船载直升机目标搜索最佳方案决策模型

根据现代搜索理论的发展,对船载直升机在目标搜索中的具体运用进行了研究,建立了船载直升机目标搜索时搜索力的最优配置模型,解决了在已知目标分布的条件下船载直升机搜索中选择初始探测点、确定搜索路径、确定搜索次数以及搜索效率评估等问题．     

直升机声测设备探测距离估计方法

直升机声测设备用于探测低空飞行的直升机,探测距离是其关键性能。为了精确测定探测距离,可以运用探测结果与机载数据综合分析的方法。此种方法需要较多人员和其它设备,包括机载设备,在设备研制的初期较繁琐。本文提出了一种简便的直升机声测设备探测距离估计方法,此方法不需要使用机载设备,对直升机飞行基本无约束,通过对大量实测数据处理,针对某直升机声测设备该方法的平均误差在7%以内。     

米-28H:俄罗斯空军的"夜间猎手"

在不久前结束的第五届国际航空航天博览会上 ,俄罗斯最新研制的军用强击直升机米 - 2 8H模型引人注目。米 - 2 8H是俄罗斯罗斯托夫生产综合体与米里设计局合作开发 ,罗斯托夫直升机厂制造的新一代武装直升机。它装备了先进的夜视系统、机载雷达和发射后不管导弹等 ,从而保证了其拥有无与伦比的优越性能和与国内外同类型直升机的市场竞争力。到 2 0 1 0年 ,俄罗斯空军计划装备 5 0架新型米 - 2 8H直升机 ,它将对提高俄罗斯空军空中打击能力发挥重要作用。拥有“夜间猎手”美誉的米 - 2 8H直升机已在今年 3月完成工厂试飞 ,计划在今年年底前…     

武装直升机光电系统发展与对策

总结直升机稳瞄技术发展历程。针对目前光电技术的最新发展,对分布式孔径系统、图像融合、粗精组合二级稳定、高性能光电传感器、定向红外对抗系统等新技术进行了分析,并论证了这些新技术在直升机稳瞄系统上应用的可行性。同时对我国未来直升机稳瞄技术的发展和新技术的应用提出相应的对策和建议。     

复合深度神经网络在直升机声目标识别中的研究

针对直升机探测中目标运动过程连续识别的鲁棒性问题,提出了一种基于复合深度神经网络的直升机声学特征提取和识别框架。复合深度神经网络由卷积神经网络和长短时记忆神经网络以并行结构组合,进行直升机声学特征的优化,完成直升机类型识别。针对直升机声信号特性,对卷积神经网络进行了改进,使得该复合深度神经网络在信号短时谱基础上优化声信号特征表征并提取前后帧之间的相关信息,弥补通常声目标识别方法不能充分利用目标信号时间历程信息的缺陷。真实外场实验数据测试结果显示:相较于传统识别方法,该算法显著提升了直升机进入有效探测范围后连续识别的鲁棒性和目标识别正确率。     

亚音主旋翼的噪声预测和声隐身分析

本文介绍了基于FW-H方程的亚音主旋翼噪声预测方法,并在螺桨噪声预测程序基础上发展了主旋翼噪声预测程序。本文采用商用CFD软件FINE／TURBO模拟直升机旋翼流场,为噪声预测程序提供所需要的桨叶表面载荷,并用算例验证了载荷数据的准确性和噪声预测程序的有效性。本文计算和讨论了亚音悬停条件下的辐射噪声,并重点分析了不同形状桨叶对辐射噪声的影响,结果表明采用合理的薄翼型叶尖、尖削叶尖及线性扭转桨叶都可以降低辐射噪声,为通过改变桨叶形状降低旋翼辐射噪声提供了合理途径。     

风向对甲板直升机旋翼流场结构的影响

采用数值模拟方法对船体与直升机旋翼的复合流场进行求解,研究了不同风向时复合流场的流线形态与湍动能分布、旋翼桨叶表面静压分布与旋翼升阻特性.数值模拟的正确性由缩比船模风洞试验验证.研究结果表明:旋翼流场与船体流场间存在相互干扰;侧风会增大复合流场的湍流范围,加剧旋翼周围流场的湍流强度和旋翼桨叶的挥舞振动;右舷15°风向条件不利于直升机的甲板悬停.     

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。     

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。     

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.