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第三十届全国直升机年会

第三十届全国直升机年会

  • 召开年：2014
  • 召开地：哈尔滨
  • 出版时间： 2014-08-21

主办单位：中国航空学会

会议文集：第三十届全国直升机年会论文集

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  • 摘要：某型滑橇阻尼器是一种液压型阻尼器，安装于某型直升机的座舱内部，其下端安装在滑橇起落架前弓形梁接头上，上端与机上的G1框相连，在飞机着陆时增加滑橇阻尼器刚度，避免发生地面共振。本文针对某型滑橇阻尼器活塞杆渗油故障,进行了原理分析和实际产品故障排查,并通过更改该型阻尼器的密封设计,实现了排除活塞杆渗油故障的目的.具体方案为：在原设计端盖处增加0形密封装置，使储油腔与外界不相通。但采用这种措施后，又带来新的问题:端盖处增加0形密封圈后，缸筒内部形成封闭空间，在装配的过程中将空气压缩，缸筒内形成的压力腔压力过大时可能将活塞杆压出。为解决上述问题，又在改进的端盖上设计了排气装置，用于装配时的排气。
  • 摘要：本文在阐述惯性技术推进陆航部队导航装备的发展、同时在使用维护上也出现了许多故障的的基础上，首先研究了捷联惯导系统组成和工作原理，然后提出了捷联航姿(惯导)系统算法的核心—姿态更新算法，即时修正算法是一种简洁、有效、实时的算法，弥补了矩阵算法的不足，只需求解四个一阶微分方程，提高了解算速度。最后，本文针对某型捷联航姿系统在XX直升机上装机使用中出现过罗差标定不合格、罗盘卡打转、罗盘卡摆动、罗盘卡迟滞、机动飞行航向误差大、罗盘卡反转的故障模式及消除方法进行归纳、分析、总结，可供使用、维修人员解决类似问题借鉴。
  • 摘要：高温环境下,直升机发动机的可用功率会大幅下降,从而影响其使用效能.本文针对该种情况下,国内某型救援直升机满载动力不足的问题进行了理论分析,并结合一定的算例计算,讨论了其在载重、航程等方面的性能变化,并在维护检测及保养手段上提出了改进的思路及方法：rn 处于炎热地区时，飞行时间不宜过长，特别是在悬停等大功率工作状态下，加之又没有水平方向的气流，致使散热性能下降，工作易超载，需格外避免。rn 调整发动机时，应确定合适的油气混合比，防止发动机富油燃烧。rn 维护过程中应加强对发动机相应结构的检查，并及时清洁散热器蜂巢和冷却管道，使之保持畅通。rn 针对各型任务制定相应的机组资源管理手册，确定装载优先顺序，保证救援效能的最大发挥。
  • 摘要：本文介绍了某型卫星通信设备的可靠性分配研究，根据实际研制过程中的使用情况表明，等分配法可以在方案初期给设计师制定一个模糊的可靠性指标控制方向，但效果并不理想，随着设计进行各模块的复杂程度不尽相同，等分的可靠性指标过于粗泛。而根据实际产品设计时慢慢出现的各种复杂程度，技术水平等的体现，评分法对于研制工作起到了非常理想的指导效果。经过设计中模块的逐渐成型，通过评分法的分配可靠性指标后，各模块指标相对容易满足达标。对于后期研制定型阶段，可靠性指标的合理性分配可以在此基础上根据实际情况进行适当调整，可达成工程合同需求。通过应用等分法和评分法表明两种方法可以顺利从方案阶段转到设计阶段。
  • 摘要：针对某型武装直升机23-2航炮击发后,由于继电器发生粘连引起打不响的现象,提出了在发射控制系统电路中加装继电器保护电路,以解决该问题的发生.
  • 摘要：通过对某型武装直升机武器挂装系统虚拟技术的研究，初步探索了3D MAX在虚拟现实技术中的应用，尤其是在建模过程中3D MAX凭借其良好的操作性、兼容性和强大的功能性，快速建立了机械结构模型，创建骨骼链接并准确地还原了某型挂弹钩的具体工作过程。rn 在建模过程中，模型的拓扑结构大部分为四边面，大大减少了面片数，基本满足了VR系统对模型面片数的要求，以便于下一步将模型导入VR系统进行虚拟环境创建，最终实现人机交互，使培训对象能在虚拟环境中亲自参与到对武器装备的拆卸安装、保养维护以及具体工作准备。必将大大提高军械装备培训效率，提升保障能力和质量效益。
  • 摘要：某型直升机尾桨用操纵盘在使用过程中,在操纵盘两个耳片之间出现了裂纹,发生了几起操纵盘裂纹故障,裂纹位置一致,均发生在两耳片根部过渡区域.经对裂纹产生的原因进行深入讨论和分析:尺寸检测、失效分析和理论分析,认为操纵盘裂纹故障是由于个别产品材料和工艺控制等方面出现问题造成承载能力下降而产生的疲劳裂纹,因此对采购材料进行了严格的规定,对加工工艺进行了改进,从而使问题得以成功解决.rn 为解决操纵盘过渡不光顺的问题，将两耳片连接过渡区域的粗糙度从3.2提高到0.4。针对操纵盘厚度(理论值3. 25±0.15)处于尺寸要求下限的问题，将原材料厚度从3.20-0.3协调更改为3.40-0.3;将操纵盘零件线切割进刀方向改为与锉修方向一致;将操纵盘零件线切割进刀的起始点协更改为从耳片最高点起刀;为保证操纵盘的加工质量，对操纵盘锉修时严格按照现行工艺进行，不允许沿横向锉修，只允许沿圆弧纵向连续锉修，起始点从最高点开始，并加强检验控制;在锁孔工序，原来采用的是带锥面的过定位工装，零件加工后11个孔位对基准面高度差不一致，总有2-3个孔高低位置不合格，以前的手段是通过校形使孔位达到要求，容易产生残余应力。rn 经过工艺改进，取消定位工装的锥面，使加工状态与实际使用状态一致，通过6个螺栓定位加工直接保证了孔位，基本不用进行校形就能满足锁孔尺寸要求，如果需要校形，工艺规定最多只允许2次。
  • 摘要：直升机上有许多部附件通过螺栓连接,在维护与使用的过程中由于各种因素影响,难免出现螺栓卡滞咬死的故障,本文就一起直八型直升机主机轮与主起落架连接螺栓卡死的原因进行了分析,提出了维护建议：rn 在该机型维护手册中，增加相应的理论依据，对于如何安装该连接螺钊一适当加入相应的文字说明，提出具体的安装办法和实施标准。rn 安装连该接螺钉时，要有技术熟练的工作人员进行操作和技术带教，尽最大可能避免人为差错。rn 在安装连该接钉时，制作相配套专用工装，确保通过专用工装将3个机件上的6个直径相同的安装孔精确对正，然后再装入该连接螺栓。
  • 摘要：本文通过对接连发生的3起某型直升机燃油供油选择阀不工作故障进行分析,查出了造成故障的原因,并且经过对生产、试验、质量控制等过程进行认真的梳理,确保了故障的归零,从源头上堵住故障的发生.rn 完善电动机构装配工艺，对穿心滤波器管脚与1或2号插针在焊接工艺明确具体要求:一是明确焊接点位置，焊接完成后焊接点与壳体距离大于3mm，确保焊接点与壳体保持一定距离;二是增加电动机构绝缘电阻检查，具体要求是用5OOV兆欧表检查电动机构1、2号插针与壳体的绝缘电阻大于20MΩ。把电动机构穿心滤波器管脚的焊接工序确定为关键工序，明确检验要求。针对工厂的试验台工作状态与直升机上的工作状态不一致的问题，完善产品试验大纲，明确工作状态，对工厂的试验台全面进行改造，加装接地线。同时对工厂其他类似试验台进行普查也发现存在同样问题，都完成了整改。对已出厂的产品开展全面排查，对不符合工艺要求，存在故障隐患的产品召回工厂进行整改。加强对工厂一线操作人员、检验员进行培训，将基本工作方法技能、掌握工艺要求以及设备的基本工作原理作为培训重点。
  • 摘要：在分析某型直升机维护培训现状的基础上,提出了采用多媒体技术、软件技术和数据库技术,设计开发计算机辅助维护培训系统的思想;对维护培训系统进行了总体设计和功能结构设计,并说明了系统实现的途径.系统涵盖机械、航电、军械等各专业的基本技能、常用工具设备、系统维护检查和直升机日常检查等方面的内容，具有技术资料查询、交互式学习和考核评价等功能。培训内容全面、系统结构合理、界面操作友好，支持某型直升机全专业、全系统、全过程的维护培训。该系统的推广使用必将大大提高该型机的维护培训效率，在促进机务人员对维护工作的认识和理解的同时，提升相关人员对该型机的维修保障能力。
  • 摘要：某型直升机尾桨叶前缘钛包边开胶是一种常见的故障现象。rn本文简要分析了尾桨叶钛包边酸洗机理,并采用剥离试验对酸洗机理进行了验证分析,最终确定钛包边酸洗方法.rn 钛包边试片在氟化氢钠处理过程中，颜色随处理时间的变化为由浅至深，再由深至浅，其产生原因为表面二氧化钛层厚度存在变化过程。rn 钛包边氟化氢钠处理时间在60s之前的试片，表面颜色变化较大，且剥离试验结果不稳定。rn 钛包边氟化氢钠处理时间为1.5min~5.Omin之间的试片，表面颜色基本稳定，且剥离试验结果合格。rn 钛包边氟化氢钠处理时间大于3.Omin的试片，剥离试验结果虽全部合格，但试片表面挂灰现象严重，影响后期的粘接效果。rn 根据以上试验结果，建议选用的氟化氢钠处理时间为:1.5~2.5 min，且处理后钛包边表面颜色应为浅灰色。
  • 摘要：某型直升机在外场使用过程中,经常出现主桨毂轴向关节漏油故障.本文从轴向关节的结构原理和密封结构等方面,对主桨毂轴向关节发生的故障进行分析,找出了故障原因在于轴向关节内外存在压差，使用环境影响，壳体螺母的橡胶唇口磨损等。并提出了解决措施：重新设计壳体螺母的密封部位，选择适合的橡胶材料，设计制造压胶模具。
  • 摘要：本文从直升机机务人员工作特点,结合直升机维修保障工作要求,提出了适应现代机务维修保障工作人员所要的随身装备,包括功能型机务工作服;战术携行背心;功能性工具设备;数字式通讯设备。目的是通过改进机务工作服功能,使机务人员维修效率和水平得到提升,降低工作强度、减少人为差错,遂行完成各种军事与非军事任务.
