新构型直升机消防吊桶稳定性研究

由于气候变化、城市向荒地地区的扩张以及可燃植被的积累,野火的管理和扑灭已成为全球范围内日益严峻的挑战。空中消防技术,特别是直升机消防吊桶的使用,已成为应对此类火灾的快速反应和管理策略的关键组成部分。消防直升机在机动性、可达性以及向偏远或无法进入的野火地区运送大量水或阻燃剂的能力方面具有独特优势。然而,当消防吊桶在卸载灭火后的回程过程中,由于吊桶的整体重量减轻,吊桶与垂直方向之间的偏差角也随着飞行速度的增加而增加。偏离角度过大会导致吊桶剧烈摆动,从而影响机组人员的安全。为了防止偏转角过大,只能强行降低飞行速度,这也降低了灭火效率,扩大了经济损失。本研究的开始是由于观察到直升机消防桶的当前设计在空气动力学效率方面存在局限性,这可能会导致灭火性能下降,增加消防任务的风险。

某型主减速器试验台测控系统设计

设计并实现了一套集成化、高精度的试验台测控系统。该系统旨在通过先进的测控技术与数据处理算法确保减速器在不同工况下的稳定运行,并能准确评估其性能参数。首先,深入分析了主减速器的工作原理及试验要求,明确了测控系统的功能目标和技术指标。其次,详细介绍了系统的硬件架构与软件框架设计,包括系统开发环境的选择、TwinCAT软件设计、EtherCAT总线网络以及用户交互界面等关键组成部分。为了提高系统的可靠性和适用性,采用了冗余设计原则,并集成了故障诊断与自我修复机制。结果显示,该测控系统能实时监测主减速器振动、温度、力矩等关键参数,并能准确记录和分析减速器的动态特性。此外,系统还具备良好的扩展性与兼容性,能适应未来新型减速器的测试需求。总之,这套测控系统的成功开发为直升机主减速器的研发与维护提供了有力的技术支持,对于提升整体飞行安全性和可靠性具有重要意义。

直升机吊挂特性及应急抛放分析

直升机的吊挂稳定性分析是航空工程领域中的一个重要研究方向,其专注于评估和确保直升机在执行吊挂作业时的稳定性和安全性。直升机吊挂技术极大地扩展了直升机的应用范围,而且在执行特殊任务时显示出了其无可比拟的灵活性和效率。在军事领域,直升机吊挂技术常用于快速部署兵力、火炮、物资等。它可以在复杂地形中进行精确投放,为部队提供及时的后勤支持。此外,在战场救援、伤员撤离等紧急情况下,直升机吊挂能够迅速响应,挽救生命。在特种作战中,直升机吊挂还可以用于秘密运输装备和人员,执行隐蔽行动。在民用领域,直升机吊挂技术同样发挥着巨大作用。在自然灾害发生时,如地震、洪水、山体滑坡等,直升机吊挂能够快速到达受灾地区,运送救援物资和设备,为救援工作赢得宝贵时间。在工程建设中,直升机吊挂可以运输大型设备和材料至难以到达的施工地点,提高施工效率。此外,直升机吊挂在森林消防、海上作业等领域也有着广泛的应用。

直升机振动主动控制方法研究综述

直升机振动问题突出,振动控制技术始终是直升机发展过程中的一项关键技术。回顾了直升机振动控制技术的研究进展,重点综述了直升机振动主动控制技术。首先给出了直升机振动控制发展至今的技术分类,简要介绍了直升机振动被动控制技术原理,着重对振动主动控制技术的原理和发展,包括作用于机身结构的主动控制,作用于自动倾斜器的高阶谐波控制和独立桨叶控制,作用于桨叶的主动扭转旋翼、主动后缘襟翼、主动桨尖和微型襟翼等控制进行了详述。最后展望了直升机振动主动控制技术研究的发展方向和未来趋势。

