简介：本文介绍了各国军队购置与改进武装直升机的情况.重点叙述了美国陆军武装直升机AH-64分5个阶段的改进计划,各个阶段的具体改进内容和时间,以及要求达到的目标.最后介绍了RAH-66和H-1直升机的最新进展.

简介：本文概要地介绍了直8旋翼改进研制的特点和动力学匹配分析的工作思路。对立足国内技术进行研制的过程中,从桨毂构型选择、阻尼器布置方式选择、复合材料桨叶结构特性相似性设计、旋翼动力学优化设计和地慢转速设置等方面综合考虑旋翼与全机动力学匹配问题,并略述了对这些问题的分析、处理情况及结果。

简介：直升机经典颤振分析是研究刚性浆叶的最低阶挥舞模态与最低阶扭转模态的耦合不稳定性，经过直升机的理论研究与实验研究，已经形成了一套工程上实用的计算方法，这套方法是建立在金属铰接式旋翼之上。本文计算分析了某型机刻翼主浆叶翼型由NACA0012改进为TSAGI12．XX翼型后旋翼的经典颤振。

简介：随着武装直升机的发展,其火控系统也逐步趋于完善。本文分析了武装直升机的火控系统的发展过程及其特点和不足,提出了对武装直升机火控系统的改进措施。

简介：通过对CFM56发动机进气锥，内外涵分流环与放气活门等结构改进和操作使用改进的说明，分析了该发动机如何改善了吞水能力。

简介：广泛使用的米里米-8/米-17战术运输直升机(北约给的绰号是"河马")正在采用新技术进行改进,使其性能达到新的水平.在近几年之内,一种新的米-8直升机将投入生产,这种新米-8将有更大的升力能力,使用范围扩大和更好的作战特性.对米-8的广泛修改将使米-8/米-17的生产至少再运转20年.

简介：洛克西德·马丁公司已经公开了AtlasV的飞行体系改进方案,并且提供了设计靶场工作流程的原理.通过缩短靶场工作时间可以提高AtlasV的发射率,通过简化的、规范的操作可以提高操作可靠性.

简介：通过自定义本构关系和破坏准则的单元，建立了复合材料T型接头有限元模型，并模拟了承受面外拉伸载荷时接头的裂纹扩展和失效过程。分析结果显示相比使用已有的粘接单元，自定义单元能够更准确的模拟接头填充区域的裂纹扩展和最终失效形式。

简介：

简介：针对燃油增压泵在外场使用过程中连续出现的三起诱导轮叶片断裂故障,在失效分析的基础上,利用Pumplinx软件和Nastran软件,对诱导轮进行流场分析和疲劳寿命计算。结构强度校核结果表明,诱导轮的叶片强度和疲劳寿命存在设计裕度不足的设计缺陷。为此,提出改变叶片形状和增加叶片厚度的改进方案。厂内试验、发动机试车、试飞验证与考核证明,改进措施可行、有效。

简介：在开发有人直升机飞控系统应用软件的基础上,结合某型无人直升机特性,实现对该型无人直升机原有飞控系统应用软件的改进。该改进的飞控应用软件基于VxWorks多任务操作系统进行开发,通过硬件与软件相结合,实现了双余度管理,能够提升直升机飞控系统的控制性能及可靠性。通过在模拟仿真环境下的严格验证,该软件能够实现所设计的功能,并且能够使某型无人直升机正确有效地完成飞行任务。

简介：本文详细介绍了直升机旋翼试验台数据采集系统的功能,硬件配置以及软件设计方法.

简介：旋翼、斜梁折叠是舰载直升机特定的基本功能。从直升机旋翼/斜梁折叠电气系统分析出发,通过分析折叠系统工作原理和电气故障原因,提出系统改进方法。

简介：针对影响支持向量机辨识性能的核函数及相关参数，找出使辨识结果最佳的核函数；结合两种措施改进粒子群算法，优化相关参数，选择最佳的参数组合。对比BP神经网络和支持向量机对发动机起动过程的辨识结果，得到支持向量机的辨识精度和收敛时间优于BP神经网络，与起动数据基本一致。在训练样本存在噪声的情况下，验证了所建辨识模型具有很强的泛化能力。基于所建模型，计算了发动机的起动性能，其结果与起动数据吻合较好。该方法对发动机起动性能计算具有一定的理论指导和应用价值。

简介：

简介：利用六西格玛设计方法对直升机鱼叉液压系统进行了改进优化。详尽描述了六西格玛设计过程中识别阶段(Identify)、概念阶段(Concept)、设计阶段(Design)、优化阶段(Optimize)、验证阶段(Validation)在具体项目中的实施,揭示了六西格玛设计在产品改进设计过程中的重要意义。

简介：AC311直升机安装LTS101-700D-2发动机,在进行地面长试及大功率悬停时,出现主减滑油温度偏高以及滑油风扇工作频繁的现象。从散热效率、进气构型等方面对该故障现象进行了分析,理清出现此现象的原因,并对相应的改进措施以及验证结果进行了说明。

简介：美国国家航空航天局/喷气发动机实验室(NASA/JPL)飞往土星的凯瑟林飞行器将于1997年10月发射,利用4年时间到达行星轨道,然后于2004年抵达土星表面。该飞行器主推力矢量及姿态的控制由凯瑟林推进组件子系统(C—PMS)提供。此系统将使用大量军用高温常闭阀(NC)以完成未来11年持续飞行(MMD)的艰巨重任。这种高温阀应具备在未接到动作指令时,一直可使流动介质隔开的功能;而一旦打开,该阀应不妨碍介质流通且可防止内部介质泄满至阀外。为使外泄漏量满足飞行器行星飞行任务的要求,在仿Viking设计基础上对设计细节加以改进。本文提供的就是经过质量鉴定的设计解决办法;另外,它还提供了一种对作动后检漏的先进技术,此技术可更好地用来测试阀体内主要金属对金属间的气体内泄漏.

简介：提出了一种改进二分法的被动振动控制，它能够根据外界环境变化自适应调整电感大小，很好的克服被动控制鲁棒性差的缺点。在恒定激振力单模态和随机激振力下，将改进二分法的被动控制仿真结果与传统的被动控制仿真结果进行比较，从结果我们可以看到这种新方法控制效果理想。

简介：航天飞机轨道飞行器RCS主推力室采用先导式阀(POVs)来控制推进剂的流量。由于先导式阀有些固有的缺陷,因此新研制了直动式阀(DAVs)(参考文献1和2)。根据在所规定的使用条件下无泄漏的密封性、防金属硝酸盐的污染、不受供应管路压力波动的影响、具有足够的结构强度和循环寿命、以及与先导式阀互换性的初步要求提出了各项设计改进。考虑上述各项改进、设计、制造和试验了验证组件。验证组件的试验内容包括振动、响应特性和循环寿命,同时对阀门中装配的关键组件波纹管也进行了寿命试验。本文介绍了设计改进的细节,同时提供了相应的试验数据。