To achieve the infrared/radar integrated stealth of a helicopter,the integrated infrared suppressor was incorporated into the design of stealth helicopter.Through numerical simulation,the temperature field,infrared radiation characteristics and radar scattering characteristics of stealth hel-icopter in hover were calculated.Results showed that under the combined effect of the ejected flow of integrated infrared suppressor and downwash airflow,the mixing duct and rear fuselage of stealth helicopter could be effectively cooled.Under the influence of tail rotor airflow,the local heating effect of the high-temperature exhaust on left fuselage was more significant.Due to the integrated design scheme of the exhaust system and rear fuselage,the latter could effectively shield the high-temperature mixing duct,therefore,total infrared radiation in 3～5 μm band was mainly from gas and fuselage skin.However,for 8～14 μm band,gas infrared radiation could be neglected.At 3 GHz,6 GHz,10 GHz and 15 GHz frequencies,the RCS mean of the stealth helicopter throughout the entire circumference was controlled below 4 dBsm,which indicated that the integrated design scheme could not only reduce infrared radiation but also have good radar stealth capability.
利用ABAQUS软件建立电阻应变片"等强度梁(基体)—胶粘层—基底—敏感栅—覆盖层"的有限元模型,分析了应变片各参数对电阻应变片应变传递的影响.结果表明,基体、胶粘层和基底弹性模量越大,敏感栅和覆盖层弹性模量越小;胶粘层、基底和敏感栅厚度越小,则应变过渡区宽度越小,平均应变传递率越大.此外,覆盖层的有无对应变传递几乎无影响.
在分析运输直升机物资运送过程和影响因素的基础上,制定运输直升机任务效能评估指标,采用ADC方法,并通过层次分析法和模糊综合评价法确定能力矩阵C,对运输直升机物资运送任务进行任务效能评估.该研究方法可以用于评估和比较不同状态下运输直升机的任务效能,结果可对运输直升机的效能评估和使用提供参考.
为保证直升机飞行安全、降低维护成本,通过监测发动机排气温度变化预测剩余寿命.首先在发动机实际外场使用数据中经采集、筛选、换算后得到有效分析数据;并将排气温度作为时间序列数据,从自身的相关性出发,通过历史数据预测未来趋势,建立了基于ARIMA模型的排气温度预测模型;运用该模型对某型涡轴发动机实际外场使用数据进行建模预测,结果显示短期波动较大,长期趋势精度较好.
采用分离涡(DES)方法对地面效应下的多桨倾转旋翼飞行器的非定常气动特性展开了研究.采用运动嵌套网格方法和动量源模型相结合的方式对旋翼/机身/地面耦合流场进行了不同精细程度的模拟,并重点从速度场、涡量场以及非定常气动载荷特征角度分析了地效下多桨倾转旋翼飞行器气动载荷非定常波动的形成机理.结果表明:相同机翼上的两副旋翼存在非定常干扰,使旋翼拉力出现非定常波动,波幅达到12.9%;前、后旋翼桨尖涡向下运动与地面碰撞后,部分气流向上卷起,在前后机翼之间融合形成尺度更大的涡结构,该涡结构向上运动并被前、后旋翼重新吸入;此外,该涡结构在前后机翼之间前后移动,被前后旋翼吸入的时刻不一致,从而导致全机在俯仰方向力出现非定常载荷波动,波幅为37.7%.
随着航空技术的发展,FC(Fibre Channel)网络在航电系统中扮演了越来越重要的角色,提供了可靠的数据传输能力.然而,随着系统复杂性的增加和数据量的增大,FC网络监控器也变得尤为重要.研发了一款通用FC网络监控器,通过读取不同型号的ICD数据文件,快速适配不同型号的FC网络监控需求.该监控器具备高效、稳定的系统设置、数据采集、数据解析、数据存储、数据回放功能.同时,监控器拓展了适配多总线、多型号采集板卡的接口,为研究监控器统型提供了参考价值.设计实现的FC网络通用监控器已参与多个直升机航电系统试验,为航电系统的FC网络数据传输提供了可靠的支持,提高了系统的稳定性和安全性.
无轴承尾桨柔性梁根部通过金属夹板夹持,在夹持区外侧袖套与柔性梁通过支撑轴承连接.传统的设置刚性梁段的简化分析方法计算低阶模态误差较大,依赖试验修正,无法满足正向工程设计需求.基于超单元理论,利用三维有限元对柔性梁根部夹持区进行静力缩聚,得到适用于梁模型旋翼气弹分析的等效桨毂动力学参数,并分析了柔性梁缩聚长度的影响.尾桨静态特性和旋转动特性试验结果表明,该等效方法计算准确.
首先给出直升机在静水中大倾角稳性的计算方法,并对加装了应急漂浮装置的算例直升机进行稳性计算;随后提出了一种基于直升机静稳性的漂浮能力估算方法,并根据该方法估算出该直升机的漂浮能力范围;最后,采用基于势流的数值计算方法对估算的漂浮能力进行了数值验证.计算结果表明,提出的直升机漂浮能力估算方法与数值仿真方法具有良好的一致性,可为后续直升机漂浮系统及漂浮能力的设计提供参考.
以直升机电传飞控作动布局为研究对象,通过简化结构交联与几何关系推导,求解出桨距角与作动布局的对应关系,建立数值仿真模型,比较仿真值与实测值.结果表明:仿真值与实测值的误差不超过3 mm,作动器位置和行程准确解耦;可根据设计需要自由选定作动器位置并求解相应行程.
