摘要：为提升直升机机载反坦克导弹的落角和精度,根据弹目相对运动和碰撞三角形关系,给出导弹落角与弹目相对速度关系,进而推导出基于落角约束的变增益偏置比例导引律的关系式。通过与弹道成型制导律和分段变增益比例导引律对比,此导引律具有较高的制导精度,同时过载变化和控制能量消耗均较小。对此导引律研究表明,可以满足不同仿真条件并具有较高的落角精度,并随着落角约束增大,导弹过载和控制能量消耗变化加剧。最后进一步探讨此导引律的各项系数对弹道的影响,对偏置项和弹目视线角速率的变化分析表明,对于制导指令最初由偏置项起主导作用,此时弹道爬升,后续切换为比例项,在完成落角约束同时也保证弹道的收敛。

摘要：高速直升机通常是指飞行速度超过400 km/h的旋翼飞行器,一般通过增加推进装置或变化构型等技术手段,打破常规直升机的飞行和操纵原理,从而实现飞行速度的大幅度提升,是新一代直升机的重要发展方向,在打造高速度、远航程的交通运输系统和武器装备等军民用领域具有重要意义,是未来支撑我国低空经济发展的新质力量,备受世界大国关注,已成为航空领域国内外学者、专家关注的新热点。由于高速直升机在构型原理方面与常规直升机存在显著差异,具有高度非定常/强干扰、操纵冗余、多学科强耦合、动载荷大、振动特性复杂等特征,对总体气动、飞行力学与控制、旋翼系统、动力/传动系统、振动控制等方面提出了更高的技术要求和更难的技术挑战,亟待开展相关的基础理论研究和关键技术攻关,为高速直升机研发提供技术支撑。

摘要：研究了航空火箭子母弹子弹数量和落速与动态爆炸威力间的变化关系。针对人员目标,建立了火箭弹动态爆炸威力仿真计算模型,并结合破片初速、飞散方向角公式和冲击波超压理论,仿真分析了等预制破片数和等质量装药1个子弹,3个子弹和5个子弹,炸高在15 m内,落角90°,落速分别为100 m/s和300 m/s时毁伤面积随炸高的变化规律。结果表明:毁伤面积随炸高的变化趋势与落速有关,落速100 m/s时,毁伤面积随炸高的增加而减小;落速为300 m/s时毁伤面积随炸高的增加先增大后减小,炸高为3 m时毁伤面积最大;在不同炸高条件下,子母弹毁伤面积随子弹数量增加的变化趋势与落速有关。

摘要：为研究桨叶弹性形变对旋翼气动噪声的影响,基于CamradⅡ软件和FW-H方程,建立了考虑桨叶弹性形变的旋翼悬停气动噪声计算模型。其中,桨叶弹性形变量采用CamradⅡ的弹性桨叶模型计算,形变桨叶外形采用三维网格精确描述,结合CamradⅡ计算得到的旋翼非定常气动载荷,最后基于FW-H方程进行了形变旋翼悬停噪声的计算分析。同时,在风洞中采用双目立体视觉方法对模型旋翼进行形变测量试验,通过CamradⅡ的仿真数据与试验数据的对比分析,发现仿真数据与试验数据基本吻合,验证了CamradⅡ具有较好的可靠性,能够准确预估悬停状态下桨叶的弹性形变量。全尺寸旋翼的悬停噪声计算结果表明:在典型工作状态下,旋翼桨叶会发生明显的弹性形变,尤其在挥舞方向;桨叶形变不会改变旋翼悬停气动噪声的方向特性;在噪声的主要传播方向上,桨叶形变对厚度噪声和载荷噪声均会产生作用,进而导致总噪声的最大变化量约1.0 dB。通过本文研究表明,在对旋翼气动噪声,尤其是载荷噪声成分进行精确计算时,考虑桨叶的弹性形变是非常必要的。