半转翼飞行器升力机理研究

为解决现有扑翼飞行器非定常运动难以理论化、尺寸无法大型化等问题,基于半转机构设计半转翼飞行器;半转翼飞行器试验模型采用连续转动的半转叶片来模拟昆虫翅膀的上下摆动,通过研究半转叶片的连续转动机理,得到升力的理论计算方法,为后续半转翼飞行器升力测试装置的设计以及试验模型的升力测试奠定了基础。

直升机海上应急救援能力评估研究

将直升机海上应急救援过程中“事前预防—事中响应—事后恢复”3个阶段的安全问题考虑到应急救援体系中,可有效评估直升机海上应急救援能力,提高其应急救援效率。基于“5W1H”分析法设计研究框架,通过文献分析、问卷调查、专家咨询等方法对直升机海上应急救援能力评估指标进行筛选,确定出21项评价指标并构建直升机海上应急救援能力评估指标体系;利用基于D-S证据理论的层次分析法确定指标权重,运用模糊综合评估法构建直升机海上应急救援能力综合评估模型;将该评估模型应用到以海上风机维护人员受伤为例的救援演练中,得分为86.89,判定救援能力为“较强”。结果表明:该评价指标体系和评估模型有一定的实用性,能够有效评估直升机海上应急救援的能力。

基于AIXM数据集和改进A^(*)算法的直升机路径规划

针对AIXM数据集(aeronautical information exchange model dataset)在通航应用研究缺乏,以及经典A^(*)算法在直升机路径规划问题中转弯节点多等问题,提出了一种基于AIXM数据集的改进A^(*)算法直升机路径规划方法。首先,分析了AIXM数据集的时空属性,设计了基于时空属性搜索的AIXM障碍物数据查询方法,为进行直升机路径规划奠定了数据环境基础;然后结合直升机性能限制构建了碰撞判断包围盒,基于碰撞包围盒改进经典A^(*)算法,利用AIXM数据障碍物数据与航线数据,提出了一种直升机路径规划方法;通过python与Luaid AIXM 5 Viewer对该方法进行了仿真实验表明,所提方法规划的直升机路径转弯节点少,降低了直升机转弯的频率,规划路径短且符合路径与障碍物之间的安全距离要求。本文研究是将AIXM数据集利用于通航航空情报服务的创新尝试。

直升机整体式惯性粒子分离器研究现状

整体式惯性粒子分离器是一种直升机进气防护装置,其性能优异、应用广泛,对于保护直升机发动机、延长其使用寿命具有重要意义。本文从4个方面对整体式惯性粒子分离器的研究现状进行归纳总结,包括:总结了现有直升机进气防护装置的类型及相关气动参数,梳理了整体式惯性粒子分离器现有的研究方法及取得的相关成果,分析了影响整体式惯性粒子分离器工作性能的因素,并展望了整体式惯性粒子分离器未来的发展方向。研究成果可为今后开展整体式惯性粒子分离器研究及优化设计提供一定参考。

桨叶挥舞弯矩动态修正数字镜像修复方法研究

针对直升机旋翼载荷测量飞行试验中因测试系统故障而引起的桨叶挥舞弯矩测试数据无效问题,提出了一种稳态工况动态线性修正数字镜像修复的新方法。基于桨叶挥舞弯矩产生机理和相关特性,构建动态线性修正数字镜像修复模型,通过分析样例桨叶飞行试验有效测试数据的特性及其相关性特征,利用备份桨叶相同展向站位的有效数据,确立不同稳态工况整周期动态线性修正因子,最后采用样例桨叶实测数据验证了这种方法的合理性和有效性。该方法为挖掘与分析含无效数据信道的桨叶试验测量的结构载荷特性提供了一种可行的新方案。

倾转旋翼机齿轮-丝杠作动器动力学建模及响应分析

倾转旋翼机的倾转机构是由齿轮副与滚珠丝杠副组成的复杂结构,动力学问题较为突出。为准确分析其动态行为并探明振动机制,考虑丝杠副的滚珠冲击激励以及齿轮副的准静态传动误差激励耦合作用,提出了一种齿轮-滚珠丝杠作动器系统动力学耦合建模方法。基于系统动力学方程求解特征值问题,得到了系统各阶固有频率与振型;对比有限元模态分析结果,验证了理论模型的准确性;在此基础上,分析了齿轮-滚珠丝杠作动器系统的动态行为,研究了丝杠副结构参数对输出响应的影响。结果表明,丝杠轴向振动响应随着螺旋升角的增大而减小,随着接触角的增大呈现先增大后减小的趋势。

