直升机旋翼动力学国家级重点实验室简介

直升机旋翼动力学国家级重点实验室于1993年立项建设,1995年底建成并通过验收。实验室运行十几年来,通过三次评估,运行良好。实验室的研究方向有:(1)旋翼涡系研究;(2)非定常旋翼气动及机动飞行力学研究;(3)旋翼气弹耦合及动力学稳定性研究。实验室的研究方向及内容属于航空宇航科学与技术中的飞行器设计学科范畴。实验室的依托单位为南京航空航天大学(隶属于工业和信息化部)和中国直升机设计研究所(隶     

直升机旋翼动力学国家级重点实验室

南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室是我国直升机行业惟一的重点实验室 ,于1 995年底建成并通过国家验收 ,主要从事直升机科技领域的基础性研究以及高层次人才的培养。其研究方向包括 :( 1 )直升机设计 ;( 2 )直升机空气动力学 ;( 3)直升机飞行力学 ;( 4 )直升机动力学 ;( 5)直升机实验技术。实验室已形成一支梯队配置合理、学历层次高、研究能力强和稳定的科研队伍 ,现有各类研究人员 2 1人 ,其中教授 6人 ( 5人为博士生导师 ) ,副高职 7人 ,中级职称 5人。实验室已具备试验厂房、计算机房及研究人员工作室建筑面积合计 2 9…     

机械结构力学及控制国家重点实验室

机械结构力学及控制国家重点实验室(State Key Laboratory of Mechanics and Control of Mechanical Structures)于2011年3月获国家科技部原则同意立项建设,10月获国家科技部正式批准建设。南京航空航天大学是机械结构力学及控制国家重点实验室(以下简称重点实验室)的依托单位。     

南京航空航天大学绝热与节能材料国际实验室简介

正南京航空航天大学绝热与节能材料国际实验室由南京航空航天大学与以色列哈尼塔公司于2015年9月签约共建。实验室位于禄口街道神州路37号禄口创智产业园内,总面积2500m2;实验室现有教师8人,其中兼职教师2人,产业教授1人     

直升机技术发展的若干问题

讨论了直升机技术的发展及现状。首先，简要介绍了直升机技术研究的主要内容，然后讨论了其中的几个方面，包括：旋翼载荷预估、旋翼气动弹性分析、复合材料结构动力学、旋翼噪声预估。讨论着重于分析模型，分析方法和参数敏感性，借以反映当前直升机技术研究的现状，并探索进一步的研究方向。此外，文中还强调了分析预估与试验结果吻合关系分析的重要性。     

飞行器先进设计技术国防重点学科实验室简介

飞行器先进设计技术国防重点学科实验室隶属南京航空航天大学航空宇航学院,依托南京航空航天大学飞行器设计国家重点学科。南京航空航天大学飞行器设计专业始建于1952年。飞行器设计学科于1981年首批获得博士和硕士学位授予权,1988年设立了博士后流动站,1998年首批设立了“长江学者”特聘教授岗位。1987年首批被批准为全国唯一的飞行器设计国家重点学科,2001年又以总分第一名再次被评为国家重点学科,2007年通过了教育部的重点学科评估考核。     

WZ—1直升机旋翼桨叶的设计

从气动、动力学和结构设计三个方面介绍了直升机旋翼桨叶设计的一般要求，分析了桨叶扭转角、平面形状、浆尖形状等参数对直升机性能、旋翼气动特性和动力学特性的影响，并结合ＷＺ－１无人驾驶直升机的使用要求对其旋翼桨叶进行了初步设计，给出了桨叶的构形和“共振图”。本文的设计和分析方法可用于指导其他直升机的旋翼桨叶设计。     

面向21世纪的直升机发展

首先说明了发展直升机的难点，即相对于同量级的固定翼飞机来说，不仅需要马力更大的发动机，而且旋翼的技术问题更为复杂。其次，综述世界上直升机应用的现状及今后发展趋势，包括亚太地区的潜在市场。并分别用图线军用和民用直升机从１９９０年－１９９５年的实际年销售量及１９９６年－２０１０年的估计销售量。接着，介绍了美国２１世纪的军民两用直升机的经济、技术指标以及目前在空气动力学／动力学等方面的研究动态。最后，展     

