打造我国直升机工业的核心竞争力

随逐步融入世界经济，我国的民用航空运输和制造业的对外开放，既对我国的航空工业的发展既带来了起好的发展机遇，也面国际先进航空产品的临严峻挑战。打造我国直升机工业的核心竞争力，增强我国直升机工业的市场竞争能力，是摆在我国直升机工业目前的一项紧迫的任务。     

多传感器信息综合技术的飞行试验研究

研究了将多传感器容错控制和信息融合技术应用于无人直升机的自主飞行控制．基于飞行导航控制的先验知识，对DGPS、磁航向计、大气数据计算机等飞行导航传感器获取的飞行状态信息进行综合处理，实现了组合导航控制．通过飞行试验表明，多传感器的信息综合技术能够保证飞行控制系统工作的可靠性，实现超视距、高精确度自主飞行控制．     

武装直升机火控系统仿真转台的综合性能指标调试策略研究

针对武装直升机火控系统仿真转台的综合性能指标,提出了一种新型调试策略．在推导该仿真转台数学模型的基础上,设计了其控制系统的四闭环结构：电流环、速度环、模拟位置环和数字位置环．调试前首先对测速机、电位计等反馈信号进行校准,内回路前向通道采用了串联超前-滞后校正网络．仿真转台各框架的数字位置量反馈采用二十四位补码格式,而数字速度反馈量解算则采用了三点式数值微分算法,在对反馈信号数字鉴频的基础上,对仿真转台的数字位置环进行了变频前馈补偿．仿真测试实验表明,应用本设计的调试策略所研制的武装直升机火控系统仿真转台幅值误差和相位误差均很小,具有较高的频带宽度和良好的跟踪性能,能够满足各项动静态性能指标要求。     

某型直升机异常离地状态的尾桨涡环特性分析

为弄清某型直升机连续发生的两起异常离地后加速快转事故的原因,根据直升机尾桨涡环的机理,结合事故直升机的状态特点,进行了计算、分析,有关参数计算结果与事故直升机飞参记录的数据一致。研究表明,由于该型机在地面处于尾桨小拉力状态时,进入尾桨涡环的临界偏转角速度小,因而异常离地时一旦意外偏转,尾桨涡环易进、难改,即尾桨涡环特性显著变差。经分析,提出了相关应对措施,有利于提高该型机的起降安全水平。研究结论对其他类似机型也有参考价值。     

复合环境下直升机旋翼动力特性分析

考虑直升机旋翼旋转时声场、应力刚化、几何大变形等复合运行环境,对多种影响因素下的旋翼动力特性进行研究。通过实验测试数据建立了直升机旋翼结构的动力有限元模型,对旋翼在静止、应力刚化影响下的动力特性进行了分析;建立旋翼声振耦合动力学模型,考虑外声场和旋翼几何非线性影响因素,深入研究旋翼动力特性的变化规律,分析了其内在机理。研究分析发现:考虑声场影响后结构前三阶的固有频率误差分别减小了0.46%、0.82%、0.45%,更接近实验值,旋翼桨叶的振幅峰值明显降低;应力刚化对旋翼模态影响较大,随着其转速的增加固有频率呈二次曲线上升趋势;几何非线性使旋翼的共振频率值略微增大、振幅极值减小。     

用鲁棒Riemann求解器和运动重叠网格计算旋翼粘性绕流

发展了一种基于鲁棒Riemann求解器和运动重叠网格技术计算直升机悬停旋翼流场的方法。基于惯性坐标系,悬停旋翼流场是非定常流场,控制方程为可压缩Reynolds平均Navier-Stoke方程,其对流项采用Roe近似Reimann求解器离散,使用改进的五阶加权基本无振荡格式进行高阶重构,非定常时间推进采用含牛顿型LUSGS子迭代的全隐式双时间步方法。为实施旋转运动和便于捕捉尾迹,计算采用运动重叠网格技术。计算得到的桨叶表面压力分布及桨尖涡涡核位置都与实验结果吻合较好。数值结果表明:所发展方法对桨尖涡具有较高的分辨率,对激波具有较好的捕捉能力,该方法可进一步推广到前飞旋翼粘性绕流的计算。     

某新型直升机“地面共振”初步分析

对某新型直升机垂直起落状态“地面共振”初步分析,采用经典的空间动力模型进行计算.文中给出了该机“地面共振”初步计算的计算方法和计算结果,并得出初步计算结论.根据现有条件,该机暂时无法做起落架刚度、阻尼试验,在初步计算中,起落架的全部动力学参数都是根据理论计算或经验公式得出的,包括起落架传递系数,缓冲器和机轮的静压曲线、刚度阻尼特性等.本文推导了这些参数的计算方法以及全机平衡状态计算的计算方法.     

中国超低空杀手锏——直10武装进升机

直10武装直升机主要由哈尔滨飞机制造总公司制造，其主要任务为树梢高度战场遮断，消灭包括敌地面固定和机动的有生力量，具有有限复杂天气和夜间作战的能力。     

直升机工艺路线技术状态管理的研究

本篇简要概述了在现代化的直升机生产过程中，工艺路线技术状态管理所承担的重要职能。阐述了直升机工艺路线技术状态管理的现状，以及管理中存在的一些问题。并对这些问题提出了一些解决的措施，对工艺路线技术状态管理未来的发展方向提出了一些构想。     

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