封面图片说明

封面图片来自本期论文“直升机/发动机耦合模型建模与动态响应分析”,是南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室陈仁良教授课题组为研究直升机的机动飞行动态响应过程,建立了一种能够反映旋翼转速波动影响的直升机/发动机耦合模型,并对垂直跃升机动动作进行仿真计算。

基于光纤Bragg光栅的模型桨叶弯矩解耦方法

近年来,光纤Bragg光栅(FBGFiber Bragg Grating,FBG)这种具有体积小、质量轻、抗电磁干扰能力强、可实现准分布式测量等独特优势的新型传感器受到了人们的广泛关注。为了实现其在直升机飞行试验中的工程应用,引入基于应变差值计算的桨叶弯矩解耦方法,通过标定实验确定不同光纤Bragg光栅组合桥路测量弯矩的耦合系数,选择最优弯矩解耦组合桥路,完成载荷标定。实验结果表明,光纤Bragg光栅传感器适用于直升机桨叶弯矩测量,可以实现挥舞、摆振、扭转弯矩的有效解耦和准分布式测量。

全驱动倾转四旋翼式飞枪的建模与控制

欠驱动的机/枪一体式四旋翼飞枪位置和姿态的控制存在耦合,无法实现带俯仰角的悬停射击,移动射击过程中火控策略复杂。设计了一种全驱动的倾转四旋翼无人机,并以此作为飞枪载体,在实现系统解耦的同时,简化了控制分配方法。首先通过牛顿欧拉法对系统进行数学建模,然后利用反步法设计控制器并证明系统稳定性,最后通过Simulink进行仿真实验。实验结果表明:本文设计的全驱动飞枪模型可实现位置和姿态的解耦控制,跟踪误差小,可满足飞枪悬停射击、移动射击的射击要求,适用于实时性要求高的飞/火控系统。

浮囊材料弹性模量对直升机着水冲击的影响

直升机水上迫降过程中,浮囊材料缓冲特性对直升机着水冲击和安全有着重要的影响。因此,本文采用任意拉格朗日-欧拉(ALE)方法对直升机-浮囊组合体着水冲击过程进行了流固耦合仿真研究,分析了不同浮囊材料弹性模量对直升机着水冲击姿态和冲击过载的影响,对直升机着水冲击的影响机理进行了阐述,通过浮囊吸能百分比揭示了浮囊材料弹性模量对直升机着水冲击过载特性的影响。研究结果表明,直升机着水冲击俯仰角幅值随浮囊弹性模量的增大而减小;直升机垂向过载峰值随弹性模量的增大而减小;浮囊的吸能缓冲性能随弹性模量的增大而增强;当弹性模量从0.167GPa增加至0.667GPa时,浮囊的吸能百分比从10.1%提高至13.6%。

基于FRAM-GM法的直升机事故致因研究

为了定量分析直升机事故的主要致因,本文以美国某起直升机事故为例,使用灰色理论(Grey Model,GM)对功能共振分析法(Functional Resonance Analysis Method,FRAM)进行改进,建立FRAM-GM模型。剖析了该架直升机从维修到坠毁的整个过程,找出引发该事故的重要失效功能连接路径并提出对应屏障措施。理论层面上,经过后验差检验,后验差比值c<0.35,小误差概率P>0.95,预测精准可靠;直观层面上,使用Matlab研究了预测值和专家评分之间的相关关系,结果表明预测值与专家评分之间有强相关性,验证了该模型在直升机事故原因分析中具有可行性,为通航领域事故分析提供一定理论依据。

