世界军用直升机装备现状及发展规划

统计了世界军用直升机的装备总量,并从国家、军种、机型、型号等多个维度分析了世界军用直升机装备的分布情况;简要介绍了世界主要国家军用直升机产业的发展现状,分析了世界主要国家军用直升机项目的发展前景,并对我国的军用直升机装备建设提出了建议。

无线电罗差空中校正方法

研究了直升机无线电罗盘(ADF)罗差产生的原因及特性,提出了一种基于卫星导航定位技术的无线电罗差空中自动校准方法,通过获取直升机组合导航系统的位置数据与地面基准点位置数据确定相对方位角,其值与罗盘显示方位角比较即为无线电罗差。该方法较常规方法,场地适应性强,能有效解决外场无专用罗盘场地无法矫正罗差的问题。

圆锥滚子轴承保持架断裂行为研究

本文利用有限元软件,对某变速箱31311圆锥滚子轴承保持架进行整体动力学分析。同时,在保持架最大等效应力处引入裂纹,并基于Gurson-Tvergard-Needleman(GTN)细观损伤模型,研究其断裂行为。结果表明:该方法可为其断裂分析和预测提供参考。

基于惯导系统的旋翼动平衡分析及监控方法

直升机锥体振动直接反映直升机旋翼动平衡水平。出现桨叶磨损等异常情况将导致锥体振动明显增加。飞行中锥体振动的实时监控对于直升机飞行安全具有重要意义。介绍了一种新的旋翼动平衡分析及实时监控途径,利用直升机惯导系统,通过惯导系统数据进行数学变换获取相应的旋翼动平衡,并可以直接显示给飞行员。与一般直升机锥体振动测试方法项目相比,此方法不需另外加装振动传感器及采集设备,更为简单实用。测试结果满足动平衡分析及实时监控要求。

用于直升机舱内降噪的主减支撑吸振技术研究

目的通过控制主减速器结构声,进一步实现直升机舱内降噪。方法在主减支撑结构上进行吸振设计,从根源上抑制齿轮振动向机身传播。基于某直升机,利用传递矩阵法,建立支撑结构/吸振器的动力学模型,进一步结合有限元法建立支撑结构/舱段结构/声场的声振耦合系统动力学模型,验证该技术的中高频减振和降噪性能。在此基础上,分析吸振频率、质量和阻尼对支撑结构振动传递特性的影响规律。根据某直升机的降噪需求,设计得到一组满足需求的样例参数,并开展声振耦合仿真分析。结果在主减支撑结构上附加总质量为4 kg的吸振器结构,即可实现舱内目标频率降噪超过35 dB。结论主减支撑结构吸振设计可有效控制舱内中高频主减结构声。

2024-T3铝合金单搭接化铣板疲劳特性及失效机理

目的 研究2024-T3铝合金单搭接化铣板的疲劳性能及失效形式。方法 采用步进法对化铣板搭接件进行疲劳试验,运用奈尔检验法对疲劳强度进行数据处理,运用扫描电子显微镜和能谱分析对典型疲劳断口进行观察和成分分析,对比基板厚度和铆钉孔径对化铣板搭接件疲劳强度的影响,分析并探讨2024-T3铝合金化铣板搭接件的疲劳失效形式及机理。结果 基板厚度对2024-T3铝合金化铣板搭接件的疲劳强度影响较大,而铆钉孔径影响较小。随着基板厚度的增加,化铣板搭接件的疲劳强度呈现出降低的趋势,对2种铆钉孔径(3、4 mm),厚度为1.8 mm化铣板搭接件的疲劳强度较厚度为0.6 mm的试样分别降低了13.2%和13.0%。基板厚度增加使铝合金化铣板搭接件的疲劳失效形式从上基板铆钉头部失效变为下基板纽扣处失效,并最终表现为铆钉断裂失效。结论 随着基板厚度增加,搭接件微动磨损加剧,加速了疲劳裂纹萌生,这是造成2024-T3铝合金化铣板搭接件疲劳强度显著降低的主要原因。

