叶气动载荷,从而降低BVI噪声。     

小型无人直升机建模与鲁棒飞行控制研究

以某小型无人直升机为对象,采用分体法分析了机体各部分受力情况。根据力与力矩的平衡关系,获得了无人直升机完整的非线性飞行动力学数学模型。基于所建模型,进行了所有飞行状态下无人直升机的配平计算。根据配平结果,获得了悬停时的线性状态空间模型,在考虑风扰动前提下,采用H∞静态输出反馈控制方法对无人直升机内外回路控制器进行了设计。仿真结果表明,所建模型的配平结果与实际直升机特性基本相符,验证了模型的有效性;H∞综合控制方法较好地实现了对扰动下无人直升机状态的控制,表明该算法具有良好的鲁棒性、解耦性及跟踪特性。     

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。     

直升机桨叶运动参数监测仪设计

利用激光相位—三角测距原理,设计了直升机桨叶桨距、摆振角、挥舞角和同锥度等运动参数的现场监测仪;给出了硬件结构图和关键电路设计;详细设计了主控单片机、SD卡以及USB之间的接口电路;在细致分析采样数据特点和监测要求的基础上,对激光位移传感器进行了选型。     

无人直升机自动航线飞行控制律设计与仿真

无人直升机具有悬停、小速度全向机动、大速度前飞等飞行能力,其飞行包线范围大,对飞行控制律设计的要求很高。无人直升机在进行自动航线飞行时,不仅涉及的飞行模态多,而且需要满足复杂的飞行航线需求。根据无人直升机复杂的航线飞行特点,对其航线飞行过程进行区域划分,针对不同划分区域,采用工程上常用的PID控制方法和衰减软化技术,设计了高度控制器、纵向位置控制器、横向位置控制器、协调转弯控制器和控制器问的切换算法,并进行典型航线飞行的数字仿真。仿真结果显示,无人直升机飞行航迹与设定航线的重合性较好,模态切换稳定平滑,从而验证了无人直升机自动航线飞行控制律设计的正确性,为后续工程应用奠定基础。     

先进的直升机传动系统技术应用研究

对国外部分先进直升机传动系统技术应用进行了分析与研究,介绍和总结了国外部分先进的直升机传动系统设计理念、主要结构和相关参数,可为从事直升机传动系统的设计人员提供参考与借鉴.     

直升机进气道参数的试验分析

过试验的方法,分析在不同来流速度和不同机身攻角状态下各部件对直升机进气道性能的影响,并模拟了进气网罩结冰对进气道性能的影响。结果表明,当来流速度或进气流量增加的时候,总压恢复系数下降,进气畸变减小;偏流片和进气网罩均使进气畸变减小;附面层泄流槽在前飞时能使进气畸变明显减小;进气网罩堵塞使总压恢复系数下降,同时进气畸变减小。通过结果分析,得出了进气道优化设计的建议。     

某型直升机操纵系统铝合金收口拉杆端头裂纹故障分析与解决措施

某型直升机操纵系统铝合金拉杆端套多次出现裂纹问题,导致拉杆与接头松脱,操纵功能失效,影响了飞机的正常使用和飞行安全.对此从拉杆产品设计结构、制造工艺、材料等方面系统分析故障原因,提出了设计结构改进措施,并验证了改进措施能够彻底解决操纵拉杆端套问题,使操纵系统拉杆产品质量与性能稳定性得到显著提升.