摘要：为了对直升机盒段件入水载荷进行分析,开展了模型垂直入水冲击试验,同时采用有限元-光滑粒子流体动力学(finite element method-smooth particle hydrodynamics,简称FEM-SPH)耦合数值方法进行仿真分析,计算了不同材料构型和速度下的过载、压力及应变结果。与试验结果进行对比表明,仿真结果与试验值吻合较好,预测的结构失效破坏模式与试验结果基本一致,可为真实直升机入水冲击的结构设计提供参考。

摘要：为了研究直升机典型构件的着水机理,并为仿真建模和验证提供实测数据,开展了不同构型的直升机典型元组件垂直入水试验研究,阐述了试验设计方法和过程,并对试验结果进行了分析。结果表明,结构弹性影响明显,同时空气缓冲作用也不可忽略,不同速度下两者对压力峰值影响存在明显差异。

摘要：基于单质点吊挂假设,建立了直升机-吊挂耦合系统的非线性动力学模型.在该假设下,吊挂将引入额外的自由度和约束,使运动方程增加4阶,且为隐式的微分代数方程组.通过将惯性力中的广义加速度项与广义速度的二次项分离,可将运动方程转化为显式的微分方程组.针对无吊挂的直升机本体和直升机-吊挂耦合系统这两种模型,采用直接数值方法,计算了它们以不同速度做零侧滑定直平飞的配平状态,并结合飞行试验数据进行对比.进一步对两种模型进行了小扰动线化处理,分析其运动模态并进行对比.结果表明,单质点吊挂会给系统引入两个新的运动模态,使得吊挂两个自由度上的运动与直升机高度响应产生耦合,同时改变直升机本体各个模态的特性,会使部分模态响应品质变坏.

摘要：湿热环境是影响复合材料层合板力学性能的主要因素之一,研究湿热环境对复合材料结构的影响对于保证飞行结构安全具有非常重要的工程应用意义。研究碳纤维复合材料层合板在室温干态(RTD)、低温干态(CTD)和高温湿态(ETW)3种环境条件下的拉伸疲劳性能,获得3种环境下的S-N曲线与层合板疲劳破坏模式。在此基础上,建立层合板有限元分析模型,对其疲劳性能进行研究,分析讨论温度及湿度对层合板疲劳性能的影响,建立层合板疲劳寿命环境影响因子的确定方法。结果表明:湿热环境对正交层合板的拉伸疲劳性能影响很大,疲劳寿命为10^(6)次时,与RTD环境相比,CTD环境下层合板的疲劳强度下降了2.76%,而ETW环境下下降达到23.77%;ETW和RTD环境下破坏模式以纤维断裂和分层为主,而CTD环境下却几乎全为纤维断裂破坏;S-N曲线包括疲劳强度快速下降和缓慢下降2个阶段;温度对疲劳性能的影响要明显强于湿度,温度超过45℃时湿度对疲劳性能的影响进入强影响区。

摘要：湿环境下复合材料疲劳性能会严重退化,影响结构的使用安全,在确定复合材料结构寿命时须考虑湿环境的影响。对常温下湿态和干态下碳纤维复合材料正交层合板的拉伸疲劳性能进行实验,研究饱和吸湿对正交层合板拉伸疲劳性能的影响,获得了两种环境下层合板的S-N曲线。在此基础上,建立有限元模型,并对吸湿后正交层合板的疲劳寿命和损伤演化情况进行预测,计算结果与实验结构吻合较好,证明了模型的有效性。结果表明,饱和吸湿对正交层合板的拉伸疲劳性能影响很大。吸湿后正交层合板的拉伸疲劳寿命明显低于干态情况,而且S-N曲线的斜率稍低,层合板的纤维损伤起始与扩展情况与干态情况也有较大差别。

摘要：飞机全寿命周期成本（LCC）管理方法历经了多阶段变化。以美国为例，从上世纪五十年代起步研究，然后到开始推行LCC阶段．再从开展定费用设计（DOC）发展到将费用作为独立变量（CAIV）方法。我国开展全寿命周期成本管理总体上起步较晚，体系尚不成熟．成本管理方法还局限于定费用设计、挣值管理、价值工程等，并不能真正运用CAIV。

摘要：针对三轴虚拟仿真转台系统中的产品信息管理单元进行详细设计和实现。文章首先阐述了该产品信息管理系统的基本框架和功能特点;接着就具体原理和软件环境的实现方法进行详细论述;最后基于ADO数据库技术和先进网络技术实现了整个产品信息管理单元的软件系统。产品信息管理系统的实现除了具有虚拟转台模型库管理和生产过程控制的功能外,还具有优秀的开放接口,它能够为三轴虚拟转台系统中的仿真平台和转台模型库单元提供强有力的技术支持。

摘要：针对直升机载火控雷达面向抗干扰的捷变波形优化问题,基于奇异值分解(Singular value decomposition,SVD)和循环算法提出了适用于多脉冲和短码长的捷变相位编码波形设计方法。本文首先通过构造具有目标区域低旁瓣模糊函数的带约束四次型优化问题,然后根据SVD分解将四次型转化为二次型,给出了迭代收敛的优化算法;同时在循环算法基础上给了一种四次型的循环迭代收敛算法。最后仿真结果表明,两种算法在设计捷变波形优化性能上接近,但SVD分解算法收敛速度更快,循环计算算法具有更高的运算速度。

摘要：对FAA颁发的25部773条款的初始版本和历次修正案进行了历史追踪研究,分析比较了历次修正案的背景、特点、符合性验证方法,以及对经济性和安全性的影响。为我国25部民用飞机驾驶舱适航审定提供了参考。

摘要：为快速方便地获取直升机旋翼动态三维坐标,提出了一种基于编码标记点和立体视觉的旋翼动态三维测量方法,该方法首先采用平面标定法及Bouguet校正算法实现立体标定和图像校正;其次,依据标记点形状和灰度特征,采用图像二值化和连通域标记等方法检测并定位编码标记点的中心,确定标记点像素坐标;然后,采用邻域扫描法对编码点进行解码,得到标记点的码值,并依据码值实现左右视图中同名标记点匹配;最后,利用投影方程求出标记点三维坐标,实现直升机旋翼动态三维测量。仿真实验结果表明该方法精度高,实际测量误差不超过0.3mm,可满足旋翼动态三维测量的要求。