直升机旋翼动力学国防科技重点实验室简介

直升机旋翼动力学国防科技重点实验室简介直升机旋翼动力学国防科技重点实验室于１９９１年２月由南京航空航天大学提出论证，同年６月原航空工业部通知南航与航空部６０２所联合申请建设立项。１９９３年３月国防科工委批发了该重点实验室建设项目报告，同年５月正式立项...     

国防科工委有关领导来校视察

9月 5日上午 ,国防科工委科技与质量司有关领导一行 3人来我校视察 ,重点了解我校重点实验室建设情况。在科学馆举行的欢迎仪式上 ,伍贻兆副校长代表校领导对国防科工委3位领导的到来表示热烈的欢迎。用一天的时间 ,国防科工委科技与质量司的领导在实验设备处的刘凤英副处长的陪同下 ,视察了我校直升机旋翼动力学国家级重点实验室、气动研究所、无人机研究所、振动研究所、武器装备先进制造工艺重点实验室、航空电源航空科技重点实验室、智能材料与结构航空科技重点实验室等 ,高正、明晓、张曾、朱荻、严仰光教授、吕庆风总师、袁慎芳副教…     

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简介

<正>直升机旋翼动力学国家级重点实验室成立于1995年,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(隶属于中国航空工业集团公司),其中南京航空航天大学为主依托单位。1995年建成至今,实验室已形成一支稳定的、梯队配置合理、学历层次高、研究能力强的科研队伍,现有各类研究人员52人,其中高级技术职称28人,博士25人,硕士7人,青年人占45%以上。     

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…     

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。     

我院同美国田纳西大学宇航学院签订校际合作协议

今年5月14日～16日,由美国田纳西大学副校长J.W.Prados博士,宇航学院院长K.Harwell教授和吴健民教授组成的田纳西大学代表团应余承业院长的邀请,来我院访问。访问期间,代表团参观了计算中心、振动实验室、旋翼疲劳实验室、飞行仿真实验室、进气道实验室和气动研究所的各型风洞,以及由我院自行设计制造的“长空一号”无人机。     

共轴刚性旋翼空气动力学问题与研究进展

基于共轴刚性旋翼独特的运动特征,分析了前后行桨叶气动载荷的巨大差异所引起的旋翼严重非定常气动特性,阐述了共轴刚性旋翼特有的升力偏置特性、双旋翼气动干扰特性以及桨毂阻力特性等若干空气动力学问题。在此基础上,针对共轴刚性旋翼的特殊气动问题,概述了目前在空气动力学基础理论、气动布局优化设计、桨毂减阻设计以及相应的气动特性试验等共轴刚性旋翼空气动力学领域的研究进展。最后,基于目前高速共轴旋翼直升机研究的瓶颈问题,指出了共轴刚性旋翼空气动力学领域后续的发展方向和研究重点。     

直升机气动噪声抑制与飞行测试研究进展

直升机在军用和民用领域发挥着越来越重要的作用，新的旋翼技术和构型不断出现，对直升机噪声研究需不断深入和更新。本文首先概述了旋翼（尾桨）的噪声产生机理和传播规律，并扩展到存在复杂气动或噪声干扰的共轴刚性旋翼高速直升机和倾转旋翼机；接下来介绍了直升机飞行噪声测量进展，已发展成多种测量方式作为降噪设计的验证和评估手段；然后综述了降噪设计技术的发展现状：旋翼被动降噪技术已在直升机领域得到大量应用，直升机噪声水平稳步降低；变转速控制技术和低噪声轨迹优化技术逐渐走向成熟；旋翼主动降噪技术更多地停留在实验室阶段，尚需在驱动装置、控制规律等方面开展进一步研究。最后总结了直升机降噪设计现状，并展望了未来发展方向。     

旋翼结构参数及动力学参数对直升机操纵稳定性的影响研究

分析了直升机旋翼的预锥角，预掠角，桨叶根部的约束刚度和阻尼对直升机操纵性和稳定性的影响。旋翼的动力学模型采用有挥舞铰和摆振铰外伸量，桨叶根部在挥舞和摆振两个方向上都带有不弹性约束的形式；旋翼桨盘处的诱导速度分布采用自前向后直线增大的形式。分析结果表明：旋翼的预锥角和预掠角对直升机全朵的稳定性和操纵性的影响可以略去不计，而桨叶银部挥舞方向上的弹性约束刚度对直升机全机的操纵稳定性有较大影响，摆振方向上     

直升机实时仿真建模中的关键问题探讨

分析了直升机飞行动力学模型在型号研制过程中的重要地位，阐述了建立满足工程模拟要求的数学模型理论背景以及建模工作中的难点，研究了建立高置信度模型的主要方法，指出尚存在的问题以及当前研究工作的重点，从直升机飞机动力学模型组成结构出发，分别讨论了旋翼气动载荷模型及诱导速度模型，机身气动力模型，发动机模型和飞行控制系统模型的研究方法，及模型研究中问题的解决途径，文中还介绍了基于Newton-Raphson方法的非线性微分方程组算法，并针对模型算法的实时性进行了有益的探索。     

美国道格拉斯公司总裁等参观我校

美国道格拉斯公司总裁等参观我校６月２８日下午，美国麦道公司下属道格拉斯公司总裁罗伯特·赫德一行５人来到我校。他们听取了朱校长的介绍，参观了无人机所、风洞、直升机研究所及ＣＡＤ等实验室。以生产ＭＤ系列客机及Ｆ１５等歼击机而著称的麦道公司，对面向中国航空...     

