共轴式双旋翼尾迹形态的水洞实验研究

通过对单旋翼和共轴式双旋翼在水洞中的对比实验，研究了在悬停和以不同速度前飞时，共轴式双旋翼和单旋翼尾迹形态的共性与区别，着重研究了在不同前进比时共轴式双旋翼尾迹边界的形态。实验结果表明，水洞实验所得到的旋翼尾迹形态与在空气中实验所得的结果相吻合，水洞实验能真实的反映直升机旋翼尾迹的实际情况，并且具有显示清晰和稳定性好的优点。     

分布式旋翼飞行器耦合动特性参数影响研究

为探索不同参数对分布式旋翼飞行器动特性的影响机制，采用Hamilton原理和中等变形梁理论推导了分布式旋翼/短舱/机翼耦合结构动力学方程，建立了适用于耦合动特性分析的求解方法，计算了旋翼/短舱/机翼耦合模态，结果对比误差小于5%，表明本文建立的计算方法是准确有效的。在此基础上研究了旋翼线密度、短舱高度、旋翼转速、安装位置参数对耦合动特性的影响，得出一些结论规律：分布式旋翼飞行器的短舱长度增加时，机翼模态将整体减小；旋翼、机翼模态频率同时受到旋翼线密度的影响；分布式旋翼安装位置向翼尖移动时，机翼扭转频率明显变小。本文结论可为分布式旋翼飞行器设计提供参考。     

高速直升机共轴刚性旋翼悬停气动特性的参数影响研究

共轴刚性旋翼是未来高速直升机的重要发展方向，开展气动特性参数影响研究具有重要的实际指导意义。基于计算流体力学（CFD）技术，本文建立了一个计入配平分析的共轴刚性旋翼气动特性计算方法。在该方法中，采用NavierStokes方程为控制方程，使用二阶迎风的Roe格式进行空间离散，选取隐式LU-SGS格式进行时间推进，湍流模型则为Spalart-Allmaras(S-A)模型，上下旋翼间的流场信息交换采用运动嵌套网格方法实现；通过Newton-Rhapson迭代方法求解旋翼操纵增量，可实现共轴刚性旋翼的有效配平。然后，应用所建立的方法，开展了共轴刚性旋翼悬停状态下的气动性能计算，着重分析了上下旋翼间距尤其是桨叶气动外形参数对共轴刚性旋翼气动特性的影响。结果表明，负扭转可以提高共轴刚性旋翼悬停效率，但与负扭转分布相比，采用正扭转分布，会降低共轴刚性旋翼悬停效率。     

悬停状态直升机剪刀旋翼的试验研究

为了研究剪刀式旋翼的气动特征，在2m直升机旋翼模型试验台上进行了试验研究。试验中采用了新型研制的高精度旋翼天平和扭矩天平测量系统以及动态数据采集和处理系统，以确保试验结果的可靠性。作为对比，笔者首先针对普遍行浆进行了试验，给出了旋翼拉力和扭矩随总跷有变化的试验结果，然后，着重进行了剪刀式旋翼的试验，测量了旋翼的拉力和扭矩随不同的剪刀角的变化，并对不同旋翼间距对旋翼拉力和扭矩的影响进行了对比。结果表明，剪刀式旋翼的剪刀角和旋翼间距影响尾浆拉力大小，但对扭矩的影响不大。     