  • 摘要：本文介绍了国内外森林防火灭火直升机的发展现状,分析了森林防火灭火直升机的机型配置,讨论了直升机在森林防火灭火战斗中的功能定位及直升机森林防火灭火的三种手段——机降灭火、索降灭火、吊桶灭火,并就如何确保直升机森林防火灭火战斗中的安全提出了几点建议：提高航管人员素质，杜绝带故障飞行，树立安全第一意识，加强登机人员的管理和安全教育。
  • 摘要：砂尘颗粒磨损是引起军用装备失效的重要因素之一.本文介绍了在砂尘恶劣环境条件下,砂尘环境的类型及其损坏机理,探讨了影响砂尘环境的主要因素,对提高陆航直升机对砂尘环境的适应能力有一定参考价值.rn 对直升机来说，砂尘颗粒能将飞机的铝质蒙皮打成麻点、凹坑，破坏飞机的气动外形增大飞行阻力;还能打坏布质翼面及其外露部件的保护染层;破坏镀铬层的光洁度;使复合材料构件磨损;rn使座舱玻璃发“雾”，严重影响其透明度;还使发动机内部构件提前损坏等。砂尘颗粒不仅会破坏飞机的外表，如果进入部件、系统内部，则会造成大量故障，其后果将更为严重。rn 实际上所有的军用武器装备在砂尘环境下都会受到物理和化学两方面不同程度的损坏，损坏类型包括:磨损、阻塞和堵塞以及侵蚀等。rn 影响砂尘环境作用的因素有:砂尘浓度、砂尘颗粒大小、砂尘颗粒形状、砂尘组成和硬度、风速、温度、相对湿度等。其中风速、温度、相对湿度是携带砂尘成为悬浮物形成砂尘环境的主要因素。
  • 摘要：声-超声(Acoustic-Ultrasonics简称AU)检测系统介绍,并加入声发射(Acoustic-Emission简称AE)功能,改进后的系统不仅能够对复合材料缺陷大小及力学性能进行检测,而且能够实时监测复合材料工作状态.rn在使用系统AE功能对构件进行状态监测时，利用AE信号的幅度分布分析，可以有效区分纤维断裂和基体开裂，纤维断裂常常释放出高能量的声发射事件，而基体开裂往往是低能量的声发射信号。在高于使用载荷5-10%加载和保持载荷，在保持阶段，如果AE信号增大明显，表明缺陷有新的发展，如果AE信号迅速下降，表明加载过程中材料结构是稳定的，在工作拉力条件下使用，缺陷不会迅速发展。rn 在直升机工作时候，会产生很大的噪声，对状态检测产生影响，所以必须要想办法排除噪声，AE排除噪声的方法有很多，这里采用滤波器来排除噪声，由于声发射信号的频率比较高，在100kHz以上，而噪声的频率较低，多在100kHz以下，因此选用100~350kHz的带通滤波器可以排除部分背景噪声。但利用系统AE功能实时监测到的损伤或缺陷很多情况下受背景噪声影响，不易判断其受伤程度及位置，需要借助其它无损检测手段来验证，此时可以使用系统的AU功能，把超声探头固定在机体构件上面，用超声检测技术检测构件受拉伸载荷后的损伤，在比较拉伸前和之后的扫描图形时，能显示出拉伸载荷引起的裂纹、分层等缺陷。
  • 摘要：针对一起WZ8系列发动机起动放油活门内部橡胶密封垫完全破碎、活门内部漏油而导致空中停车的故障现象,通过该型起动放油活门的工作原理分析、质量复查、分解检查和试验验证,分析了故障产生的原因,并提出了合理改进方案.未贯彻TU199更改的起动放油活门，内部漏油故障发生率低，主活门橡胶密封垫压缩量大(0.3~0.4mm)，压缩率高，但同时需要较大的薄膜位移(0.5-0.75)才能保证活门有足够的开度(0.35~0.7)。较大的薄膜位移容易导致发生结合面漏油故障。贯彻了TU199更改的1091#活门随同WZ8F发动机进行了2000小时地面试车，工作良好，试车完成后，在试验器上复测良好。分解检查，发现该活门密封衬垫表面也有轻微压痕，但压板在止动位置时，密封衬垫的压缩量仍有0.08mm。该活门调试时磨削压板实现衬垫初始压缩量(图纸规定应磨削活门)，因此橡胶衬垫没有被磨削，厚度没有减薄。1091#活门的实际情况可能是一个适当的更改方向。即由磨削压板实现衬垫初始压缩量，保证橡胶衬垫的厚度。在国内寻找填充35 %碳纤维的橡胶或采用进口件，将主活门和辅助活门材料由目前的丁腈橡胶改为填充35 %碳纤维的橡胶，与法方相同。
  • 摘要：针对一起军用直升机地面起飞时发现主警告灯亮、众多参数异常,地面检查发现发动机M03单元体中介机匣上通燃调的P2引气管接头安装座(凸座)根部断裂的故障现象.根据该发动机返厂分解检查、尺寸测量、外场普查、冶金分析和振动测试分析等,分析了故障产生的原因,采取了有效解决措施,避免技术了风险,确保了装备安全.rn 参考压气机前轴承滑油供油管路的固定方式，通过加装支架及卡箍的方式固定燃调P2空气管路，其中支架新设计加工。支架安装在附件机匣结合面上，与压气机前轴承滑油供油管路共用1个双头螺栓，卡箍安装在距中介机匣端长度约占整个管路长度的1/3位置。rn 外场结合300小时定检，对未贯改发动机采用荧光渗透或10倍以上放大镜检查中介机匣P2接头安装座根部及焊缝处，如有裂纹则返厂修理；外场发动机加装通燃调P2管路固定支架及卡箍。rn 厂内修改修理手册中介机匣凸座18部位裂纹处理准则:发现穿透性裂纹或非穿透性裂纹长度超过1/4整圈的中介机匣直接报废，对于修理的中介机匣不允许补焊；细化加工工艺要求，加强凸座尺寸检查；对于厂内新发动机以及返厂修理的发动机加装通燃调P2管路固定支架及卡箍；明确修理转工单工艺路线安排的会签流程要求，编制修理手册规定的内容与修理工艺对照表，并对全体工艺人员进行培训。
  • 摘要：武装直升机机载武器原位校靶对提高校靶效率,减少保障难度,适应未来战争的需要有重大意义.本文提出了一种利用光电设备来实现机载武器原位校靶的方法,给出了其实现的基本原理,并推导出数学模型.利用直升机机体上四个相对于机体轴线固定且在机体坐标系内的空间坐标已知的基准点。在机身一侧利用光电设备三坐标测量仪设立一个观测点，即建立一个观测点坐标系，观测点坐标系与大地坐标系三个轴一致，并在观测点坐标系坐标原点测量这四个基准点的空间坐标。显而易见，在直升机完成顶水平操作，机体坐标系在三个轴上都严格与大地坐标系一致的情况下测量这四个点的空间坐标和在直升机没有顶水平情况下测量这四个点的空间坐标测量得到的结果是不同的，在两种情况下的空间坐标值就蕴含了直升机机体坐标系相对大地坐标系的转换关系。顶水平后的机体坐标系和大地坐标系可以看作是一个坐标系，那么根据已知四个点的机体坐标系坐标值和直升机未顶水平情况下在观测点坐标系观测的四个点的坐标值，通过数学方法就可以解算出两个坐标系间的转换关系。根据这个转换关系，就可以把原来机体坐标系理论靶心的坐标转换到观测点坐标系下，进而在观测点坐标系里显示出这个理论靶心，仍然通过调整挂架，使校靶镜瞄准理论靶心，完成校靶。
  • 摘要：本文讨论了一种转子调制影响导致的信号中断效应以及转子调制影响与辐射模式叠加的建模方法,并以某型直升机机载鞭状天线为例进行了仿真.比较了转子调制影响下偏航平面辐射模式的FDTD预测结果和相应的飞行中测量结果.通过比较可知,两者基本匹配.