摘要：针对金属腹板在不同开孔直径下的剪切稳定性,采用有限元弹性屈曲分析方法进行研究。并为补偿开孔后稳定性的损失,探讨了常用的加强环、法兰的加强方式在不同开孔尺寸下的加强效果。结果表明:金属腹板的稳定性随开孔直径的增加呈下降趋势,增加法兰翻边高度和厚度提高腹板稳定性的效果明显,当翻边高16 mm,法兰厚度1.5 mm时补强效果最好。这是由于增加法兰翻边高度和厚度相当于提高了开孔周边的刚度,而刚度对腹板稳定性有显著的影响。

摘要：最大巡航速度、最大平飞速度是共轴刚性旋翼高速直升机最重要的性能指标之一,其特殊的构型和工作方式导致其旋翼桨毂载荷问题突出。高速飞行俯仰姿态角、平尾安装角、横向周期变距差动、旋翼转速等配平状态和设计参数对需用功率、桨毂载荷、操稳特性等具有显著的非线性交叉耦合影响,在考虑飞行品质相关要求下开展了高速飞行配平策略优化设计方法研究,为获得飞行性能和桨毂载荷综合最优配平策略提供设计手段。基于共轴刚性旋翼高速直升机非线性飞行动力学模型,分析了不同配平策略设计参数对配平特性、稳定性、操纵性等影响规律;在此基础上,将配平策略设计问题描述为数学优化问题;为提高优化计算效率和降低优化失败风险,基于Kriging代理模型开展配平策略优化设计研究。优化结果表明:在最大巡航速度和最大飞行速度下,相比于基准配平策略,在最优功率配平策略下需用功率分别降低5.7%、6.9%;在最优桨毂力矩配平策略下桨毂力矩载荷分别降低55.6%、55.2%;在需用功率、桨毂力矩综合最优策略下需用功率分别降低1.8%、3.1%,桨毂力矩载荷分别降低49.4%、46.2%,验证了提出的配平策略优化设计方法的有效性。

摘要：为了研究航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为和机理,测试2种常用航空铝合金2524-T3和7050-T7451在常温25℃和低温–70℃下的疲劳与裂纹扩展性能,借助断口金相分析微观机理。结果表明:相同应力加载水平下,铝合金低温疲劳寿命延长而低温裂纹扩展速率减慢,–70℃低温对2种航空铝合金疲劳与裂纹扩展行为产生有益影响;–70℃低温环境下疲劳裂纹萌生区出现明显的台阶状小平面,两侧断面间形成凹凸错位,疲劳裂纹萌生困难;而在裂纹扩展区疲劳条带和韧窝特征减弱,且出现明显的沿晶特征,裂纹趋向于沿着晶界曲折扩展,疲劳和裂纹扩展寿命延长;随着加载应力水平提高,断口表面凹凸错位和沿晶特征减弱,而疲劳条带和韧窝特征增多。

摘要：碳纤维(CFRP)作为一种先进的增强复合材料在机械工程中应用广泛,但成型构件的制孔技术却始终制约着其应用和发展。通过对乘员座椅中的碳纤维复合材料椅盆钻孔时的技术问题、加工工艺等进行归纳和总结,摸索出适合碳纤维复合材料椅盆钻孔的工艺方法,并在相关刀具材料、几何形状及角度、工艺参数等方面提出了建议。

摘要：介绍了旋翼 /机身组合模型试验台“地面共振”分析方法 ,给出了“地面共振”分析结果。为了满足旋翼 /机身组合模型试验台“地面共振”稳定性要求 ,应根据试验台不同的工作环境 ,对试验台进行相应的结构更改 ,以改变试验台的动特性 ,使之与旋翼模型相匹配。

摘要：针对某型无人直升机活塞式电喷发动机的特性,结合无人直升机不同阶段对旋翼转速的要求,采用转速前馈与反馈比例控制模式对地面暖车转速进行控制.采用了转速前馈、负载前馈、转速变参与反馈PID(比例、积分、微分)控制结合的控制模式实现慢车转速到额定转速的有效过渡.额定工作转速的控制采用了转速前馈、负载前馈、自动配平、转速差前馈与反馈PID控制相结合的复合型控制策略,以保证发动机在额定工作状态下转速波动误差尽量减小,实现无人直升机动力关键部分的控制.通过地面试车台发动机开车试验表明,所采用的复合型控制策略能有效实现发动机恒转速控制.