国内外eVTOL发展现状及应用场景

eVTOL:electric Vertical Take-off and Landing英文直译为电动垂直起降飞行器,可以理解为以电力作为动力来源,无需跑道可以垂直起降的飞行器。国内外的各大eVTOL飞行器制造厂商发展势如破竹,国外的航空产业领头公司空客、波音等开始纷纷进入eVTOL市场,其他的eVTOL企业,像德国的沃科波特和百合花,美国的优步等科技公司很早就开始布局“空中出租车”的业务板块。

具有输入输出约束的无人直升机预设性能安全跟踪控制

针对无人直升机姿态与高度系统存在未知外部干扰、输入饱和、姿态与高度约束等问题,本文提出一种具有输入输出约束的预设性能安全跟踪控制方法.首先,针对无人直升机的姿态与高度约束,通过设计一类边界保护算法,构建了新的安全期望跟踪信号.为了保证系统对于安全期望跟踪信号的跟踪性能,将预设性能函数与边界保护算法进行结合,并对跟踪误差进行转换.针对系统的输入饱和现象,使用Sigmoid函数进行逼近;同时,针对饱和函数的逼近误差与未知外部干扰构成的复合干扰,采用参数自适应方法对其上界进行逼近.然后,结合反步控制方法设计了安全跟踪控制器,并通过Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统所有信号的收敛性,保证了无人直升机的安全跟踪性能.最终,通过数值仿真验证了所提控制方法的有效性.

关于2024第40届中国直升机学术交流会的征文通知

各有关单位及个人:为积极推动直升机技术创新应用,促进直升机人才成长,向广大直升机科技工作者提供追踪科技前沿、交流创新思想、精准对接直升机上下游产业需求服务的学术平台,中国航空学会直升机分会每年举办届中国直升机学术交流会,至今已成功举办三十九届,现已成为我国直升机领域层次最高、规模最大、最具影响力的盛会。第40届中国直升机学术交流会将于2024年8月在黑龙江省哈尔滨市举办。

植保四轴飞行器的模糊PID控制

针对当前植保四轴飞行器在作业过程中自身载荷发生改变后的飞行控制性能下降、抵抗环境扰动能力差的问题,该文改进了传统比例积分微分(proportion,integration,differentiation,PID)控制算法,提出了一种模糊PID控制算法。该文通过研究四轴飞行器的姿态解算和飞行原理,设计了以STM32系列的单片机为核心处理器的四轴飞行控制系统。采用AHRS模块实时解算飞行器姿态参数,结合模糊控制和PID控制算法调节电机的输出量来控制飞行姿态。试验结果表明:与传统PID相比,模糊自整定PID控制算法适应性强,参数整定简单,系统的动态响应能力和稳定性获得了提高,实现了四轴飞行器的稳定飞行。该文为植保无人机控制算法研究提供了一定的参考。

电磁波在等离子体高温气体中传输特性实验研究

针对高超声速飞行器头身部形成的等离子体鞘套对通信的影响,在中国空气动力研究与发展中心的粉末激波管上开展了电磁波在等离子体高温气体中传输特性的实验研究。实验中获得了等离子体气体中的电磁波透射率、电子密度和碰撞频率。实验结果表明:X波段和Ka波段电磁波在高激波马赫数Mas=16.1、1区气体压力P1=1200Pa的激波管实验状态下产生的厚度80mm等离子体高温气体中能量衰减大于30dB,难以传输;X和Ka波段电磁波在激波马赫数Mas=15.9、1区气体压力P1=80Pa的激波管实验状态下产生的厚度80mm等离子体高温气体中能量衰减大于30dB,难以传输;X波段和Ka波段电磁波在激波马赫数Mas=10.1、1区气体压力P1=80Pa的激波管实验状态下产生的高温等离子气体中平均传输损耗较小,可以进行有效传输;Ka波段电磁波在激波马赫数Mas=8.9、1区气体压力P1=1200Pa的激波管实验状态下产生的厚度80mm等离子体气体中平均传输损耗小于1dB,可以进行有效传输。实验得到的等离子体高温气体中的电磁波透射率、电子密度和碰撞频率与理论计算值基本一致。