计及诱速不均匀挥扭耦合的直升机侧风稳操特性

本文研究了无铰旋翼直升机在侧风下的稳定性和操纵件。旋翼动力学模型采取挥舞-变距(包括操纵系统的弹性变形)-扭转耦合的模型,桨盘诱速模型采用广义涡流理论所导出的诱速分布。推出的表达式除适用于研究侧风的影响外,还可以进一步研究剖面质心、气动力中心,弹性轴位置、操纵系统刚度和桨叶剖面扭转刚度对直升机稳定性和操纵性的影响。 本文以某典型直升机为例,详细考虑了诱速分布、挥扭耦合和侧风对直升机稳定性和操纵性的影响,计算结果和试飞数据有较好的一致。     

2米旋翼模型试验系统研制

旋翼模型试验系统是开展直升机理论与技术研究、新机研制的最基本和最重要的试验设备。本文简介由南京航空学院研制的2米旋翼模型试验系统、它的设计思想和主要特点等。该系统主要用于开展直升机空气动力学、动力学和飞行力学等方面的试验研究,也可直接为直升机型号研制服务。其主要设计原则是满足试验要求、与现已有的风洞相匹配和满足可行性与灵活性要求等。 本文对旋翼模型、操纵与激振系统,动力、传动系统,测量系统,数据采集与处理系统,安全监控与报警系统,以及中央控制台与显示系统等的主要特点均作了简略叙述;还简要介绍了系统调试中的几个问题:温升、振动、天平标定及变距标定等。 系统调试完成之后,已成功地进行了几个典型的空气动力学与动力学试验。试验结果达到预定要求,表明该试验系统的研制是成功的。     

美国直升机噪声预估系统的现状和发展趋势

本文简要地介绍了美国新近发展的直升机噪声预估系统——ROTONET,指出了各阶段的ROTONET系统的适用范围和特点,着重分析了MD500E和SA365N-1直升机的飞越噪声计算和试验的对比结果,以说明该系统的有效性,并表明美国在直升机系统噪声预估技术方面的现状。最后对目前正进行的第四阶段ROTONET系统的研究及今后发展的方向作了介绍。     

直升机气动噪声研究进展

对直升机气动噪声的研究进展进行了综述,内容包括试验技术、理论分析方法和噪声抑制技术。声学风洞试验是直升机气动噪声研究的基本手段,其中非定常载荷测试、流场显示和声源定位等先进测试技术已实现应用;飞行试验在直升机噪声适航标准完善和噪声控制技术研究等方面已成为必不可少的研究和验证手段。直升机气动噪声的理论体系不断完善,包括声类比法、Kirchhoff/CFD 混合法等旋翼气动噪声分析方法都已形成分析程序,成为直升机研发的有效工具。直升机气动噪声的抑制仍然以旋翼桨尖设计为主,飞行轨迹优化、旋翼噪声主动控制等新技术已实现飞行验证,但尚未进行型号应用。在用户和市场需求的推动下,在新型直升机的研发中,引入气动噪声的抑制技术将是必然的发展趋势。     

共轴刚性旋翼复合式高速直升机操纵与载荷研究

针对共轴刚性旋翼复合式高速直升机构型,分析了其操纵特点,提出两种配平操纵方式:切换操纵方式和耦合操纵方式,并分析了两种操纵方式的优缺点。从多操纵面的冗余控制出发,对耦合操纵方式的操纵规律进行了配平分析,并根据配平情况评估了旋翼和尾推桨的载荷结果。研究结果表明,共轴刚性旋翼高速直升机旋翼的总距操纵、周期操纵与飞行速度、机身俯仰角有一定关系,旋翼载荷和常规直升机相比大幅增加,同时和机身俯仰角也密切相关。     

直升机旋翼旋转噪声的估算

准确地预估直升机噪声水平是直升机噪声研究的主要目标之一。本义以Farassat的亚音速时域公式1A为基础,给出了旋翼旋转噪声的估算方法,适用于任意观察位置和各种直线飞行状态。在不考虑桨叶弹性的条件下,导出了用于数值计算的延迟时间方程和声压计算公式中各被积函数的表达式。本文以国内Z—8直升机旋翼和国外1/4缩比的UH—1旋翼模型为算例,对悬停飞行条件下的旋翼旋转噪声进行了计算。在此基础上,讨论了桨叶叶尖马赫数、桨盘载荷和桨叶翼型对噪声的影响。     

