简介：本文介绍了在全机静力试验利用计算机自动控制进行协调加载时,控制软件如何控制飞机姿态;试验加载载荷分配的方法;在各个试验阶段加载分别采取什么样控制方法及在试验过程中人工干予措施等。

简介：折叠系统是舰载直升机的必备系统之一，折叠能否成功很大程度上取决于折叠定位控制信号的准确性。由于外场使用环境恶劣，原接触式微动开关故障率非常高，不能适应现有折叠系统。经对折叠定位控制原理、故障等情况进行理论分析，提出采用接近信号传感器替代传统微动开关的方法，经于国内某型号机上改装、验证，有效地解决了折叠定位系统的问题。

简介：用动量源法模拟了旋翼的下洗流,对壁面射流控制圆柱绕流的环量控制参数进行了研究,利用Fluent软件分析了缝隙位置、大小和数目等参数对尾梁气动特性的影响,获得了圆柱体尾梁上气动力随环量控制参数变化的关系。其中,动量系数(喷气强度)和缝隙几何参数对圆柱尾梁上气动力的影响是本文重点。研究结果表明,缝隙位置对圆柱体尾梁的气动性能影响明显;旋翼下洗流中单缝最佳缝隙位置与风洞中相差很大;采用多缝喷气可提高圆柱体尾梁的最大升力系数。

简介：从项目管理中的三角关系，装备质量进度成本一体化监督模型的可操作性和监督结果的可信性等方面，分析了武器装备质量进度成本一体化监督需求，研究了装备项目一体化监督函数具有的依概率收敛、边际效益递减律和极值等条件，利用卡诺质量模型，以统计均衡分析方法为手段，阐述了项目管理一体化监督函数的生成及求解过程。结合装备研制过程，采用定性分析与定量计算相结合的方式，在大质量观的主导下，以直-8型直升机典型故障为实例，阐明了项目一体化监督函数的求解过程，开展了项目监督风险决策和风险预警工作。

简介：针对小型无人直升机低空、低速作业环境给飞行控制的精度和操控性带来的技术问题,研究了基于模型参考自适应的飞行控制律。首先介绍了模型参考自适应控制器的基本形式,改进了对输入敏感的MIT自适应律。随后提出了一种该改进的MIT自适应律的设计方法,以及理想模型选取时需要考虑的问题和方法。最后通过仿真,验证了所设计的模型参考自适应控制器能够使飞机很好地跟踪上理想模型,具有较好的工程应用价值。

简介：根据美国《航空周刊》和《航宇日报》的报道，RAH-66“科曼奇”(Comanche)是波音-西科斯基公司为美国陆军研制的新一代隐身侦察和攻击直升机。该机目前正处在工程和制造发展阶段(EMD)。一段时间以来，“科曼奇”直升机的重量控制已成为该项目的一个“口号”。控制重量已成为“科曼奇”项目的重中之重。

简介：本文介绍了某直升机动部件工程设计更改中需要考虑的几个问题,在设计更改过程中综合了适用性、经济性因素,给出了最佳更改设计方案.采用疲劳强度设计技术设计了增强型卡环,通过部件静力和疲劳试验,验证了各设计因素的影响,给出了更改设计后部件的疲劳极限和限制值要求.

简介：良好的机体动力学设计可以有效地降低直升机机体的振动水平。直升机机体动力学设计的前提是准确计算直升机机体主模态的固有频率。提出了基于集中质量模型的全机固有频率计算方法,并以某型直升机为例将此方法计算结果与有限元计算结果以及试验结果进行对比,结果表明该方法相比传统有限元方法具有计算快,能够突出全机的主要动力学特征,同时避免局部模态对主模态的干扰的特点,计算精度满足工程实际应用的需要。

简介：直升机机动稳定性试飞和强度试飞都涉及过载试飞,但试飞方法有很多不同之处。对机动稳定性试飞和强度试飞中的过载包线试飞理论进行讨论,对不同试飞方法的特点、风险点、注意事项进行分析,可以为试飞提供参考意见。