  • 摘要：陆航某部在一次直-九型直升机飞行训练中,一台WZ-8A型发动机空中出现N2转速下降并引起停车的故障现象.本文根据WZ-8A型发动机工作原理，从电、油、气三个方面着手查找故障原因。分析了故障原因,并针对该型发动机在维护方面提出几点建议，提出外在因素是受全国各地的气候环境所影响，内在因素是由于发动机维护有其特殊要求，人为因素是比较关键的。
  • 摘要：文中介绍了米171直升机辅助动力装置起动失败的故障现象;通过辅助动力装置起动系统、燃油系统组成、原理入手,分析了该系统起动失败故障原因,给出了解决的办法：对导线接线端了进行修理、焊接，测量导线正常后，起动辅助动力装置工作正常。同时,对今后该系统的维护提出了建议：在外场维护工程中加强检查导线焊接连接处的线路是否受到外力作用造成电缆焊接断开或脱焊。加强线路检测，减少因线路老化，腐蚀造成的阻值变大造成信号减弱、灵敏度降低。在维护过程中尽量减少不必要的对导线的折叠、拉扯等现象，以避免因导线疲劳引起的断丝、脱焊等人为故障的发生。
  • 摘要：本文针对一起罕见的米系列直升机操纵系统桨距卡滞故障的分析和排除,提出了生产、装配及维护中的建议.rn 拆卸操纵组合件总距操纵轴右轴承后，清洁、润滑总距操纵轴，更换故障轴承，地面通液压试验，提放总距感到平稳无卡滞。经试车、试飞，总距使用良好，该故障排除。rn 提出工厂装配前应严格把关，确保轴承质量良好;工厂装配过程中应严格工艺标准，确保同心度符合规定;加注润滑脂应符合规定，防止加注变质润滑脂，防止灰尘、水分进入;日常检查中应加强检查轴承有无问隙，部附件有无异常声音、缺油及机械损伤磨损;日常维护中应及时清除操纵组合件周围的余油、积水等。
  • 摘要：航空蓄电池俗称“电瓶”，是直升机上广泛使用的直流应急和备用电源设备之一。本文通过对一起地面电源开关接触不良,引起的“电瓶”灯时亮时灭故障的现象进行分析,找出故障原因并排除了故障：更换“地面电源”开关，通电检查良好，故障现象彻底消失，电瓶供电系统在时示中一切正常。在此基础上对类似故障进行了总结,并提出了维护和预防的建议：直流电源系统供电比较复杂，排故时应弄清故障现象，认真分析故障原因循序进行，不易盲目拆卸或更换机件以免造成不必要的浪费。用万用表对开关进行电阻通断测试时，通断速度可适当加快，判断开关是否接触不良，必要时也可以通电检查开关接触情况。在维护过程中，加强检查，主要是活动较的部位要加强检查，防止积炭和烧伤等引起的接角虫不良。对于断续出现的故障，要彻底找到原因并排除，才能继续参加正常时示。注意总结和积累经验数据，便于排除故障时进行比较。
  • 摘要：针对一起直九直升机双发Ng转速不协调的故障现象,在分析WZ-8发动机防喘放气活门的设计原因、控制机理及工作情况的基础上,对可能导致该故障现象的原因进行分析,提出了相关的使用维护建议.rn 故障发生后，空中机械师初步判断为右发放气活门未关闭。直升机降低高度，重新进行爬高，增大爬升率，右发放气活门指示旗仍然显示，机组确定为右发放气活门故障。经向机场塔台指挥请示，直升机返航。随后进行地面试车，卸下左右发整流罩，地面快速推右发油门杆，Ng达97%，经观察右发放气活门不关闭，左发工作正常。直升机关车检查，最后确定为P2导管接头处出现裂纹，P2泄漏导致放气活门不关闭，更换导管，地面开车、空中试飞检查放气活门，工作正常。rn 结合可能的故障原因分析，对防喘放气活门的维护重点主要体现在以下几方面，首先是对P2引气管接头进行检查，检查管接头是否固定牢靠，引气管路是否有裂纹、漏气等，如果需要更换引气管路，在重新安装P2导管时，应该调整安装的方向，严格按照规定安装，拧紧管接头时注意拧紧力度，切勿用力过大，以防拧裂导管杯形口;要定期对进口气滤进行清洗，防止气滤堵塞，如果机场飞行区域所处的环境特殊，如风尘较大、沿海地区、环境污染较大的机场，应该增加对空气滤的检查频率，及时清洗，保持气滤通道的畅通;严格按《维护手册》规定及时清洗节流嘴，保持通道面积正常;根据气候条件的变化提前检查放气活门开启、关闭的时机。
  • 摘要：直升机进行跨区域作战训练时,往往出现某些以前不常见的突发性的故障,如果对这些突发性故障原因不清楚,就会对故障排除和预防带来困难.本文对这些突发故障因素进行初步分析，包括自然恶劣的天气环境因素：对于这类故障的预防，首先要掌握未来作战地域的气候资料，积极主动对装备进行一些改进。其次，积极做好防范措施，采取保持装备技术性能的一些简易、实用的方法。变化无常的电磁环境因素: 消除此类故障的关键是能否有效的控制电磁干扰，要有效地控制电磁干扰，实现电磁兼容，可以采用多项工艺和技术，但是没有一项技术或措施可以解决所有的电磁干扰问题，在实际工程中常常需要采取许多措施，如选择合适的安装位置、屏蔽加固、接地、搭接、滤波等。，不可忽视的静电因素:接地是最有效且经济的方法;另外可采取减少摩擦的部位和强度以及添加抗静电材料减小静电的危害。
  • 摘要：针对直升机机械系统的测试,本文较详细阐述了自动测试系统的软件设计问题,该测试软件技术解决了直升机机械系统多种设备的测试难题,提高了自动测试系统的可靠性和有效性,从而保证了其测试精度.rn 测试软件使用了功能强大的VC++6.0开发平台。VC++6.0开发程序的优势主要体现在利用微软基本类库MFC编程提供了一个标准化的结构，编程时极少需要关心对象方法的实现细节，节省了大量的时间，提高了程序开发效率。类库中的各种对象所提供的强大功能可以完成程序中的绝大部分所需功能，程序员所要编写的代码大为减小，保证了程序具有良好的可调试性，使应用程序在功能和性能两个方面满足要求。MFC支持Windows所有的函数控件、消息、GDI基本图形函数，菜单及对话框等等。
  • 摘要：概述红外成像探测器的发展,分析红外成像导弹制导过程,讨论红外面源诱饵干扰红外成像导弹的有效性,推导给出不同投放时机的干扰有效性结论.
  • 摘要：本文针对直升机尾桨操纵机构卡滞,阐述了飞行中尾桨不同卡滞位置的特点,分析了尾桨卡滞处置的基本原理与相关注意问题,为尾桨卡滞处置研究和训练提供一定的理论参考.rn 直升机尾桨卡滞时，由于尾桨拉力已不能通过操纵进行改变，只能通过调整其它作用在直升机上的方向力矩来保持直升机的方向平衡，主要就是旋翼的反扭矩和直升机垂尾产生的侧力对机身重心的力矩。所以，尾桨卡滞处置的基本思路是:通过控制发动机功率、时示速度和侧滑保持直升机方向平衡建立稳定下滑，选择时机通过调整速度及发动机功率，减小或消除侧滑接地。尾桨不同位置卡滞处置方法的不同，主要是体现在接地前的时示状态和接地时的飞行速度不同。而如果尾桨卡滞发生在较低高度的悬停位置，最好的解决办法就是在直升机旋转增加之前立即着陆。rn 此外，对于中立、低距位置尾桨卡滞，尾桨桨距很小甚至为零，可以采用很小的旋翼反扭矩、甚至消除旋翼反扭矩的方式保持方向平衡，所以，在着陆阶段对正着陆区后，可采用半自转或自转着陆方式，这种方法在国外也经常采用。采用半自转或自转着陆方式，可尽量减小接地速度，对于着陆场地条件不足情况下(如野外迫降)着陆是唯一选择，不足之处在于接地前在偏差较大的情况下没有复飞余地。
  • 摘要：导管是直升机液压系统的重要组成部分,导管产生裂纹(破裂)会导致液压系统部件故障,或液压油完全泄漏而导致系统失效,危机直升机的安全.以直升机液压系统硬导管为例,从材料和连接入手,分析其产生裂纹可能的原因,从弯曲振动导致导管裂纹，径向振动导致导管裂纹，腐蚀和机械损伤导致硬导管破裂等三个角度提出了相应的预防措施.
  • 摘要：本文针对直升机应急保障技术信息资源分散、利用率低等问题,研究提出设计一个统一规范的直升机应急保障技术信息综合管理系统.该系统采用“客户端/服务器”的分布式系统架构,收集直升机维修保障技术资料、陆航部队中出现故障信息及排故措施,按照统一的标准和格式进行存储;应客户端的请求,基于存储的数据开展数据挖掘和故障诊断工作,为直升机的日常维修保障、故障的快速诊断以及应急保障工作提供支持.
  • 摘要：本文在分析光学设备的性能指标和接口定义的基础上,提出了直升机专用频闪仪(追踪仪)的检测原理,设计了光电转换调理电路,实现了对光学设备频闪仪光频的检测,设计了直升机旋翼平衡状态模拟电路,解决了光学设备追踪仪的检测难题.
  • 摘要：本文着重介绍了米系列直升机上自动驾驶仪的结构组成及特点、并分析了试飞中自动驾驶仪的故障现象,故障产生的原因以及处置方法.自动驾驶仪由方向、俯仰、倾斜和高度四个通道组成，分别控制尾桨桨距、自动倾斜器和旋翼总桨距。对直升机稳定性和操纵性变差;直升机缓慢地偏离预定状态;直升机摆动;直升机与给定方向反向动作;操纵机构急剧单方向偏转到极限位置等故障提出了相应的解决措施。
  • 摘要：综上所述，低空空域开放对中国民用直升机发展带来前所未有机遇的同时，也面临着各种各样的挑战，直升机除了飞行使用外，对维修工作的重视程度决定了直升机能不能飞的起来和飞的质量，在直升机维修方面，还存在着很大的认识言区，急需提高对维修的认识。对民用直升机维修方面的挑战进行了初步归纳，针对低空刚刚开放，民用直升机企业刚开始起步时，在较小的企业规模下所面临的维修方面的一些具体情况进行了分析，在企业规模与经济效益，直升机维修保障的人才培养和使用，直升机维修法规的建立与完善等方面进行了初步探索，希望这些分析能够为中国民用直升机事业发展提供必要的借鉴，为中国直升机事业大力发展提供思考。
  • 摘要：本文主要介绍直升机型机内通话器基本功能与工作原理,详细分析机内通话器在装机过程与通电调试中出现的多种故障.本文从工作原理入手详细介绍了机内通话器常见故障及故障分析与排除包括机通控制盒机内通话自听与机内通话声音小；机通控制盒机内通话断续或无法通话；机内通话器接收无声音或音量太大；机内通话器发射不出去。为外场维护及故障的判断提供了理论依据.