直升机模式下倾转旋翼机多体气弹动力稳定性分析

通过多体动力学方法建立了倾转旋翼机动力学分析模型。结合动力入流，研究了直升机模式下倾转旋翼机非线性非定常气弹耦合动力学特性。集成了非定常动态入流方程与倾转过渡状态的多体动力学方程，建立了倾转旋翼机时域非定常气弹耦合分析模型。以半展长弹性机翼全铰接式倾转旋翼机模型为例，在直升机模式下分析了桨叶摆振刚度及飞行速度对倾转旋翼机气弹稳定性的影响。数值计算表明：建立的多体动力学模型能够快速分析直升机模式下倾转旋翼机复杂的旋翼／机翼气弹耦合动力学特性。     

我院召开中、法直升机技术交流会

由法国国防部、法国宇航研究院(ONERA)和法国宇航公司(AEROSPATIALE)的三位专家组成的直升机专家小组;11月17日至20日在我院进行了访问,并举行了中,法直升机技术交流会。 会上,法国专家分别介绍了有关直升机空气动力学与气动弹性、机身及机翼/机身相互     

悬停状态下旋翼模型桨叶气弹稳定性试验研究

详细介绍了旋翼桨叶气弹稳定性试验采用的试验模型，试验设备，试验状态和试验方法。重点论述了先进旋翼的结构形式，以及简单可靠的周期变矩激振方法。试验用液压作动简对自动倾斜器的不动环激振，共进行４６种状态结果，其结果符合要求，与理论分析结果有较好的一致性。该项试验的激振方法和数据采集处理技术可直接用于直升机型号研制中的旋翼气弹稳定性试验，为进一步发展我国旋翼气弹稳定性试验技术打下了良好的基础。     

采用综合气弹分析方法的旋翼非定常气动载荷计算

提出一种桨叶结构、气动和惯性耦合的旋翼系统综合分析方法，将桨叶绕挥舞、摆振及变距铰的刚性转角作为广义坐标，计入了桨叶整体运动和自身中等弹性变形之间的动力学耦合效应，桨叶弹性变量通过有限元法进行离散，翼型剖面气动力采用Leishman—Beddoes二维非定常和动态失速模型，由自由尾迹模型得出桨盘的非均匀入流，依据柔性多体系统动力学方法推早出桨叶前飞状态下的非线性周期时变动力学方程。对Newmark隐式数值积分方法进行改进，用于求解旋翼桨叶的响应。以法国SA349／2小羚羊直升机的试飞测试数据为依据，验证了方法的有效性。     

南京航空航天大学"智能材料与结构航空科技重点实验室"简介

南京航空航天大学智能材料与结构航空科技重点实验室是目前国内唯一专门从事智能材料与结构研究的部级重点实验室 ,中国科学院院士、智能材料与结构专家陶宝祺教授为现任重点实验室主任。1 997年 ,原中国航空工业总公司正式批准了重点实验室的建设项目报告 ,正式立项 ,重点实验室进入了边建设边运行阶段。重点实验室具有鲜明的航空航天特色 ,研究方向是智能材料与结构系统的综合性能和材料 -元件的制备与集成技术。实验室的 6个研究单元有 :智能旋翼、自适应机翼、结构的健康监测、结构的减振降噪、材料制备与元件集成和性能测试。主要设备…     

直升机吊挂及吊挂物抛放过程建模与分析

建立带吊挂载荷的直升机飞行动力学模型。为计算从悬停转入前飞过程中的过渡飞行段尾迹的畸变和气动干扰特性，旋翼尾迹模型采用非定常有限状态入流理论并添加了尾迹畸变模型；建立了六自由度吊挂体模型，包括多段柔性钢索模型、箱体运动模型以及简化的圆柱形箱体气动力模型等；箱体内弹药发射和抛放过程计入了后座力模型对箱体的反作用。模型程序能模拟弹丸瞬间抛放／发射的过程对直升机操稳特性的影响，并实时记录弹体、箱体和直升机的各项运动参数。     

直升机双线摆式吸振器的动特性研究

双线摆式吸振器是位于直升机旋翼旋转平面内用来吸收该平面内桨毂纵、横向激振力的动力吸振器，能随旋翼转速而调谐。本文以桨毂安装多个相同的双线摆构成双线摆式吸振器为研究对象，从阻抗角度导出了机身／旋翼／双线摆式吸振器耦合系统的时域与频域运动方程，可求得在旋翼旋转平面内桨毂中心与双线摆质量块对桨毂中心外激振力的响应，并在其基础上重点研究了旋翼旋转平面内桨毂中心纵、横向所受激振力及加速度阻抗、吸振器结构设计参数和调谐等对吸振器减振性能影响的规律。本文结论对这类吸振器的设计具有指导意义。     

基于分岔理论的直升机地面共振分析

基于拉格朗日法建立了旋翼/机体耦合的直升机地面共振动力学模型,该模型考虑了非线性桨叶摆振阻尼的影响.采用非线性分岔理论对无阻尼地面共振动力学系统的自激振动边界进行了预测,并与经典的Cloeman特征方程法得出的结果进行了对比验证.随后利用该理论分析了无阻尼及含桨叶非线性摆振阻尼的地面共振系统的动力学特性.结果表明,采用非线性桨叶摆振阻尼使地面共振动力学系统在自激振动区域呈现出有限幅度的极限环振动,同时也避免了系统在该区域运动发散,且极限环振动幅值与非线性阻尼相关.