摘要：鸟撞是威胁航空安全的重要因素之一。目前的研究多是对单一试件或结构的一次性鸟撞,而对鸟体穿透撞击部位后,对其他结构造成二次冲击的研究较少。为了研究这种问题,基于流固耦合算法,建立了多欧拉域耦合的某直升机平尾全尺寸模型。在考虑空气影响的前提下,详细分析了鸟撞平尾过程、前缘和前梁的损伤形式、平尾的位移响应、鸟撞载荷规律以及冲击载荷对平尾根部结构的影响,并与试验结果进行了对比。研究表明:鸟体在穿透前缘时未发生解体,其对前梁的二次冲击载荷同样很高,平尾结构设计需要考虑鸟撞是否会造成平尾根部断裂,鸟撞载荷具有阶跃函数的特点;结构响应时间对比冲击载荷有明显的滞后效应。

摘要：直升机雷击分区对其进行雷电防护设计具有重要指导意义。为此,分别以雷电试验和数值仿真2种方法对H425直升机展开雷击分区研究。运用FEKO软件计算了雷电电场环境下直升机机体表面电荷分布情况,模拟分析直升机的雷击附着区域分布,绘制了直升雷击附着区域分布图。采用4.8 MV冲击电压发生器,对直升机的缩比模型进行雷击附着点试验,并根据雷击附着点的统计,分析了直升机雷击可能附着的区域。通过雷击分区研究,给出了H425直升机雷击分区图,并对直升机水平安定面进行了更精确的分区。研究结果表明:带侧端板的水平安定面在侧端板底端附着雷电的概率较大,应将其划为雷击附着区;旋翼桨毂附着雷电概率小,应将其划为雷电扫掠区。研究结果对其它型号直升机的雷电防护设计具有借鉴意义。

摘要：针对直升机舱门结构强度有限元力学分析中,不均匀分布气动载荷难以施加的问题,提出基于数学分析,采用最小二乘法,对直升机机身局部结构的气动压力点的压力值进行压力分布曲面拟合,快速得到所有有限元节点的压力值,并通过Patran分析软件前处理中的Field(域)功能实现对有限元节点快速加载。该方法对某型机舱门的不均匀分布气动载荷加载进行验证,结果表明该方法精度高,可快速实现不均匀分布载荷的施加,有效解决有限元仿真分析前处理中不均匀载荷的加载问题。

摘要：2A12铝合金已经广泛应用于直升机机体结构当中,霉菌腐蚀是其主要腐蚀源之一,对其强度造成很大影响。按照装机状态对2A12表面进行防护处理后制造试片,对比霉菌腐蚀和未霉菌腐蚀两种状态下静力和疲劳两种力学性能。试验结果表明,霉菌腐蚀对表面防护的2A12静力和疲劳性能没有明显的影响。

摘要：本文对主桨叶缺陷容限评定方法进行了分析,并以主桨叶"黑线"为典型缺陷形式,进行了主桨叶的缺陷容限设计技术研究,研究思路、方法、程序对直升机新型号研制具有较高的参考价值。随着我公司加大外厂机群服役经验的收集、基础试验数据的积累,尤其是在新型号研制过程中缺陷容限评定技术的研究与应用;预期逐步形成一套适合我公司现状的、满足目前最新适航条例要求的直升机动部件疲劳评定方法。

摘要：防止滑橇式直升机地面共振机体需用阻尼分析是一个重要的设计问题。首先,开展了直升机在滑橇起落架上的振动特性仿真分析与试验验证研究,从而确定了采用仿真方法计算机体当量质量和当量刚度是可行的。其次,采用地面共振平面动力模型进行地面共振分析,提出以满足地面共振稳定性设计要求为约束目标的机体需用阻尼优化设计方法。最后,以某型滑橇直升机为例,研究了机体质量、旋翼减摆器参数变化对机体需用阻尼的影响,结果表明滑橇直升机在大质量、高温情况下机体纵向平动模态需用阻尼最大。

摘要：在高高原试飞时,直升机接近使用限制边界,试飞风险高,需要研究制定合理安全的试飞方法,在保证安全的同时获得准确的直升机性能参数。本文依据适航规章对直升机高原试飞及数据外推的要求,分析确定高高原试飞所需环境条件及试飞科目,研究高高原试飞方法和数据处理分析方法,并应用确定的试飞方法进行H425-100型机高高原试飞。结果表明:本文所确定的试飞方法合理可行,系留悬停法可以提高试飞工作效率,单发模拟模式能够有效地降低试飞风险,拟合方法可以更准确地确定直升机起飞着陆距离。

摘要：为了综合评估直升机主减液弹隔振系统的隔振效率,建立液弹隔振系统与机体耦合动力学仿真模型,通过频响分析得到了液弹隔振系统的隔振效率;采用悬吊法进行了主减液弹隔振系统装机地面振动试验。仿真和试验结果表明,液弹隔振系统在航向、侧向和垂向综合隔振效率在70%以上。研究结论对液弹隔振系统进一步优化设计提供了技术支持。

摘要：对某型民用直升机动力舱冷却系统冷却孔的进气性能开展优化研究,参考飞机辅助动力单元(Applicant power unit,APU)进气系统形式设计了两类收风装置。采用数值仿真手段,对比分析在多个速度的前飞状态和不同爬升率的爬升状态下3处冷却孔的进气性能。结果显示基于Scoop型设计的收风装置在直升机大速度前飞状态收风效果最好,但在小速度前飞状态进气性能没有得到改善。基于Flush型设计的收风装置同样具有改善进气性能的作用,其最显著优点是在所有飞行状态均保证较高的冷却进气量。为后续的优化设计研究工作指明了方向。

摘要：直升机振动问题一直困扰着直升机的研制与使用。虽然解决直升机振动问题的方法有很多,但对于现役机型,由于结构空间和更改范围的限制,常规吸振器和主动减振技术都难以适用。针对某型现役直升机机体振动问题,提出了刚度可调的设计思想,用以消除制造偏差对局部结构频率、振型的影响,从而达到减振目的。通过仿真分析、地面激振试验和飞行振动测试,验证了刚度可调结构能显著降低机体振动水平,对于直升机振动水平控制研究具有参考价值。