  • 摘要：与固定翼飞机比,直升机旋翼的气动特性复杂、操稳性相对较弱,因而对积冰的反应更为敏感,积冰后的危险性也更大：旋翼、平尾及尾桨积冰引起的机体、驾驶杆振动与摇晃，甚至急剧变态，是影响安全脱离的重要因素，必须采取措施加以预防。要采取针对性措施，消除影响安全脱离积冰区的隐患；遵循一般原则，选择正确脱离积冰区的方法；靠近易积冰层的边界且轻度积冰，取最短距离迅速脱离；位于积冰层中部且中等、严重积冰时，视情选择脱离方法。
  • 摘要：为弥补传统维修保障方式的缺陷,适应现代航空电子系统维修保障的发展需求,引用当前国外装备维修保障最新技术——预测与健康管理(prognostics and health management,PHM),构建了基于PHM的航空电子装备维修保障系统,该系统能提高装备故障诊断能力,有效降低保障费用,并可对装备未来的状况和剩余寿命进行有效预测.rn 随着采用PHM技术的装备逐步引入，必然会对现行的保障模式产生较大的影响。(1)专业化分。PHM技术可以监控整机的技术状态，对现行的保障模式中专业分工明确、难以互换的专业划分会造成一定影响。(2)工作重点。PHM完成全机自检和故障定位，代替了目前占全部保障工作70%的对直升机各系统进行全面检测和故障定位，维修人员可以有大量时问和精力对故障原因进行总结，有助于提高维修水平。(3)保障决策。现行的外场保障时机由定时维修和视情维修组成，主要由人主观决定;而PHM对重要部件的状态检测结果将作为决策的重要内容予以配合甚至取代。(4)培训内容。目前地勤人员培训重点以故障定位为主，PHM技术的故障自动检测和定位将对其产生一定影响。rn 因此，直升机的维护保障模式需要进行相应的调整，包括组织结构、工作流程、保障时机与内容、训练体系等方面。
  • 摘要：直流电机在直升机上具有广泛的应用,为实现对直流电机的转速和转向控制,在Proteus仿真环境下,设计了以单片机为控制核心的直流电机仿真控制器.实验结果表明,所设计的系统能够满足直流电机转速控制的设计要求,稳定可靠,对硬件电路的设计与调试具有很大的辅助作用.
  • 摘要：通过对国外典型直升机安全性现状进行分析研究,归纳提出国外海军直升机在设计目标、平台动力、旋翼、传动、飞控等系统方面的安全性特点,对国外海军直升机安全性发展趋势开展了初步研究,提出国外更加注重直升机特殊使用环境下的安全性，安全性预防技术不断改进发展，抗坠毁生存能力要求更高，安全性更加注重系统性、综合性。并对提升直升机安全性提出了建议.必须在直升机设计时就严格贯彻有关标准和规范，将直升机安全性作为一项顶层技术指标加于贯彻，从系统、体系的角度提出直升机安全性设计要求，注重安全性指标的分解和试验验证，确保直升机安全性要求能够有效贯彻到直升机的研制工作当中。
  • 摘要：为了探究航空母舰舰载直升机的配置,本文统计了当代各国航空母舰舰载直升机性能,研究了各个航空母舰上执行反潜、预警、搜救、运输等任务的舰载直升机的配置情况,并分析了航母舰载直升机最大起飞重量、巡航速度、航程、续航时间、实用升限等参数随服役时间的变化趋势.结果表明,反潜是航空母舰舰载直升机最重要的任务之一.航母舰载直升机正在从执行单一任务向能执行多种任务的多用途化发展.航母舰载直升机起飞重量较大,而对航程与升限的要求不高.服役时间较短的航母舰载直升机其续航时间一般都能达到4-6小时.
  • 摘要：激光雷达与激光跟踪仪相比，各有优缺点。是一种先进的基于数模的测量工具。iGPS系统能将建立一个10米×20米范围，精度为0.15mm的测量场。具备良好的大空间单点测量功能。激光雷达和iGPS测量系统都是先进的数字化制造的测量工具。均不受具体型号的限制，可适用于数字化制造的各个型号。能彻底改变飞机厂在整机尺度的数字化测量不足的现状。对于飞机厂未来需要发展的:机身结构自动对接、够适应不同构型的阵列式装配型架、自动钻孔、集成激光投影系统、系统件安装位置校核、厂房AGV导航。都需要数字化测量系统作为基础。
  • 摘要：舰载直升机是两栖攻击舰不可或缺的航空装备,在现代两栖作战中发挥了重要作用.通过本文对各国两栖攻击舰所携带的舰载直升机的分析,可得到以下结论:两栖攻击舰舰载直升机有高速需求,最大飞行速度将进一步提高;两栖攻击舰舰载机对航时要求并不高;舰载直升机桨盘载荷有增加趋势且旋翼直径可进一步减少以适用舰载条件;舰载通用或攻击直升机起飞重量趋于10吨且舰载运输直升机趋于20吨以上.
  • 摘要：从信息化条件下陆航武器装备建设的环境入手,分析了信息化条件下陆航武器装备建设的机遇和面临的挑战,并从装备体系结构和人才培养等方面系统分析了信息化对陆航武器装备建设的影响,提出了利用信息化加快陆航武器备信息化建设的对策措施.提出要优化结构，保证武器装备体系建设的高效；独辟蹊径，实现武器装备的跨越式发展；培育信息化高素质人才，保证武器装备建设的持续发展。
  • 摘要：HUMS系统是直升机的重要组成部分,能有效提高直升机的可靠性和安全性,降低直升机的使用和维护费用.文章论述了直升机HUMS系统的定义,系统组成及其发展历程.详细描述了HUMS的功能和国内外研究现状,阐述了HUMS的技术发展趋势,对中国HUMS的发展提出了建议.rn HUMS系统包括机载数据采集系统，地面分析系统及两者之间的通信系统。机载数据采集系统包括:传感器，机载数据采集器，座舱显示器，数据传输设备等。地面分析软件主要包括:数据上传、下载、数据库，使用监测、旋翼诊断，传动诊断，发动机诊断，结构健康监测，维护系统等。rn 其发展趋势为：HUMS系统由被动式HUMS向主动式HUMS转变;建立了多项标准，系统具有开放性结构，向货架产品(COTS)转变;HUMS技术相当成熟，并在不断发展;HUMS产品得到大量应用;HUMS技术正在转变直升机的维修方式;开始探索实时HUMS技术。rn 未来中国直升机HUMS技术发展主要在测试性建模技术，特种传感器技术及传感器优化技术，建立统一的HUMS软硬件标准，建立开放式系统结构，加快故障诊断与寿命预测技术研究以及试验验证，故障诊断与维护结合技术，加快型号应用技术研究等方面发展。
  • 摘要：首先进行了材料吸能评估,在此基础上,开展了复合材料典型吸能构型研究,通过试验确定了高吸能结构形式,最后综合考虑直升机抗坠毁要求,设计了一个直升机复合材料波纹梁子地板结构,通过仿真分析和试验验证,表明针对抗坠毁设计的复合材料机身结构具有良好的吸能能力,能大大降低乘员的加速度水平,保障乘员安全,提高直升机的生存力,同时也验证了仿真分析与试验结果具有良好的相关性,可以为直升机新型号抗坠毁设计提供指导.
  • 摘要：针对军民领域对无人机的新需求,分析了长航时无人机和旋翼布局无人机的设计与性能特点,将飞翼布局与涵道旋翼布局结合起来,提出了一种新型可垂直起降的长航时无人机总体方案,全机采用单台Rotax 912-5发动机提供动力。无人机主体采用飞翼布局，并列式双涵道旋翼以机身对称面对称布置嵌入翼身融合体，可进行俯仰差动。发动机与减速器内置于机身中部，由传动轴将转矩传递给左右两个涵道内的对转可周期变距旋翼。机翼外段采用折叠机构，以便减小停放空问。采用后卸载翼型和机翼几何扭转来提高飞翼布局的纵向稳定性。并对气动布局与飞行控制策略进行了研究.结果表明,新方案具有较好的可行性与实用价值.
  • 摘要：针对应用在海面的直升机的使用环境,本文研究了腐蚀对机体金属材料的影响,选取典型的金属材料2A12作为研究对象,按照装机状态对其进行表面处理后制作成标准试片,对比了腐蚀前后力学性能的变化,从试验结果表明,腐蚀环境对进行表面处理后的金属材料2A12的力学性能没有影响.