为探究雷诺数对直升机机身气动特性的影响,基于风洞试验结果,采用CFD方法开展深入分析,CFD计算结果与风洞试验数据吻合较好.研究结果表明:雷诺数的增大使流动粘性降低,机身流动分离减弱,阻力系数降低;雷诺数增大到6Reexp后达到自准区雷诺数,阻力系数不再有明显的降低.0°迎角下 8Reexp状态与0.5Reexp状态相比,阻力系数减小12%;与Reexp状态相比阻力系数减小 6%.该结果可对风洞试验缩比1:16 模型与1:8 模型的试验结果修正提供一定参考.同时,雷诺数增大不会改变全机的失速迎角,但可改善全机失速后的纵向静稳定性;主桨毂这类周围流场分离剧烈的部件对雷诺数变化不敏感,且雷诺数变化后主桨毂尾流场对平尾的气动干扰几乎没有影响.
针对AC313A民用直升机发动机舱超温问题,提出了两种不同结构的排气引射管,通过数值仿真手段对比分析排气引射能力,以及其对发动机舱通风冷却的影响.结果显示,通过改变排气引射管的结构,可以改变引射比,从而改变发动机舱通风冷却情况,改变发动机舱内温度分布;收敛型喷管和波瓣喷管均能提高引射率,降低发动机舱温度分布,但收敛型喷管总压损失较大.研究结果为后续提升发动机舱通风冷却能力提供了优化方向.
滑油系统为发动机和减速器提供润滑和冷却,保障航空器的飞行安全.滑油系统中实现冷却功能的核心部件是冷却风扇和滑油散热器,两者之间利用过渡风道连接以输送空气.过渡风道设计的好坏将直接影响滑油系统的散热能力.以复杂过渡风道中的导流片为研究对象,以提升滑油系统冷却能力为目标,对导流片外形和参数开展分析和研究,为其设计和优化提供依据.
提出了采用猝发随机信号作为激励应用在直升机模态试验中的方法.首先从原理上论证采用猝发随机信号进行模态试验具有与随机信号相同的试验效率,同时信噪比更高;再通过AC313A型民用直升机的尾梁模态试验,对比猝发随机信号、随机信号和正弦扫描信号作为激励时的试验结果的准确性.结果表明,采用猝发随机信号进行直升机尾梁模态试验,能够兼顾试验准确性和试验效率.
视景系统是直升机模拟器的重要组成部分.在直升机模拟器训练过程中,视觉反馈是影响驾驶员飞行感觉的关键.在直升机模拟器视景系统设计过程中发现,由于数据刷新频率不一致等原因,视景画面卡顿现象频发,尤其在开展直升机高速飞行或编队飞行训练时更为突出.文章从数据角度出发,分析产生卡顿现象的原因,开展平滑处理系统的设计与测试,为解决视景系统卡顿问题提供一种可行的解决途径.
1991 年,美军曾在"沙漠风暴"作战行动中利用"阿帕奇"直升机机队,成功执行了夜间纵深突袭伊拉克雷达站的作战任务,堪称军事历史上典型的直升机突击战例.虽然战例是在当时特定环境,双方装备及战争局势下的特定产物,难以复制,但其中体现的直升机低空隐蔽优势及突击战法仍对未来作战有可借鉴之处.通过对该战例作战过程的回顾,分析了作战单元的组成和各作战装备间的能力配合,总结了战例中的直升机突击作战特点,归纳了其中体现的战法和直升机突击作战样式,并分析得出该战例对未来战场应用的借鉴意义.
从实战应用案例、枪械发展和训练模拟器发展三个方面着手,梳理分析了直升机舱门机枪的应用情况;总结出舱门射击时存在目标搜索与定性、距离标定、弹着点计算等射击难点,并通过成因分析,提出了解决办法;同时针对舱门机枪应用时面临的机组协作、多机协同问题,提出了机组共享心智模型、沟通差错预防与控制和多机扇区协同射击的方法手段.
针对直升机方案阶段测试性评价过程中测试性评价指标未形成体系,缺乏评价点和评价要素的问题,通过梳理方案阶段测试性主要工作,评审内容及评价要点,结合直升机研制实际情况,利用问卷调查和主成分分析构建方案阶段测试性评价指标体系,为开展直升机方案阶段测试性评价工作提供参考.
检测双馈发电机的异常运行状态(主要是那些导致双馈发电机停机的非运行状态)有利于降低维护成本并提高发电收益.提出了一种基于支持向量数据描述(Support Vector Data Description,SVDD)和极限学习机(Extreme Learning Machine,ELM)算法的数据驱动方法,以实现对双馈发电机异常运行状态的有效检测.SVDD算法用于将不健康状态数据与健康状态分开,构建均衡数据集.ELM算法用于构造分类器,以检测双馈发电机不健康数据中(均衡数据集)的异常运行状态(非运行状态).基于真实双馈发电机数据构建仿真算例,验证了该方法的有效性;与其他六种检测算法进行了对比,验证了该两阶段模型比其他模型具有更好的检测性能.
根据组分质量守恒方程以及燃油溶解气体的变化规律,建立了描述飞行条件下直升机燃油箱冲洗惰化过程的数学模型,通过将计算值与A320 中央翼油箱的飞行试验数据进行对比,验证了该模型具有较高的计算精度.以民用直升机作为研究对象,基于双流量模式的油箱防爆策略,开展了拟设计惰化系统的飞行性能仿真计算,对影响惰化过程的关键因素进行了分析.其结论可为国产直升机的惰化系统设计提供参考.
