摘要：基于视觉技术提出了一种应用高速摄像机测量直升机旋翼共锥度的新方法,给出了系统总体的设计方案并对成像误差进行了分析.基于相似性准则,讨论了直升机动平衡旋翼台模型中关键部件参数的计算方法.提供一种简洁快速的摄像机内部参数标定方法.通过相关实验验证了标定算法的精度.围绕滤波与边缘检测技术设计了图像处理软件,实验结果表明测量系统误差精度在1.5mm内.

摘要：直升机主旋翼桨叶在结冰气象条件下有结冰的危险，为了满足直升机全天候仪表飞行的要求，必须对桨叶采取结冰防护．本文针对某翼型直升机桨叶，通过分析表面各项热流，计算表面温度为零时极限结冰状态的临界速度，确定了桨叶展向结冰防护范围为沿展向从翼根到翼尖0～95％；采用分析水滴在气流场中运动的拉格朗日法计算水滴撞击特性，确定桨叶弦向结冰防护范围为上表面12％，下表面33％．在此基础上对桨叶表面加热形式和结构进行设计，可为直升机旋翼桨叶防／除冰系统设计奠定基础，此研究具有重要的实用价值．

摘要：为研究几何耦合与设计参数对非线性液压减摆器等效阻尼的影响 ,建立了直升机前飞时 ,计入几何耦合的旋翼液压减摆器的分析模型 ,根据桨叶与减摆器之间的关系和减摆器力 -速度曲线 ,导出了桨叶的摆振运动方程。用 4阶龙格 -库塔法对减摆器轴向速度在时域内的响应进行了计算 ;用能量平衡的原理计算了非线性液压减摆器的等效线性阻尼 ;计算并分析了几种典型的几何耦合形式、减摆器的安装形式和设计参数对轴向速度和等效阻尼的影响。结果表明 ,前飞时变距几何耦合将使液压减摆器的有效阻尼大幅度下降 ;通过改进减摆器的安装型式、选择合理的几何参数可以显著降低轴向速度 ,提高等效线性阻尼。

摘要：在直升机旋翼不平衡单一故障试验研究的基础上,设计了桨叶后缘调整片不平衡、桨距不平衡和桨叶配重不平衡3种故障同时发生的复合故障试验,采用最大熵法估计了所采集的台体振动信号的功率谱。仿真测试表明,采用最大熵法进行功率谱估计,当与其等价的自回归模型阶数为100时,功率谱估计能充分反映台体振动信号的特征。利用正交设计方法进行复合故障试验设计并进行了风洞试验,选用L9(34)正交表,选取10m/s风速下的横向振动1Ω分量所对应的功率谱作为分析对象。分析结果表明,上述3种不平衡故障之间存在交互作用,其中桨距不平衡故障对机体振动水平的影响最为显著。

摘要：直升机旋翼试验塔主拖动系统功率大、负载特性特殊,选择以中压变频交流调速系统作为主拖动是一种较为理想的方案。本文针对旋翼负载特性,建立了基于矢量控制的变频调速系统仿真模型,分析计算了不同机型旋翼负载的起动特性及调速性能,论证了三电平中压变频调速方式用于直升机旋翼试验系统的可行性,为旋翼试验塔的研制设计提供了理论依据。

摘要：对直升机旋翼复合材料结构的特点、旋翼结构损伤容限设计特点和要求进行了介绍;根据国内旋翼结构设计的工作经验,总结了旋翼复合材料结构损伤容限设计的主要研究内容;给出了旋翼损伤确定方法、损伤与旋翼动态特性之间的耦合分析、各类损伤量临界值的确定方法等关键技术。结果表明:深入开展直升机旋翼复合材料结构损伤容限分析与设计技术的研究,对提高直升机旋翼的使用寿命、直升机的飞行品质和飞行安全具有极其重要的意义。

摘要：在旋翼气弹动力学模型基础上进行了多目标优化问题的描述和分类,定义了多目标优化问题及其解,讨论了多目标优化问题的解法,提出了直升机旋翼气弹动力学多目标优化问题的解法。使用改进的遗传模拟退火算法、加权系数法、全局准则法相结合的混合式解法进行旋翼气弹动力学多目标优化问题的求解。算例结果表明:使用混合法的多目标优化解法设计变量变化平缓;同时设计目标函数的3次/转、4次/转、5次/转谐波振动载荷和桨叶总质量分别比初始设计减少13.4%、31.5%、20.9%和7.36%,优化效果明显。由本文的研究可知,在直升机旋翼气弹动力学多目标优化问题中,使用混合式多目标优化问题解法能使旋翼气弹动力学多目标优化收敛到Pareto最优解,同时可提高多目标优化问题解质量和结果的鲁棒性。

摘要：基于一种线圈内置剪切阀式磁流变阻尼器结构,设计了一种全尺寸旋翼磁流变阻尼器结构,并将结构参数与磁路参数进行关联,提出了一种基于活塞组件结构的磁路结构参数仿真优化方法。基于改进的Bingham模型,建立了该全尺寸旋翼磁流变阻尼器参数化阻尼功计算模型。研制了全尺寸旋翼磁流变阻尼器样件,开展了性能试验与试验验证技术研究,研究了结构参数、运动参数、电流参数对阻尼器性能的影响。将试验结果与仿真计算结果进行了对比,仿真计算模型与试验模型的符合性较好,研制的旋翼磁流变阻尼器样件性能稳定。

摘要：针对直升机旋翼液压阻尼器的力．速度非线性特性以及阻尼器与桨叶的变距、挥舞、摆振运动存在几何耦合的特点，提出了一种预估液压阻尼器飞行动载荷的计算模型。针对直升机悬停、巡航、大速度、定常转弯这几种典型的飞行状态，计算得到了液压阻尼器轴向速度和动载荷随桨叶方位角的变化曲线，分析了阻尼器特性对其飞行载荷的影响。结果表明：在四种典型的定常飞行条件下，阻尼器的轴向速度幅值均大大超过了其定压活门的开启速度，实际阻尼器的飞行动载荷幅值比设计值高38．1％-49．5％。这是由实际飞行中定压活门弹簧的预压缩量增加，使定压活门的开启压力提高所导致的。此种情况会对旋翼系统的结构强度和疲劳寿命带来不利影响，为降低其动载荷，需要改进定压活门弹簧预紧机构的设计，使其力．速度特性满足设计指标。

摘要：针对直升机旋翼动载荷飞行试验测试需求,提出一种直升机旋翼三维动态变形测量与可视化分析方法。首先,根据直升机旋翼的结构特点和高速旋转特性,设计了以一组双目高清摄像头为核心的旋翼动态变形影像测量与监控及分析系统;其次,基于双目立体视觉测量理论,论述了测量系统标定、实时单点变形测量、散斑影像匹配、旋翼表面三维重建与三维动态变形可视化分析原理/方法;最后,在地面进行了模拟实测环境的仿真试验,实现了试验系统搭建、试验数据采集、处理与分析。试验结果证明,该方法可获得最大误差优于4 mm的定位测量精度,能很好地实现直升机旋翼三维动态变形测量,为飞行试验旋翼载荷测试数据分析等提供直观、可靠的数据与技术支撑。