  • 摘要：本文针对米-17系列直升机外吊挂及部件吊挂装置采用国际先进的迪尼玛、碳纤维等材料研制,从选材论证、对比分析、试验验证方面,进行了阐述.成果的应用,有利于直升机技战术发挥及维修保障水平提高。新吊挂装置的设计研制，应用新材料，采用综合化、组合化、机动便携等设计理念，增强了维修性，可靠性，便携性。成果可推广应用至直-8、直-10等直升机外吊挂及部件吊装，能安全可靠地保障直升机部件吊装及任务执行，有利于直升机技战术发挥及维修保障水平提高。
  • 摘要：民用航空器机载软件构型管理是保证软件质量与适航性的关键，在民机机载软件开发的过程中，实施软件构型管理可以规范软件开发过程，使民机机载软件产品更加安全、可靠。本文按照DO-178B的要求对民机机载软件构型管理中需重点关注的内容进行了分析和研究，重点提出了机载软件更改控制和加载控制的方法。典型的更改控制包括:新的功能需求、对已有功能的改进和优化、针对发现的问题缺陷进行修复等。满足DO-178B的民机机载软件变更流程较之一般软件的更改更加严格:所有更改行为都必须被详细记录、每个问题都会被详细进行评估和解决。对于评估与更改的实施也都需经过独立性验证。项目成员可以对任一环节进行追溯与跟踪。对于加载控制，可执行目标码或加载数据应存储在构型管理库中;软件构型索引文件(SCI)应包含软件加载过程和确认软件加载完整性的操作指南，或者有单独的文件描述软件加载和确认过程;在设备或软件用于适航验证试验前及设备装机前，应按照软件加载操作指南确认软件的标识和软件加载的完整性。并对中国当前“主机厂-供应商”模式下软件的管理方式提出了指导：要求软件供应商依据适航管理程序规定及DO-178B的要求编制其内部软件构型管理计划并提请主机厂批准;要求软件供应商按照主机厂批准的构型管理计划进行软件构型管理;对供应商实施过程控制，对每个重要节点进行必要的评审，评审过程应有软件工程师、质量工程师和适航工程师参与;通过派驻代表等方式监督供应商构型管理活动，确保其按照批准的构型管理计划开展相关工作。为中国民机机载软件构型管理走向正规化、成熟化提供参考。
  • 摘要：货舱内衬是保护航空器乘员、机组人员不受货舱内部火灾伤害的重要屏障.根据旋翼航空器适航规章的相关要求,对民用直升机货舱和行李舱内衬材料耐火试验适航符合性验证方法进行了研究,分析了耐火试验的主要要素,火焰温度、火焰热通量和火焰的持续时间是考核货舱内衬材料耐火特性的重要指标。给出了局方可接受的耐火试验验证方法：《动力装置技术报告No.3A:软管组件标准燃烧试验设备和程序》；AC20-135《动力装置安装和推进系统部件火防护试验方法、标准和准则》；《航空器材料燃烧试验手册》；AC33.17-1A《发动机防火》。研究结果对新型直升机的货舱和行李舱设计和耐火试验验证具有指导意义.
  • 摘要：本文对一起在直九型直升机定检工作中,检查发现的提前器预调钢索断丝故障隐患产生的原因和危害进行分析,同时解读了提前器的内部构造,供今后在该系列直升机的维护和检查工作中参考.rn 在日常机务维护工作中，严格遵守《航空工程条例》的规章制度。不乱踩、乱压预调钢索，确保预调钢索不受外力而损伤。rn 提高同心度，使预调钢索和预调电机内孔尽量达到同心。预调钢索在预调电机内是竖直上、下运动的，要求预调电机固定在主减速器机匣上，不应向任何一方倾斜。而实际上预调电机存在一定的倾斜度，其原因主要是在固定预调电机时，没有使它保持水平。要克服这一缺陷，可以通过缩短前面一个固定杆或在后面的固定杆上加垫片的方法来解决，使预调电机在安装好之后充分保持水平，预调钢索从其中穿过，则不会和预调电机壳体及传动装置活动杆内壁接触而发生摩擦。rn 针对重点部位进行检查，若发现钢索柔性保护套管有磨损迹象，还需脱开发动机提前器的拉紧弹簧，将钢索略微拖出检查在预调电机内部有无磨损，出现断丝则需要及时更换。
  • 摘要：本文介绍了铝合金小孔腐蚀的特征和概念,并针对一起直九直升机尾桨叶片大面积小孔腐蚀的现象,以闭塞自催化电池为模型分析了造成腐蚀的发生原因,腐蚀发展的过程和机理,影响尾桨叶片小孔腐蚀的内部材料因素和外部环境因素,并提出了具体的预防措施和腐蚀发生后的处理方法.rn 直-9直升机尾桨叶表面小孔腐蚀现象容易被忽视，且小孔腐蚀发生初期阶段不易被发现，若采取合适的防护手段是可以对其进行有效控制的。因此在机务维护工作中应结合机械日或换季大检查等时机采取针对性措施做好维护保养工作，在雨季或潮湿地区应集中组织对尾桨叶进行预防性检查，并对机务人员进行有关腐蚀特点的维护教育，以提高尾桨叶的环境适应性。
  • 摘要：通过保障任务需求,建立保障单元伴随保障能力构成体系,在此基础上,运用群组层次分析法确定指标权重.对指标进行模糊处理,建立不同任务需求下对保障单元的伴随保障能力评估模型.运用模型能对具体任务下保障单元的伴随保障能力进行评估.rn 本文采用任务剖面的描述方法来得到任务需求，由任务需求分析进而得到保障单元伴随保障能力构成体系。通过群组层次分析法权衡各因素在评估体系中的相对权重后，最终确定评估指标体系，并且运用模糊数学知识对指标进行处理，建立不同任务需求下对保障单元伴随保障能力评估模型。rn 评估结果能够在体现其伴随保障能力的同时，也反映出任务的需求。通过不同能力效能的得分情况比较，可以得到在不同任务条件下，保障单元执行伴随保障任务的能力强弱，为进一步提升伴随保障能力提供参考。
  • 摘要：直升机电源系统的机内自检测(Built-in-test,BIT)技术已日益受到人们的重视,文中介绍了BIT相关技术及原理.并以其中的专家系统(Expert-system,ES)详细分析了BIT技术在直升机电源系统上的应用.通过人工设置故障类型，进行模拟采集、处理与故障定位，可验证该系统的有效性。试验证明，对设定的各种故障均能在延时时间内进行准确的定位与预报，其结果基本达到了领域专家处理问题的水平。最后阐述了中国直升机电源BIT技术的现状和发展前景.
  • 摘要：本文提出了一种基于眼睛状态识别的直升机飞行员疲劳实时检测系统的设计方案,方案采用PERCLOS方法进行疲劳检测,并设计出两种不同的告警方式,已达到保证飞行安全的目的.
  • 摘要：本文针对当前在直升机维修保障方面数字化、信息化建设的迫切需求,建立了一个直升机故障与维修数据库.本文明确了现阶段的需求,对其系统进行了分析和设计,描述了其功能的具体实现.该系统采用计算分析技术统计易发故障热点分布规律,提交可随时扩充的典型故障数据库软件包,故障与维修数据库能够故障定位、分析故障原因、辅助提供解决方案,从而全面统计直升机状态的功能.最后对本系统的建设进行了总结和展望.
  • 摘要：新型武装直升机陆续装备陆航部队,其航电系统的综合性、复杂性和保障性凸显出来,为满足航电系统的特殊保障需求,提出了航电系统的通用测试思想,并通过一套通用配置的测试设备完成对航电系统或设备的接口测试和功能测试.rn 通用测试平台采用标准化、模块化的设计及开放式结构，利用最少的资源，实现了对直升机航电系统及机上电缆的接口测试、功能测试和维护支持，利用维修帮助和系统重构技术实现故障的快速修复，最大限度地保证了装备的正常工作。通用测试技术和航电系统的测试性、维修性、保障性设计具有密不可分的关系，通用检测技术的运用和实施离不开航电系统通用测试性、维修性、保障性设计的同步配合，只有两者的设计思想与策略保持统一协调，高度通用化、智能化的测试、维修平台才能真正发挥潜力和作用。
  • 摘要：论述了航空无线电设备的组成和基本的工作方式,结合当前航空通信导航所受干扰的现状,分析了航空干扰的基本类型和常见干扰源,提出了相应的解决对策.rn 航空通信导航干扰的产生是与机载通信导航设备的特点分不开的，甚高频调幅电台的抗干扰能力较低，因此易受干扰，也是受干扰最为严重的;而航空导航设备的抗干扰能力相对较强，但是随着无线电应用的飞速发展，导航设备被干扰的隐患也逐渐加大。面对不同类型的干扰，有不同的对策，但归纳起来，一方面是要加强机载无线电设备的抗干扰能力，另一方面就是要加强航空无线电专用频率的保护，严格落实国家的法规制度，确保航空日常运行安全。
  • 摘要：本论文主要阐述了武装直升机机载反坦克导弹空中模拟射击训练器的设计与实现过程.通过加装电子箱,引入载机火控和惯性导航信号,实现在综显中叠加虚拟三维坦克目标和弹道仿真后的导弹光标.射手可在直升机空中飞行时,按照实弹发射方法和步骤进行反坦克导弹射击训练.通过操控盒可实现科目设置,并可进行成绩评定提示改进方向.
  • 摘要：短路保护插件用于某系列直升机的直流发电系统中，对主汇流条、发电机馈线进行短路保护，并在短路发生后，对短路部分进行隔离，并切断相应侧发电机的激磁，以防止其向短路部分供电。短路保护插件上各个继电器动作时间是否符合要求,直接影响到插件的工作性能.本文根据短路保护插件的工作原理,利用401电秒表对继电器的延时性能进行检测.包括继电器T2控制线路延时t2，继电器T3控制线路延时t3，继电器T2,T3控制线路总延时的测试方法。
  • 摘要：本文就现在国内缺少的三吨级轻型直升机进行构型设计.经推算至2018年国内外市场对中航工业三吨级直升机的总需求量约为:2595架。该型直升机是为满足现在及未来中国和世界直升机市场而开发的3吨级直升机，它能够在未来的直升机市场中占得很大的市场份额，为企业带来巨大的经济效益和社会效益。三吨级直升机的应用极其广泛，可以带动民用直升机产业和相关产业的大力发展。项目的成功将为中国民用航空产品的研制开发提供一个可借鉴的思路。通过三吨机项目的研发可以带动保军企业的发展。
  • 摘要：为了研究旋翼半径变化对直升机性能的提升作用,将旋翼动力学综合模型与机身模型相耦合,采用前飞配平方法计算稳态时旋翼操纵量和机身姿态角,从而计算直升机需用功率.通过研究直升机功率与旋翼半径、前飞速度、直升机起飞重量以及飞行高度之间的关系来确定可以降低多少直升机需用功率,同时也分析了旋翼桨距和旋翼轴倾斜角随旋翼半径和前飞速度的变化趋势.在中高速飞行时,特别是高速飞行时,旋翼半径的变化可以显著地提升直升机的性能.当飞行速度为200km/h、旋翼半径减小20％,需用功率可降低37.6％.随着飞行高度的不断增加,在低速到中速飞行时直升机功率减小幅度会减小,在高速时功率减小幅度会增大.旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼半径减少而增加,旋翼轴纵横向倾斜角随半径减小而减小.