前飞状态旋翼变转速过程瞬态载荷过冲研究

变转速旋翼在高速及长航时直升机等领域有巨大的应用前景，旋翼变转速过程的瞬态动力学响应及载荷特性，对直升机飞行控制和部件结构设计都至关重要。本文基于相对坐标描述的拉格朗日递推多体动力学方法，构建了一套旋翼变转速过程瞬态动力学分析模型，能够体现动态时变的旋翼转速和旋转角加速度对动力学响应的影响，在此基础上，对旋翼变转速过程的瞬态动力学行为进行了数值仿真分析研究。结果显示，旋翼变转速过渡过程，对摆振方向动力学影响十分显著，进而会引起旋翼轴扭矩瞬态载荷过冲现象；采用平滑进入/改成的变转速策略，有利于减小旋翼轴扭矩过冲载荷；旋翼升转速和降转速过程，会产生不同的动力学影响；变转速过渡时间是影响瞬态动力学特性最重要的因素，随着角加速度的增大，旋翼轴扭矩载荷过冲会急剧增大；旋翼拉力水平、前飞速度等飞行状态参数，主要影响稳定状态下的载荷基准值，对瞬态载荷过冲幅值也具有一定的影响。     

用多重网格方法计算旋翼跨声速无粘流场

发展了一种加快悬停旋翼无粘流场计算收敛速度的多重网格方法。由于悬停旋翼流场中存在不可压区域，同时旋翼尾涡系统的发展需要较长的时间，使得旋翼流场的收敛速度远低于固定翼流场，因此研究旋翼流场的多重网格算法具有重要意义。空间离散格式采用了中心有限体积方法，时间推进应用了五步龙格-库塔法。采用3层网格的V循环，对一跨声速悬停旋翼无粘流场进行了数值计算。计算结果表明：尽管多重网格方法对旋翼流场的加速收敛作用不如对固定翼流场的加速收敛效果，但是多重网格方法仍然可以显著地加快旋翼流场收敛。     

神经网络在旋翼／机身气动干扰模型中的应用

由于直升机自身的特点，旋翼／机身气动干扰呈现非线性，且受多种因素的影响，用神经网络来解决这一非线性问题是一个很好的办法。将旋翼／机身气动干扰试验数据构造的学习样本，对网络参数进行学习，可以得到旋翼／机身气动干扰神经网络模型，进而可以用该神经网络模型研究直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。参数训练好的旋翼／机身气动干扰神经网络模型可直接用于直升机气动设计和实时仿真。笔者在对旋翼／机身气动干扰神     

基于黏性涡粒子和非定常面元法耦合的倾转四旋翼飞行器气动干扰研究

为研究倾转四旋翼飞行器复杂的气动干扰问题，首先基于黏性涡粒子和非定常面元法建立了倾转四旋翼飞行器干扰流场的数值计算方法，并验证了该方法的有效性；其次，根据建立的方法对悬停和前飞状态下的气动特性和干扰情况进行了计算和分析；最后，针对干扰情况对倾转四旋翼的气动布局进行了部分优化设计。结果表明：悬停时的干扰主要来自旋翼下洗流对机翼作用产生的向下载荷，占旋翼拉力的25.3%;前飞时的干扰主要表现为旋翼尾流对机翼“增阻”作用，致使全机升阻比降低13.2%,增加前后旋翼的横向间距能使前飞时后旋翼的拉力和效率分别提升13.5%和4.2%,全机的升阻比提高3.1%;旋翼下方机翼后缘向下偏转的布局能使悬停时机翼受到的向下载荷减小40.7%。     

基于黏性涡粒子尾迹模型的高速直升机配平特性分析

刚性旋翼高速直升机旋翼间复杂的尾迹干扰作用会影响其配平特性。针对这一问题，本文采用黏性涡粒子方法来精确计算上下旋翼复杂尾迹流场下的诱导速度，桨叶环量则采用涡面元法进行求解，两种方法耦合建立了尾迹模型。基于此尾迹模型进行高速直升机飞行动力学建模，包括结合刚性旋翼挥舞运动模型和变距操纵模型的旋翼尾迹气动力建模、机身以及平/垂尾气动力建模。同时与风洞试验结果对比，先验证了旋翼气动力模型的准确性，在此基础上，以XH-59A直升机为研究对象，计算得到了0～80m/s速度下的配平特性结果，与飞行试验数据对比良好，验证了飞行动力学模型的有效性。最后分析了悬停及低速前飞时旋翼间尾迹流场干扰对全机配平特性的影响。     