直升机机载设备电磁干扰与整改技术研究

简要介绍了几种典型直升机机载设备电磁干扰现象。以某两个电子机载设备为案例,对其干扰原因进行分析,整改后进行验证。通过整改案例对类似机载设备电磁干扰问题提供参考作用。最后对电磁兼容专业进行展望。

基于边界约束的直升机整流罩动力学优化

为了改进直升机整流罩有限元模型的计算精度,使计算结果与试验结果一致,该文对有限元模型的边界条件进行优化,使结构的多个仿真模态频率与试验值基本一致。对多阶频率及振型约束下的结构动力学优化设计。该文通过对边界弹簧的刚度进行优化,利用有限元分析软件MSC.Patran对整流罩的模型进行优化设计,主要对模型边界条件进行了优化,取得了较好的优化效果。优化前进行整流罩的模态试验,以试验所得结果为仿真计算的优化目标,对结构优化后的计算结果进行验证,同时证实了通过优化边界弹簧刚度来优化结构动力学的方法的可行性。

主桨叶损伤容限疲劳试验件提前失效改进

根据CS29第571章和AC29第MG8章要求,主桨叶作为直升机的关键部件,必须进行损伤容限验证试验。因为在服役期的桨叶可能含有制造缺陷和没有被发现的外部损伤,并且这些损伤在桨叶的整个服役期都存在,对最大负载也没有造成影响,所以必须制造这种含有典型内部缺陷和外部损伤的试验件进行剩余寿命验证。

缺陷类型及尺寸对3238A/CCF800复合材料层压板压缩性能的影响

为研究缺陷类型及尺寸对3238A/CCF800复合材料层压板压缩性能的影响,本文选取划痕、分层和冲击3种典型缺陷类型及3种缺陷尺寸,开展了典型缺陷试验件的静力压缩性能试验。试验结果表明:层合板压缩极限强度随划痕缺陷尺寸的增大而线性减小;相对于划痕缺陷,在一定范围内分层及冲击缺陷尺寸的变化对层合板压缩性能影响较小;不同缺陷类型对层合板压缩性能的影响由大到小依次为冲击缺陷、划痕缺陷、分层缺陷。

无轴承尾桨柔性梁损伤对振动载荷的影响

柔性梁是无轴承尾桨的关键部件之一,其性能参数会对尾桨的振动载荷和桨叶寿命产生一定的影响。某型机的无轴承尾桨在使用过程中出现单片尾桨叶柔性梁损伤现象,其形成的差异旋翼对尾桨性能影响较大。文章基于CAMRADII软件和桨毂力合成理论,分析了无轴承尾桨柔性梁损伤对尾桨中心谐波载荷的影响。分析结果表明,柔性梁损伤程度和位置对尾桨中心载荷的一阶谐波产生影响,而二阶谐波主要与飞行速度存在较大的正相关。

直升机吊舱挂架意外脱落分析

以一次直升机吊舱挂架脱离故障为例,详细分析并试验验证了直升机吊舱挂架意外脱落的机理。设计更改造成双电源隔离措施失效,机上其他设备用电通路形成潜在工作回路,将导致导线电流过载烧蚀失效,吊舱挂架意外脱落。研究采取相应改进措施消除故障隐患,恢复设计更改前的双刀型钮子开关并建造线路隔离双保险等。

直升机桨叶加载方向的建模及试验方法

针对各类直升机桨叶加载试验时,使用理论预扭角确定桨叶加载方向存在的缺陷与不足,提出一种基于应变电桥输出响应确定直升机桨叶加载方向的试验方法。该方法通过建立挥舞应变电桥输出电压与加载角度的数学模型,设计了切实可行的试验方案和数据处理方法,并在某型号旋翼桨叶上进行了模型和试验方法的验证。试验结果表明,该方法能够快速、高效、安全、准确的完成所有桨叶剖面的加载方向确定,建立的数学模型和试验方法正确有效。该方法对各类桨叶加载试验在提高试验效率、节省经费、保证试验精度和安全上都是具有十分重要的意义。