  • 摘要：为了使直升机旋翼噪声的研究更为贴近实际,本文分析了大气吸声和地面吸声与反射对直升机旋翼气动噪声的影响.采用基于Euler/自由尾迹的混合方法对旋翼进行流场计算.噪声的计算采用基于声学类比法的FW-H方程.利用fourier变换和反变换对噪声进行时频和频时转换.采用“二级声源辐射”模型,分析了噪声在不同传播距离时,大气对旋翼噪声的影响;计算分析了观测点距地面不同高度处,地面反射和地面吸声对观测点声压的影响;最后文章分析了不同地面类型对旋翼噪声的影响,并得到了一些有意义的结论.rn 研究表明，大气吸声对旋翼噪声的传播有明显的影响，除旋翼噪声随传播距离的增加而引起的衰减外，大气吸声会导致附加的旋翼噪声衰减。在旋翼噪声分析中，应该考虑大气吸声对噪声传播的影响。rn 在不同的传播距离上，大气吸声几乎不改变传播中的旋翼噪声的声压波形。这表明，在均匀的大气中，大气的吸声作用处处相似。rn 旋翼噪声经过地面反射后，在观测点上直达声波与反射声波会发生叠加。对于不同的观测点高度，声压叠加的结果也不相同。在一定高度上，当出现反射波与直达波波峰叠加时，会使观测点出现声压放大现象。rn 地面吸声效应会减弱传播中的旋翼噪声反射波，旋翼噪声传播距离越近，地面吸声的影响越大。而且地面状况不同，其吸声情况也很不相同，流阻较大的地面，吸声效果明显。
  • 摘要：本文基于直升机风扇翼气动特性的CFD数值模拟结果初步建立了风扇翼滑流模型以及一种适合于风扇翼滑流气动特性的理论分析方法.并利用该方法分析了风扇翼滑流气动特性随转速的变化规律,得出了一些有益的结果：滑流推力和滑流消耗功率均随着转速的增大而增大，而且前者的增加率更大。滑流消耗功率只占风扇叶片消耗总功率的一小部分，而且随着转速的增大，其占比有减小的趋势。
  • 摘要：建立了一套适用于共轴刚性旋翼悬停状态非定常气动特性计算的CFD方法.在该方法中,采用了三维非定常Reynolds Averaged Navier Stokes(RANS)方程为主控方程,选用了Spalart-Allmaras湍流模型.采用Roe+MUSCL格式进行通量计算,时间步进则采用了双时间方法.应用结构运动嵌套网格方法来模拟桨叶的旋转运动.同时,发展了一种共轴刚性旋翼悬停状态配平分析方法.应用所建立的方法,首先计算了有试验数据的Harrington rotor-2旋翼的气动性能,验证了该方法对共轴刚性旋翼悬停气动特性计算的有效性.通过计算分析表明,由于上下旋翼之间的干扰作用,流场是非定常的,具体表现为上下旋翼拉力和扭矩随方位角出现周期性脉冲变化.扭矩配平状态下,上旋翼总距比下旋翼总距小1°左右,上旋翼拉力占总拉力比率约为56％.上下旋翼间距增大,上旋翼拉力增大,下旋翼拉力减小,同时非定常效应减弱.相同拉力下,上旋翼需用功率小于下旋翼但大于同实度单旋翼,共轴刚性旋翼总需用功率小于同实度单旋翼.
  • 摘要：考虑到共轴双旋翼流场特征高度复杂性,以及计算周期长等因素,把叶素动量理论(BEMT)和结构滑移网格方法相结合,建立了一种适用于共轴双旋翼悬停流场数值模拟的计算方法.在该方法中,通过BEMT修正上下旋翼总距角对一定拉力系数下的旋翼扭矩进行配平,然后以此总距角为初值建立物理模型,通过求解三维可压缩N-S方程对共轴双旋翼的悬停流场进行数值模拟.应用该方法分别对共轴双旋翼和单旋翼的悬停流场进行分析,计算结果与试验数据相吻合,证明了该方法的可行性.通过对比分析不同构型直升机旋翼桨尖附近的诱导速度场分布以及旋翼下洗流分布。rn 结果表明，应用结构滑移网格模型，对单旋翼构型的悬停流场进行了非定常数值模拟。计算结果与试验数据相一致，表明了该方法可以对单旋翼悬停流场进行正确的模拟。rn 结合叶素动量理论和结构滑移网格方法，通过求解三维可压缩RANS，对共轴双旋翼的悬停流场进行了数值模拟。计算结果与实验数据相一致，表明了该方法可应用于共轴双旋翼悬停流场的数值模拟。rn 通过流场计算可知，对于共轴双旋翼流场，在上旋翼的桨尖附近不存在明显的上洗流，而在单旋翼桨尖附近区域，气流上洗趋势比较明显。同时由于上下旋翼诱导速度叠加，共轴双旋翼的桨盘下方的下洗速度比单旋翼的大。
  • 摘要：基于动量源理论,采用多块对接结构网格技术,建立了一套以可压Navier-Stokes方程为主控方程的涵道风扇流场数值模拟方法,该方法空间格式上采用中心差分方法,时间方向使用五步Runge-Kutta迭代法对控制方程进行求解,采用Spalart-Allmaras一方程湍流模型.桨盘被简化成一个无限薄的作用盘,桨叶对气流的作用被等效为时间平均的动量源添加到作用盘下方的网格单元中.初步研究了轴流状态涵道风扇的流场特点,并对悬停状态下涵道间隙对涵道风扇气动特性的影响进行了简要分析。rn 结果表明，桨盘拉力可快速收敛，涵道拉力震荡较为剧烈，需要更多迭代步数;悬停状态涵道问隙增大时，桨盘拉力略微减小，涵道拉力减小明显，涵道总体性能降低;悬停状态，涵道间隙增大时，涵道唇口处负压峰值减小;气流在通过桨盘后有强烈的旋转，三维效应明显;1Om/s垂直下降时，涵道拉力为负，气流绕涵道运动明显;1Om/s垂直爬升时，涵道和中心体下方有强烈的涡，会产生较大的阻力;涵道风扇UAV的尺寸一般较小，桨尖马赫数低，采用可压方法计算时，易出现收敛困难，应采取预处理方法，改善程序收敛性。
  • 摘要：本文建立了基于CFD的风扇翼参数优化方法,通过isight集成catia、icem-cfd和fluent,实现风扇翼气动性能的计算,在原有模型的基础上构建风扇翼参数的设计空间,建立响应面模型,采用12片弧形叶片的风扇翼模型，设计参数如下:叶片弦长d，叶片外圆弧半径R1，叶片内圆弧半径R2，安装角γ，入流角θ，下翼面长度L，桨舱半径R。本文选择上述7个参数进行局部寻优，以提高风扇翼的气动性能。利用优化算法,找到了相较于原模型更优的参数组合,CFD验证表明该方法可行.
  • 摘要：单片桨叶(Individual Blade Control,IBC)主动控制在降低桨-涡干扰(BVI)噪声方面是一种新概念,具有重要的研究意义.通过求解Navier-Stokes方程获得准确的声源信息,湍流模型采用S-A模型,时间上采用双时间法进行推进,在伪时间方向上使用隐式LU-SGS格式进行时间推进.采用并行算法对流场计算进行加速以提高计算效率.在获得的准确声源信息基础上,噪声计算采用基于声学类比法的FW-H方程.在上述数值模拟方法基础上,对典型斜下降飞行状态下UH-60A直升机旋翼有/无IBC输入下的BVI噪声进行计算对比,计算结果表明,在适当的2/REV的IBC输入下,噪声降低可达6dB,说明IBC主动控制技术可有效地降低旋翼桨-涡干扰噪声.
  • 摘要：基于混合网格建立了一个适合于直升机旋翼/机身非定常干扰流场的数值模拟方法.其中,采用混合网格系统生成旋翼/机身干扰流场网格以降低网格生成难度;将二阶MUSCL格式和Roe格式相结合进行空间离散以提高流场的计算精度;同时引入隐式LU-SGS时间格式和OpenMP并行模式以提高干扰流场的计算效率.应用建立的计算方法,对Georgia和Robin旋翼/机身模型进行了数值模拟和分析,与试验结果良好的相关性表明了本文方法的有效性.rn 结果表明，建立的混合网格方法能够有效地降低旋翼/机身干扰流场网格的生成难度;提出的挖洞和贡献单元搜索组合策略可以适合于不同网格类型，并具有高效率、完全自动化等特点;发展的旋翼/机身流场求解方法能够有效、准确地模拟旋翼与机身间复杂的非定常流动;本文方法适合于分析旋翼/机身干扰非定常气动特性，能够准确预测旋翼干扰状态下机身表面压力的非定常变化。
  • 摘要：本文针对样例直升机压力喷气旋翼,基于力矩平衡法,利用CFD数值模拟方法计算了桨叶旋转产生的气动升力和阻力矩以及管道内流特性,进一步分析了内流管道入口压力值对喷流反作用推力和力矩的影响,最终获得了压力喷气旋翼的转速与入口总压关系以及桨尖推力和旋翼升力关系.
  • 摘要：模型试验台可以开展各种类型的直升机气动试验研究。数据采集系统是模型旋翼试验台的重要组成部分,主要作用为记录和处理旋翼试验中产生的桨叶、拉杆、扭矩等试验数据,本文介绍了基于Labview的模型旋翼试验台数据采集系统的硬件和软件组成,并采用批处理程序和宏指令对试验数据进行提取.通过对采集到的数据进行分析,验证了本系统可以正确反映出试验台的时域和频域特性.