简介：简要介绍了大型喷洒塔的功能组成，介绍了喷洒塔云雾参数标定的目的，给出了云雾参数标定方法，制定了标定流程，最后给出了部分标定结果，并对结果进行了分析，提出了建议。

简介：为克服直升机在无卫星信号时定位精度不高的缺陷,研究一种适用于直升机上的地形辅助导航方法。在地形辅助导航系统航行规划中,为保证匹配定位精度,必须选择具有较强地形适应性的匹配区域,所以利用两种不同特征的地形进行仿真试验来修正惯导系统指示航迹误差。结果表明,采用等值线匹配算法的地形辅助导航应用在直升机上,是正确的和有效的,可以取得良好效果。

简介：本文回顾了复合材料疲劳可靠性的发展历程,重点报告了复合材料疲劳可靠性最新厂家成果;复合材料疲劳损伤形成与损伤扩展的两阶段论,这一理论更新了传统采用的单一疲劳损伤全过程。

简介：在直升机动部件飞行载荷确定方法研究中。本文试图用新的结算方法代替传统的结算方法。这种新方法既经济又准确,在Z9机动部件飞行载荷测试中应用,取得了良好的效果。

简介：本文简要介绍了桨—涡干扰(BVI)预测的一些情况(预定尾迹法、自由尾迹法、等环量曲涡元法和CFD/CSD耦合法等)。总的来说,在桨—涡干扰预测方面已取得了很大进步,但要达到准确预测桨—涡干扰尚需作进一步努力。

简介：某型机试飞时发现,直升机悬停时的起飞重量,比理论计算值低150kg以上,比国外类似机种飞行手册中的数据低约220kg。详细介绍了排查该型机悬停性能问题的方法和具体所做的工作,给出排查的结果,提出了一些改进建议,可以为国内其它机型解决类似问题提供参考。

简介：分离涡数值模拟方法（DES）在物面附近求解雷诺平均Navier-Stokes方程，在其他区域采用大涡模拟方法，兼具前者计算量小的优点和后者能模拟大分离湍流流动、计算精度高的优势。论文分别采用RANS和DES方法对舰船空气流场进行数值模拟，通过所得流场结果与实测数据的对比分析，说明DES方法对大分离流动具有更强的模拟能力，更加适用于舰船空气流场预报。

简介：针对无人直升机抗风性能不足的问题，将自抗扰控制方法应用于无人直升机位置控制律，该位置控制律在常规内外回路控制架构的基础上，外回路采用非线性反馈，利用扩张状态观测器（ESO）进行动态扰动补偿。此文详细阐述了设计方法和工程应用问题。半物理仿真结果表明，该控制方案具有较强的抗扰动性，位置控制精度得到显著提升。

简介：悬吊式静力试验中,由于试验件结构重量、假件重量、加载设备及测试设备重量等因素的影响,引起试验测量结果偏移。为修正试验数据,通过研究提出一种简易快速的数据处理方法,原理为对试验数据采用基于二乘法线性拟合,然后根据截距进行零点偏移。以某型直升机全机静力试验为研究对象,采用该方法处理应变测量数据,结果表明该方法提高了试验数据的真实性,能较好地修正试验件结构重量等因素对试验结果的影响,对同类问题具有很高的参考价值。

简介：本文提出一种实用的以刚度设计为主的直升机硬式操纵系统设计方法,运用结构优化理论和敏度分析技术,对系统自身结构和系统机体支持结构分别进行刚度和强度设计.

简介：无人直升机试飞是验证无人直升机设计指标,检验质量和提高性能的重要手段。试飞是无人直升机系统研制和技术发展的关键环节,贯穿于飞行研究、新机设计、生产和使用的全过程。试飞工作具有高综合性、高复杂性和高风险性,是一项复杂的多学科系统工程。实现国内无人直升机加速发展的关键是突破飞控技术,而飞控技术的初期摸索就是在系留试飞的基础上进行的。对系留试飞现状进行分析和研究,分析了各类系留试飞方法,确定了一种适合飞控系统调参的系留试飞方法。