直升机旋翼模型风洞试验述评

为研制新型直升机,必须重视对直升机空气动力学的研究。本文简述了直升机旋翼模型风洞实验的重要性及与固定翼模型风洞实验的区别。根据直升机旋翼空气动力学的特点说明了开展旋翼风洞实验对风洞、模型及实验设备的特殊要求、着重说明直升机旋翼实验台是进行旋翼风洞实验必须的基础设备。同时对国外直升机旋翼模型风洞实验技术的发展状况作了简要介绍。最后回顾了我国直升机旋翼模型风洞实验技术研究方面取得的一些进展及与国外的差距。并对型号研制必须进行的一些风洞实验内容作了介绍。     

新一代倾转旋翼直升机

53年前 ,贝尔 47取得适航证 ,成为世界上第一种商用直升机。当时的贝尔 47装的是木质桨叶和老式的弗朗克林活塞发动机 ,但它很快确立了旋翼飞行器的生命力和使用价值。当 195 0年朝鲜战争爆发时 ,只有几百架商用直升机在使用中 ,执行从运送邮件到放牧牛羊的任务。在朝鲜 ,直升机才真正进入兴旺时期。涡轮发动机给直升机带来可靠性和所需要的功率 ,使它的速度和起重能力得以大幅提高。今天 ,倾转旋翼飞机正处于破晓时期 ,这无疑是垂直起落技术的又一次大飞跃。尽管倾转旋翼飞机永远不会全盘替代传统的直升机 ,但是它在今后三四十年里将大大地…     

直升机旋翼结冰后的飞行品质

研究了旋翼结冰后直升机飞行品质分析模型的建立方法,该方法通过引入结冰参数,计算结冰后桨叶翼型升阻力系教增量,建立旋翼结冰模型.并以系数增量形式计入结冰对旋翼力、力矩和旋翼挥舞模型的影响,建立结冰后飞行动力学模型.基于线性小扰动理论,进一步建立结冰后直升机飞行品质分析模型.根据军用旋翼飞行器驾驶品质要求(ADS-33E-PRF),研究了旋翼结冰对直升机开环状态下飞行品质的影响.按照品质规范要求,主要分析了结冰时间、环境温度、液态水含量和平均水滴直径的变化对直升机姿态敏捷性、轴间耦合特性、垂直轴操纵功效和横向突风扰动的影响.计算结果的对比分析显示,直升机旋翼结冰后的飞行品质模型合理,可以用来进行工程应用上的定性分析.     

CARDC8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台研制

本文简要介绍了气动中心低速所新近研制成功的8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台的概况、主要分系统调试结果、BO-105直升机旋翼动力相似模型地面悬停试验及风洞试验结果。结果表明:试验台及各分系统的性能已达到设计要求;试验台振动水平低;工作可靠;风洞试验数据的重复性好;与西德宇航院飞行力学研究所在 DNW8米×6米风洞中的试验结果有良好的一致性。经地面试验及风洞试验的考核,试验台已具备交付验收和使用的条件。试验台的研制成功,为我国大型低速风洞开展直升机旋翼模型风洞试验奠定了坚实的基础。     

变直径旋翼直升机飞行性能研究

为了研究旋翼直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直升机需用功率的降低幅度,同时也分析了旋翼桨距和机体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,机体纵横向倾斜角随半径减小而减小。     

武装直升机旋翼下洗流对空空导弹发射的影响

探讨了直升机旋翼下洗流的形成、分布和影响。首先研究了空空导弹发射后最初阶段，穿越该下洗流区域的运动特性和弹道轨迹变化；其次研究了这种变化对空中攻击精度的影响。在此基础上还研究了降低这种影响、提高直升机空中攻击精度的方法。用某型直升机空中攻击的仿真证明，该方法是有效的。上述结论对直升机火控系统设计具有重要的参考价值。