  • 摘要：本文建立了基于CFD的非定常二维数值模拟方法对前缘开槽的风扇翼进行气动特性分析.本文计算了单个槽、两个槽等情况下风扇翼翼型的气动力,分析了开槽对风扇翼升力和推力的影响,得出了一些有益的结果.rn 单个槽时，随着开槽位置从风扇翼下翼面前缘向后缘移动，升力和推力先增加后减小，在开槽位置为43°时达到最大值。开槽对推力的影响比升力大，最大可使推力增加16%，升力增加6.8%。rn 随着开槽位置沿风扇翼下翼面从前缘向后缘移动，推力增量先增大后减小，当开槽位置为37-48°时，推力达到最大值。升力随着开槽位置移动，逐渐减小。两个槽可以使推力最高提升26.4%升力提高11.8%。rn 前缘两个槽比单槽时对推力的影响大，开槽对升力的影响相同。通过开槽可以有效改变风扇翼的升力和推力。rn 开槽后对风扇翼前缘影响较大，对升力和推力的改变是通过改变前缘弧形槽内表面压力分布和来流进入横流风扇的流量和方向来实现。
  • 摘要：利用滑移网格的CFD数值方法计算了倾转旋翼机直升机模式气动干扰特性,给出了干扰情况下旋翼拉力与机翼垂向载荷的变化规律,计算出不同径向桨叶剖面压力系数,通过对倾转旋翼机旋翼机身干扰流动规律的分析得出倾转旋翼机直升机模式时的喷泉效应现象的形成原因.通过和GTRS模型数据进行对比,误差范围小于5％,可以用于工程分析.
  • 摘要：针对旋翼飞行器的旋翼运动和机身复杂外形特点,分别建立了基于椭圆型偏微分方程和抛物型法向外推格式的两种三维网格生成方法.其中,旋翼桨叶三维初始结构网格采用代数法生成,使用Hilgenstock方法确定源项,能够精确保证附面层网格的正交性和第一层网格间距(取得合理的y+),以满足附面层计算的要求.复杂外形机身的三维初始网格为其表面网格,沿物面法向推进过程中使用了Poisson方程进行光顺迭代,有效避免了机身凸角处网格线发散和凹角处网格线交叉的问题,并可以根据计算的需要调整网格法向间距.以先进桨尖旋翼、ROBIN机身以及倾转旋翼机身为对象,分别采用了上述方法进行三维贴体、正交结构化网格的生成,取得了不错的效果.
  • 摘要：以横流风扇在固定翼飞机模型上的应用为基础,创新性地将横流风扇应用到旋翼上设计出一种新概念卷帘横流风扇式旋翼(简称“卷流旋翼”).通过实验测试了这种卷流旋翼的升力特性、迎角特性、升阻特性以及转速特性,测试数据表明这种新概念旋翼模型在一定条件下具有较大的功率载荷、较好的失速特性,同时其升阻特性也与经典固定翼翼型较为相似,具有较广阔的发展前景.
  • 摘要：直升机旋翼模型试验中动平衡调试非常重要.本文介绍了采用动平衡仪开展旋翼模型动平衡调试的方法,经实际使用取得了很好的效果,提高了旋翼试验的效率,减小了试验台振动,为保障试验安全、提高数据精度提供了有力支持,对于常规旋翼模型试验具有很好的推广价值.rn 试验台动平衡调试时采用三步法。第一次为基准状态测量，动平衡仪监测桨毂旋转到额定转速后，采集约10秒，获得加速度幅值信息及初步的方位角信息。第二次在桨毅上试加一个小质量(如5克)并给出其方位角值，试验台运行后得到加速度信息。第二次加载后，经过计算，动平衡仪根据动平衡精度等级，给出第三次应加质量及方位角信息，质量精确到克，方位角精确到度。根据加重的质量和方位角，动平衡仪可将其分解到相临的两个桨毅支臂上，以保证配重安装在桨叶螺栓处。再按该结果对桨毅进行配重并进行动平衡效果检查，检查合格后动平衡调试完成。
  • 摘要：本文主要介绍FiberSIM在直升机复合材料数字化制造中的研究与应用,新的复合材料制造技术改变了传统的复合材料制造模式,由依赖模线样板进行制造的模拟量传递转变为由计算机设计数据直接转化为制造信息的数字量传递,信息更加准确.应用FiberSIM软件在制造之初将复合材料构件进行参数化设计与分析,最后进行一系列的制造程序,缩短零件的制造周期,提高劳动效率,节省原材料,减少超差情况的发生概率.
  • 摘要：动力系统是无人涵道共轴双旋翼飞行器的关键部件之一,针对特定的新概念无人飞行器平台,本文分析了与无人飞行器平台相适配的动力系统,估算了飞行器安全飞行所需的功率需求,完成了发动机选型,设计了发动机控制系统的硬件结构、控制策略和软件架构及程序,应用经典控制理论探讨了油门开环控制、转速闭环控制和总距前馈补偿控制,并在飞行器试验台架上进行了试车验证,表明所设计的无人飞行器动力系统是可行的.
  • 摘要：本文在小型四旋翼直升机的稳定飞行基础上,加装了GPS模块,优化了APM飞控程序,实现了自主飞行的功能,并通过调试和实际飞行测试验证了其飞行性能.
  • 摘要：本文对飞行测试载荷数据中经常出现的跳点及干扰数据等两种典型伪数据进行了介绍,基于离散傅立叶变换/反变换进行跳点及干扰数据进行滤波处理的基础上,针对跳点数据的特点,提出了肖维奈准则法及异常斜率法进行跳点处理,同傅立叶变换方法组合在一起,能够有效的完成飞行测试载荷数据的排伪处理工作.
  • 摘要：参考水上飞机的横向稳定性计算原理和船舶稳定性原理,提出合理的假设,并以三维势流理论为依据,对液体粘性进行适当的简化处理,建立了直升机的漂浮稳定性计算方法,对漂浮姿态、横向稳定性、耐波性以及抗风浪等级进行评估.最终将计算结果和试验结果进行对比,结果表明所选择的方法可以用于工程预测.
  • 摘要：本文通过调整桨叶复合材料大梁的铺层角及其展向分布,提出了SA349直升机马赫数相似模型旋翼桨叶的三种挥舞弯曲-扭转弹性耦合方案并进行了弹性剪裁分析.在分析中采用19自由度弹性耦合中等变形梁单元模型,以SA349直升机飞行状态2的气动力作为桨叶预定气动载荷,计算并比较了不同耦合方案的桨根与桨毂振动载荷,验证了弹性剪裁在直升机减振设计中的有效性.
  • 摘要：本文以使用压电叠层作动器的大型挠性空间桁架结构为研究对象,运用有限元方法和压电理论,对其进行有限元动力学建模,并进行了动力学分析.基于可控Gram矩阵提出了作动器位置优化准则,应用遗传算法优化了压电叠层作动器位置.运用线性二次型最优控制作为主动控制策略.最后用simulink进行了仿真,证明了本文方法的正确性和有效性.
  • 摘要：H425直升机油箱系统采用了抗坠毁设计,油箱使用了抗坠毁软油箱,油箱附件安装板与结构之间通过易碎片连接.采用Dytran软件对带结构油箱系统的坠撞性能进行了仿真分析,并对仿真结果与坠撞试验结果进行了对比分析,该油箱系统及底部附片防护设计符合CCAR-2981的要求，仿真得到的结果与验证试验结果相符。仿真过程中采用了流固耦合等技术，为今后直升机抗坠毁油箱系统设计和仿真分析打下基础，特别是为民用直升机油箱系统的抗坠毁设计和仿真分析提供了有价值的借鉴。
  • 摘要：通过采用X射线对薄壁小管型焊接件进行检测,采用不同角度的透照,透照后在拐角连接处的底片上显示为一条和未焊透缺陷同样的黑线.对此类型的零件结构进行分析,并做出大量的试验件进行透照,每个底片上都有此类显示,通过对零件进行剖切,角接区域存在焊接检验允许范围内的角接空腔,这是焊接中必可避免的,而且由于零件的结构特点,拐角连接处存在结构间隙,该位置是人工无法打磨到的,属于表面显示,与底片对比,确定该显示不是未焊透,而是由于零件结构间隙和角接空腔所造成的,确定了该结构对底片评定的影响.
  • 摘要：直升机平尾作为一个重要的飞行部件,其质量的好坏直接影响到飞机的整体性能.本文以大型复合材料平尾为研究对象,针对大型全封闭式多框架复合材料平尾整体制造技术中出现的问题,分别从复合材料“细长梁”高精度制造、多型面复材加强肋成型、整体外形精度控制、整体胶接质量控制这四方面进行了详细的阐述.
  • 摘要：电动直升机的关键技术已接近成熟,应用桨速优化技术能解决当前电池储能不足问题,提高航时和航程;相较热机直升机有更高的爬升率和升限,在噪音和振动、可靠性、使用成本上具有优势.rn 当直升机的时示高度、重量、旋翼参数及旋翼转速给定时，旋翼需用功率主要由旋翼诱导功率、旋翼型阻功率和全机废阻功率组成。桨速优化技术可以通过选择不同桨速，保证正常飞行的同时减少旋翼需用功率，实现提高航程、航时、升限的目的。只要旋翼转速下降10%，旋翼型阻功率就下降27%。在直升机以大约为经济速度时示时，型阻功率占据的比重最大。因此以大约为经济速度飞行，并且降低旋翼转速，需用功率节约效果最为明显。
  • 摘要：目前国内对直升机复合材料件喷漆前处理还停留在传统的手工打磨方式上,致使喷漆成为制约复合材料零件产业化生产的瓶颈.逐步减少传统的手工操作,提高自动化、机械化喷涂前处理技术的应用比例,削弱喷漆环节的瓶颈效应,适应复合材料零件产业化需求,已成为提高复合材料涂装效率和防护效果的必要途径.本文主要对复合材料零件喷漆前表面处理采用塑喷机喷射非金属丸粒方法去除脱模剂及漆膜技术进行工艺验证试验,并对试验件进行剪切强度、弯曲强度、滚筒剥离强度力学性能试验,为复合材料零件表面塑喷法表面处理技术研究提供有效的数据支持.
