简介：为了解决直升机的振动问题，人们一直在研究各种减振技术。如何通过降低旋翼的激振力实现减振，是国内外这方面研究的一大课题。本文即对为降低旋翼激振力的减振优化设计分析的途径及其指针、桨叶设计分析模型、优化设计方法及灵敏度分析技术，以及减振研究的最新发展方向和需进一步研究的问题等方面进行分析和讨论。

简介：民用直升机只有取得各个阶段的适航合格证才能进入市场运营,而适航审查的效率和水平又直接影响了民用直升机项目的进度和质量。为提升直升机企业的适航业务管控效率,主要研究了当前我国民用直升机企业的适航审查模式,提出了一种适用于我国民用直升机企业的适航业务模式,并以型号案例验证了该模式的可行性和高效性。

简介：根据北斗卫星系统工作原理，提出了北斗卫星通信导航信号激励器的方案设计和在直升机型号设计中的应用。该激励器具有模拟北斗卫星通信导航信号的功能，其作用是在航电系统地面综合联试中，为机载北斗接收机和组合导航系统提供激励信号。

简介：为降低直升机旋翼噪声水平,本文建立了一种通过改变旋翼噪声辐射方式的降噪方法.运用脉冲近似和傅立叶变换法对非均布桨叶产生的气动噪声进行研究,并采用三角调制改变旋翼桨叶的间距角,从而避免声学能量在单一通过频率上集聚,使其重新分布在一系列不同的通过频率上.文中给出了分析桨叶非均布噪声特性的方法,分别对3片、4片、5片及6片桨叶构型产生的相对声压幅值和相对声压级进行了计算和分析,并绘出了相关的频谱图.通过分析,得到一些有意义的结论.

简介：本文分析了直-8型机气动和水动设计中的有关问题,如旋翼翼型后缘加片、定距巡航、定速续航、定速爬升和水中稳定性等。这些分析和试验为直-8型机的研制奠定了技术基础。

简介：应用反复迭代的思想，建立了一套起落架总体布局参数的设计方法，并在已有型号进行了设计验证。验证结果表明了设计方法的有效性。

简介：简述了翼型设计的基本方法，针对翼型设计方法的不足，提出了格子-波尔兹曼方法在直升机翼型设计中应用的思路。从基本原理和特性上介绍了格子-波尔兹曼方法，以典型翼型为算例进行了对比分析。经数值模拟表明格子-波尔兹曼方法在翼型计算时具有良好的精度，与传统CFD方法相比，计算过程中并行加速性更为明显，适用于大规模并行计算。其网格处理简单，程序编创简洁，能有效地提高直升机翼型设计效率。

简介：复合材料波纹梁作为吸能元件,应用到直升机抗坠毁设计中,由于其在直升机设计中的重要性和复杂性,对复合材料波纹梁结构元件的研究在提高直升机抗坠毁性能方面仍是一个重点。从材料特性、波纹梁结构尺寸、薄弱环节的设置以及铺层对吸能的影响等角度出发,阐述了波纹梁结构元件的设计思想以及设计之初需重点考虑的几个方面,分析了诱角设置、铺层等对提高比吸能能力的贡献。

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：采用系统工程的方法对倾转旋翼、机身及尾面组合模型风洞试验进行了试验设计,根据试验任务书进行需求分析,对组合模型及协调运动结构进行了介绍,同时对机翼和平垂尾测力、测压方法进行了阐述,对悬停和过渡状态PIV布局进行了规划,最后给出了部分典型的试验结果。

简介：

简介：建立了某型直升机的小扰动运动方程,并将该模型分解为纵向模型和侧向模型,提出了前飞控制律应达到的稳态指标。以该型直升机为被控对象,采用输出反馈线性二次型调节器(LQR)技术设计了前飞控制律。通过数字仿真验证了控制律能够较好地实现直升机的前飞性能,为工程应用提供了一定的理论依据。

简介：本文介绍在某直升机原理性旋翼浆叶的研究中，立足国内设计分析，材料、工艺及试验等技术，开展自行设计研制，从浆叶气动参数配置，结构铺层设计，材料工艺准备，产品试制试验以至试飞验证的主要过程；概括地描述了这副复合材料旋翼浆叶的技术特色；总结和讨论了在设计与工程研制中所遇到的一些典型问题及其处理方法。

简介：本文根据以往直升机型号研制中存在的性能或图样设计与RMS分析设计脱节的问题,提出了实现性能与RMS综合一体化的技术方法,以期满足使用部门的要求,实现直升机RMS新的跨越。

简介：直升机自转进入和退出是直升机机动飞行经常遇到的状态,它的特性是由直升机旋翼和发动机的安装特性共同决定的,该状态的发动机控制是典型的直升机与发动机的综合控制。本文介绍了直升机自转进入和退出发动机控制逻辑的设计和验证。

简介：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。

简介：

简介：本文提出了应用直升机动力学设计技术对风轮叶片和塔架分别建模,应用模态综合技术分析风轮/塔架耦合系统动力学特性的方法.分析了孤立风轮叶片、塔架系统的振动特性与风轮/塔架耦合系统振动特性之间的变化,指出了在风轮叶片和塔架系统振动特性设计中应考虑的一些因素.

简介：直升机旋翼动力学国防科技重点实验室(中国直升机设计研究所部分)是由“七五”期间建成的旋翼机身组合模型实验台,“八五”期间建成的实验大厅、测试大楼和新添置的测试设备,2吨级旋翼试验台及尾桨试验台组成。实验室的主要研究方向是旋翼涡系研究、旋翼流场及干扰流场研究、高性能新型旋翼研究、旋翼非定常空气动力学研究、旋翼气弹耦合动力学特性研究等。该实验室目前共有研究员8人,高级工程师1人,工程师5人,人员年龄结构合理,专业分工明确,技术力量雄厚。直升机旋翼机身组合模型实验台是实验室的主体,在该实验台上已圆满地完成了大量的直升机课题预研和型号试验任务:旋翼模型下洗流场试验,地面效应试验,桨尖轨迹测量试验和表面压力测量试验,旋翼模型悬停试验。国防科技重点实验室基金课题“复杂地形时旋翼悬停气动特性的影响”和“旋翼动态操纵载荷测量”也将在该试验台上进行。试验获得的大量数据将为空气动力学、动力学气弹耦合及型号研制提供了宝贵的依据。实验室的主要测试设备有:HSV-1000高速彩色摄像系统,该系统可以以每秒1000帧的速度对旋翼运动轨迹及运动加速度进行测量;1FA-300热线风速仪,可用于旋翼流场测量;HP3566A动态信号分析仪,可完...