六旋翼无人机单个旋翼失效后性能变化研究

针对六旋翼城市物流无人机RA3在一个旋翼失效后继续巡航的性能参数变化问题进行了研究。综合考虑了无人机的飞行特点，建立了飞行任务剖面各阶段模型，包括悬停、爬升、降落和巡航阶段，通过搭建测试平台和进行试验获得动力参数。模型算例表明：当无人机的一个旋翼失效后继续飞行，剩余工作旋翼的转速和功率均会增大；虽然各个旋翼的功率和能耗有所增加，但是同样的电池电量提供的续航里程与无故障正常巡航时基本相同。     

升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响

为了分析升力偏置对共轴刚性旋翼前飞气动特性的影响，建立了基于雷诺平均Navier-Stokes方程的计算流体力学方法进行共轴旋翼流场求解，采用嵌套网格方法模拟桨叶运动，采用双时间方法进行时间推进。针对不同升力偏置状态，采用基于"差量法"的共轴旋翼高效配平策略进行操纵量配平。通过对Harrington-1旋翼性能的计算，验证了方法的有效性。对比计算了共轴刚性旋翼在不同前进比和升力偏置量下的气动性能和流场特征，结果表明：双旋翼操纵量在小前进比状态有明显差别，在大前进比状态基本一致；在相同拉力状态，随着升力偏置量的增大，共轴旋翼升阻比先升高后降低，其阻力却不断增大，不同前进比状态的最大升阻比对应的升力偏置量不同；双旋翼相遇时桨叶拉力出现脉冲式波动，由于流场被前行桨叶所主导，因此后行桨叶拉力波动幅值更大，且波动幅值随升力偏置量的增加而增大。     

空气动力对旋翼防冰热效率的影响

本文介绍了旋翼电热防冰系统及其加热元件的主要技术参数，并根据UH-IH旋翼防冰试验结果，就空气动力旋翼防冰／除冰热效率的影响，进行了初步分析。     

电控旋翼直升机配平及操纵特点分析

对采用电控旋翼直升机的配平及操纵特性进行了研究。首先根据电控旋翼的刚体桨叶变距运动方程，推导了襟翼操纵量与桨叶桨距的显式关系式。以此为基础，建立了电控旋翼直升机的飞行动力学模型。以WZ-1直升机为样例直升机，对比分析了电控旋翼直升机与常规直升机的配平特性和操纵响应特性。结果表明，电控旋翼直升机具有与常规直升机类似的配平和操纵特性，桨叶预安装角和桨根扭簧刚度这两个参数对其影响显著。     

共轴式直升机全差动航向操纵的动态响应分析

运用经典的垂直飞行涡流理论及共轴双旋翼全差动操纵的结构特征，推导了共轴式双旋翼直升机垂直飞行的航向动力学方程。根据有关共轴双旋翼在悬停及垂直飞行状态时气动特性的理论和实验数据，得出了共轴双旋翼直升机垂直飞行航向动力学方程的解析式。某型共轴双旋翼直升机计算实例，所得结果与该型直升机飞行特性一致。     

操纵策略对高速直升机前飞性能的影响分析

针对共轴刚性旋翼高速直升机的操纵冗余问题，开展基于旋翼/推力桨气动力分配的操纵策略研究，并分析其对飞行性能的影响。首先，基于动量-叶素理论与尾迹叠加模型发展了共轴刚性旋翼和推力桨的气动模型，并采用动量源方法建立计入旋翼干扰的机身气动力CFD计算模型。其次，根据所建立的各部件气动载荷求解方法，构建高速前飞状态全机操纵与姿态配平方法。最后，分析旋翼/推力桨不同气动力分配的操纵策略对高速直升机飞行性能的影响规律。研究发现，直升机在巡航高度高速飞行时，旋翼提供部分牵引力可以有效增大高速直升机的最大前飞速度，而操纵策略改变对斜爬升率影响不大。     