  • 摘要：本文以某直升机复合材料机身与主减后接头局部连接结构为研究对象,针对结构承面外载荷较大的特殊受载形式进行复合材料-金属接头机械连接技术研究.通过有限元仿真分析,确定了复合材料-金属接头的连接形式,并对复合材料机身结构连接区的局部铺层进行了优化,随后开展复合材料-金属接头连接结构的力学试验.结果表明,在给定载荷下,复合材料-金属接头机械连接结构具有足够的强度和刚度,满足设计要求.
  • 摘要：随炉试片是监控检测复合材料制件工艺过程的重要依据,设计具有较高代表性、针对性的随炉试片是实现监控检测复合材料制件工艺过程的主要技术途径.本文针对直升机复合材料层压结构和蜂窝夹层结构的随炉试片进行设计研究,利用有限元理论确定结构应力严重部位,从而选择典型铺层,通过分析零件在飞行过程中的受力情况,选择合适的试验方法,比对试验结果,评定该制件的制造质量,防止不合格品进入下道工序,为产品交付提供有力保障.
  • 摘要：本文介绍了超声波穿透法的检测原理以及与脉冲反射法比较后的优缺点分析.针对副翼调整片空腔结构复合材料制件的结构特点,在现有穿透法检测设备的基础上设计加装额外的扫描支臂实现了对该产品的水浸穿透法超声波C扫描检测.介绍了建立水浸槽、扫描支臂、试块、探头型号的试验过程,通过对试块的扫描数据分析证明该技术可以可靠地检测复合材料制件内部的分层、夹杂、孔隙及脱粘类缺陷.现已通过用户认证并成功用于产品批量超声检测,是一例成功的经设备改装的超声波检测技术应用实例.通过对副翼调整片的C扫描超声波检测技术的建立,验证了C扫描穿透法检测技术对腔体结构复合材料制件检测的可行性,在国内航空企业属首例,并对同类空腔结构产品的检测应用有指导意义.
  • 摘要：为满足直升机总装与外场通电检查时，鉴定机上激光告警系统是否正常工作，可以利用激光源设备发出激光信号对激光告警传感器进行照射。但使用首批激光源设备进行激光告警信号模拟时，效果并不理想，而且存在不安全因素，所以决定对该激光源设备进行改进。rn 继续使用固体激光器，但大幅度衰减输出激光能量，提高现场使用安全性。激光源使用1.570μm/1.064μm双波段激光器，主波段为人眼安全的1.570μm激光，1.064μm波段能量较小，提高现场人员安全。rn 激光源主机中去掉观瞄望远镜单元，增加红外线单元(红外线光源人眼可见并安全)。通过内部设计增加小型红外线指示激光储能装置，使得红外线指示线与激光束平行并共线，不仅便于使用人员在实验室和测试厂房观察激光点的位置，而且提高了使用人员的安全性。rn 原激光源设备中激光发射单元的Q开关可使用主动或被动调Q机制来压缩激光脉冲产生巨脉冲激光，主动调Q通常使用起偏器和优质电光晶体，通过Q开关电路对晶体施加高压电场来控制激光光路的通断，会增加一定的体积、重量、功耗，而改进的激光源设备的激光发射单元只使用被动调Q机制，通过饱和吸收体作为光路开关，不需要电路控制，结构小巧，调节便利，降低了产品的体积和重量。
  • 摘要：按照国际标准进行试验和检测,对国产PMI泡沫与进口产品进行对比.通过该对比对其性能达到一个较深掌握,为使用及工艺改进提供依据;在试验中发现国产PMI泡沫的不足,也为生产厂家对PMI泡沫配方、成型方式或工艺参数进行调整提供支持;这有益于将进口泡沫的成功应用技术,有效转化到国产泡沫上.国产PMI泡沫应用将有利控制国产桨叶成本,提高国产直升机的市场竞争力.rn 研究表明，国产PMI泡沫相对进口的，尺寸稳定性能相对较差;用尼龙真空进行储存国产与进口PMI泡沫零件，在20天内基本可以满足使用的;在压缩性能方面，国产与进口PMI泡沫均出现较大值，但后者多在峰值后发生较大体积收缩，而前者相对稳定，这与气泡的体积分数有很大关系，需进一步研究确定;在环境温度升高时，进口PMI泡沫比国产的更有利于为桨叶提供必须的成型反压。rn 所以，通过研究得出国产PMI泡沫的综合性能相对进口的，在常温压缩性能、均匀性方面略有优势，但整体仍存在一定差距，需要继续进行改进。另外，应对PMI泡沫的基体树脂的体积比例、基体微观结构及其压缩蠕变性能等方面开展一定的研究，并结合聚合物基纤维复合材料共固化进行综合性能对比，以便更科学的指导生产应用。
  • 摘要：通过对航空器制造符合性检查实施方案的研究,为航空器型号合格证(TC)申请人及其制造组织与局方共同开展制造符合性检查,提供了一种行之有效的解决方案：在编制全面系统、切实可行的制造符合性检查计划(CIP)的基础上，做好制造符合性检查前准备、检查中配合和检查后问题整改跟踪工作，并充分发挥局方的指导作用和相关各方良好的组织、协调和配合，就能顺利完成制造符合性检查实施方案。
  • 摘要：ARINC429总线规范是专为航空电子系统通讯所规定的航空工业标准。DEI1016是Device Engineering公司生产的ARINC429航空总线收发器芯片,在与嵌入式处理器的交联通讯中,由于该芯片没有标准通讯接口,需要按照其专用的通讯时序编写驱动程序.本文介绍了DEI1016总线收发器在嵌入式应用中的驱动软件设计,完成了嵌入式处理器与DEI1016总线收发器间发送总线数据、接收总线数据、配置寄存器等任务驱动程序的编写.设计的驱动程序能快速、准确的实现嵌入式处理器与DEI1016芯片的设计.
  • 摘要：本文以麦克斯韦方程组作为主控方程,吸收条件采用完全匹配层(PML)技术,依托Yee元胞网格技术,并与等效原理进行近远场外推相结合,建立了一套基于时域有限差分法(FDTD)的直升机雷达散射截面数值模拟方法.在以金属正方体为算例验证方法有效性的基础上,进一步计算了直升机不同结构参数的旋翼和机身的雷达散射特性,其中着重分析了桨叶厚度、桨叶片数对雷达目标散射特性的影响.研究表明:采用薄翼型桨叶能有效改善旋翼的雷达散射性能;桨尖是旋翼的重要强散射源;机头和机身侧向是直升机的强散射方位,在直升机隐身设计中需重点考虑.
  • 摘要：金属油箱属于铝质材料的薄壁中空结构，广泛应用于军队陆航各型直升机燃油、滑油、液压等系统中储存油料，其结构和特点决定了它容易产生疲劳损伤，出现变形、裂纹等问题。本文简要叙述了金属油箱变形复位专用工具原始设计的不足,详细说明在其基础上进行设计改进后专用工具的结构组成、整形试验及其优点.rn 在原始设计的基础上，针对几处不足之处，经过反复试验、论证，进行了一些设计改进，使金属油箱变形复位专用工具更合理更实用。改进后的金属油箱变形复位专用工具主要由固定盘、支撑杆、手柄、调节杆、调节螺套、小衬套、大衬套、固定焊件、推力球轴承和支撑杆底座等组成。根据多年的修理实践和统计情况，将金属油箱变形复位专用工具的工作范围设定为油箱变形直径不大于200 mm，深度不大于1Omm。为适合不同大小和深度的油箱凹坑，把整形装置支撑点位置设计为周边着力支撑点、上下接触点位置均可调节的结构形式。采用三点支撑联接，根据变形尺寸大小，在滑槽上调节相应支撑点位置，支撑点可调直径范围为50-200mm,最大可拉伸量为20mm。调节杆在高度方向通过螺纹进行调节。固定焊件与大衬套直接通过推力球轴承联接，以减小摩擦。支撑杆底端设计为球头式可转向支撑座，较好适应油箱圆弧表面的支撑着力，增加灵活度和贴合性。rn 通过多次整形试验，较好的验证和突出了设计改进后金属油箱变形复位专用工具的支撑着力牢固、范围可调、整体易拆装、结构合理、方便操作、修复效果好等特点。
  • 摘要：以某型无人直升机变距系统为研究对象,分析其变距滑块工作原理,采用有限元方法进行计算分析,得出其磨损原因,继而对滑块部件进行优化设计：新变距组件设计增加一个尼龙组件，该尼龙组件跟旋翼主轴内径配合安装来保证整个变距组件稳定地固定在主轴上，不再依靠变距滑块限位固定。这样变距滑块只收到侧向力和摩擦力。在这种受力环境下，变距滑块选用了更耐磨、同样应力情况下应变较小的锡青铜材料。有限元分析对比,结果表明其应变明显减小,应力分布也更加均匀,实际使用试验也表明,滑块应变间隙明显减小,使用寿命大大提高.
  • 摘要：直升机液压系统一般包括舵机助力液压系统,起落架收放系统,以及刹车系统等.本文设计了一种直升机舵机使用的容积式液压系统,包含左，右液压系统。左、右液压系统的液压源部分分别装在左、右发动机上，左、右系统原理一致，互为备份。左液压系统，向主伺服操纵机构下腔和尾伺服机构左腔供压，为独立的能源系统;右液压系统，向主伺服操纵机构上腔和尾伺服机构右腔供压，也为独立的能源系统。变量泵的油液直接进入主伺服机构或尾伺服机构，通过改变变量泵的流量来调节主伺服作动筒和尾伺服作动筒尾的位移，来满足操纵助力的需要。

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