某型无人直升机遥控系统BIT技术研究与实现

机内测试 (Built- In Test,简称 BIT)是一种能显著改善系统或设备测试性和诊断能力的重要技术手段。文中研究如何在遥控系统中运用 BIT技术来提高其测试性 ,并提出了一种分层测试方案 ,研究成果已应用于某型无人驾驶直升机 ,满足了遥控系统的测试性要求     

直升机红外抑制器两种进气方式下的实验研究

利用地面模拟试验件通过实验比较分析了两种进气方式对红外抑制器性能的影响。为了模拟直升机前飞和悬停两种状态,在模型上端开口,分别引入旋翼下洗气流和前端进气,对比分析了这两种状态下模型壁面温度和红外辐射强度的大小。结果表明:引入速度为18 m/s的旋翼下洗气流使得模型壁面内外两侧均受到冷却气膜的保护,从而使壁面温度降低了36%;同时再引入流量为0.2 kg/s的前端进气,可使红外抑制器模型在3~5μm和8~14μm的红外辐射强度分别降低为原来的11%和28%。     

直升机复合材料桨叶修理

介绍了某型直升机复合材料桨叶缺陷、损伤的检测方法和复合材料桨叶的修理方法,并叙述了桨叶修理后的试验。     

Nonlinear dynamic modeling of a helicopter planetary gear train for carrier plate crack fault diagnosis

Planetary gear train plays a significant role in a helicopter operation and its health is of great importance for the flight safety of the helicopter. This paper investigates the effects of a planet carrier plate crack on the dynamic characteristics of a planetary gear train, and thus finds an effec-tive method to diagnose crack fault. A dynamic model is developed to analyze the torsional vibra-tion of a planetary gear train with a cracked planet carrier plate. The model takes into consideration nonlinear factors such as the time-varying meshing stiffness, gear backlash and viscous damping. Investigation of the deformation of the cracked carrier plate under static stress is performed in order to simulate the dynamic effects of the planet carrier crack on the angular displacement of car-rier posts. Validation shows good accuracy of the developed dynamic model in predicting dynamic characteristics of a planetary gear train. Fault features extracted from predictions of the model reveal the correspondence between vibration characteristic and the conditions (length and position) of a planet carrier crack clearly.     

基于拓扑优化和形状优化的桨叶结构设计

直升机旋翼桨叶剖面结构设计是研究旋翼动力学设计的基础。提出一种联合拓扑优化和形状优化的 两级优化设计方法,可用于桨叶剖面结构的设计。第一级优化以变密度法(SIMP)作为拓扑优化的材料插值方 法,以桨叶体积最小化为设计目标,约束桨叶节点位移和应力,建立桨叶的拓扑优化求解模型;第二级优化以重 构的桨叶模型为基础开展形状优化,降低局部应力集中以及找到合理的边界节点位置。对优化后的模型进行 有限元分析,结果表明:通过拓扑优化和形状优化的两级优化,能够得到满足强度和稳定性要求的结构布局,为 桨叶结构设计提供指导方案。     

基于直升机/发动机非线性综合仿真模型的ALQR控制器设计

构建了UH-60A直升机六自由度非定常、非线性气动力模型以及完整的直升机/涡轴发动机非线性综合仿真模型。使用增广LQR方法设计了直升机飞行控制器,包线内大量仿真结果及与 控制器效果的对比表明该控制器解耦性能、指令跟踪性能优越,鲁棒性强。此外,该控制器设计过程简单和调参方便。借助上述综合仿真模型研究了发动机闭环系统与直升机的功率匹配关系,数字仿真表明,发动机能够满足直升机机常规飞行任务下的功率需求,功率涡轮转速下垂量满足直升机飞行操纵品质规范（ADS-33E）的要求。     

亚热带气象条件下直升机雷达罩常见损伤及设计对策

本文通过对亚热带气象条件下使用的部分直升机雷达罩故障统计及分析,给出了雷达罩系统在亚热带高盐雾地区使用时外观及性能的变化规律以及常见的结构损伤形式,为直升机雷达罩在该类地区更合理地使用及维修提供了较为准确的依据。同时,通过分析对比,本文还给出了亚热带气象条件下使用的直升机雷达罩在设计及制造时可以借鉴的基本原则。     

可动平尾对直升机纵向飞行品质的影响

简单介绍了直升机纵向飞行品质对平尾设计的基本要求，提出了可动平尾的设计思想，概述了直升机的可动平尾的工作原理及其工作环境。然后主要分析了可动平尾对直升机纵向飞行品质的有利影响，其中包括可动平尾的“主动控制”能力、“低速配平”能力和“总距配平”能力。分析表明，可动平尾设计是直升机构型造反和初始设计时一个较理想的方案。     

减速器等效试车大纲瞬态循环次数的当量计算研究

直升机传动系统主、尾减速器等传动部件的寿命考核,大量采用等效试车方法进行,对试车大纲中的瞬态载荷循环次数的当量处理是编制大等效比试车大纲的主要困难。本文采用MINER线性累积损伤法则,提出了一种有效的处理方法。并在Z9国产化尾减速器的1:1长试大纲的编制和考核中得到成功的应用。     

基于加速度计和角速率陀螺的超小无人直升机姿态控制系统

设计了一种基于加速度计和角速率陀螺的超小型无人直升机姿态控制系统;由卡尔曼滤波算法融合加速度计和陀螺数据,实时估计最优的直升机姿态信号;根据最优的姿态反馈信号,飞行控制系统采用参数自整定的模糊PID控制方法得到舵机控制信号,从而实现了超小型无人直升机的姿态控制。