四倾转旋翼飞行器直升机模式操纵策略设计与验证

为解决四倾转旋翼飞行器直升机模式旋翼操纵冗余问题，建立了120 kg级四倾转旋翼无人飞行器飞行动力学模型，并依据不同操纵方式的功效变化进行操纵策略优选设计。应用串级PID控制理论设计了四倾转旋翼无人飞行器飞行控制系统，仿真分析操纵策略对姿态控制和轨迹控制响应的影响；用给定姿态指令和轨迹指令跟踪控制效果验证所设计操纵策略的合理性。研究结果表明：直升机模式下，纵向、横向通道用旋翼总距差动进行控制，航向通道用左右旋翼纵向周期变距差动进行控制时操控效率最高，控制响应快，且控制输出变化幅度小；面对外界风扰，使用该优选操纵策略，控制误差最小，抗扰性好。     

旋翼近水面悬停状态气动特性分析

针对直升机在近水面区域飞行时的旋翼气动特性问题，基于RANS方程，结合流体体积(VOF)方法开展了旋翼水面效应流场的模拟分析研究。为提高水/气交界面的旋翼桨尖涡的捕捉精度，在背景网格区域采用了自适应网格方法，并通过与Caradonna-Tung旋翼试验结果的对比，验证了所提方法的可靠性。随后，基于该方法模拟了旋翼在地面、静水面、小幅波浪水面和大幅波浪水面4种工况下的地面/水面效应流场，对不同状态下的旋翼气动特性及水面干扰机理进行了细致讨论。结果表明：地面效应及水面效应下，旋翼桨尖涡更早向外扩散且桨叶中段的表面压强增幅比桨尖处更大，水面效应的强度要弱于地面效应；而波幅更高的波浪所引发的附着涡更容易改变桨尖涡的发展轨迹，增加桨尖涡的不对称性。     

锯齿状桨尖旋翼悬停气动特性试验研究

从仿生学角度出发，结合旋翼空气动力学特点，设计了一种全新的具有后缘锯齿桨尖的模型旋翼。定性分析了锯齿桨尖的桨尖涡，以及对旋翼气动性能、振动特性、气动噪声的影响。在旋臂机上分别对矩形、尖削、后缘锯齿桨尖的模型旋翼进行了悬停气动特性试验。试验结果表明，锯齿桨尖旋翼的悬停效率有显著提高，振动及噪声水平比另两种旋翼有明显降低。试验验证了分割离散桨尖涡思想的正确性和可行性。进一步的试验研究正在开展中。     

直升机旋翼阵风响应研究

简要综述了当前直升机旋翼阵风响应的理论研究和试验对比研究的成果及发展方向，事实表明，旋翼的阵风响应是一个比较复杂的动态现象，它是研究旋翼在遭遇到一定形式的阵风后，旋翼由阵风诱导的响应参量的动态变化规律，它不仅影响直升机的驾驶品质，而且影响直升机的疲劳载荷和强度，其研究目的不仅在于进行理论分析和试验对比研究，而且还在于研究阵风减缓的机理和装置，阵风响应的研究对于具有较高动应力与振动水平的无铰旋翼的设     

基于多旋翼无人机的多连杆仿生起落架设计与仿真

传统的多旋翼无人机着陆架存在对着陆场地适应性差、智能化程度低的缺点，设计一种具备复杂地形自适应起降的着陆装置对多旋翼无人机的发展具有重要意义。本文设计了一种基于多连杆混联机构的仿生起落架，针对单腿的设计构型进行驱动力矩分析与机构优化，在此基础上完成结构设计，并以多旋翼无人机为对象，设计了一套四腿仿生起落架系统，针对四腿机构进行典型地形着陆仿真。结果表明，多连杆仿生起落架设计方法可应用于多旋翼无人机的起落架设计中，并实现多旋翼无人机在非结构地形的自适应着陆。