某型直升机旋翼桨毂离心试验台设计

为了进行某型直升机旋翼桨毂离心限动器试验,模拟旋翼桨毂在低转速、高转速状态下,离心限动块能够完成打开和复位试验,设计了旋翼桨毂离心试验台。通过计算旋翼桨毂在高低转速下的性能指标参数,结合离心限动器试验需求,实现在程序控制下的动态稳定状态条件,同时完成离心限动器完全关闭和打开的转速和位移量的实时测量并确保试验安全。     

多旋翼混合动力无人机自适应能量管理策略仿真

为提高多旋翼混合动力无人机的运行稳定性、输出动力性和能量利用率,利用GT-Power和Simulink进行模型联合搭建,对比基于规则的能量管理策略及等效燃油最小消耗能量管理策略（Equivalent consumption minimization strategy, ECMS）,设计开发了基于BP(Back propagation)神经网络优化的自适应ECMS(AdaptiveECMS,A-ECMS)。仿真研究表明：A-ECMS在运行稳定性上,整体工况转速波动率为7.74%,较基于规则策略和ECMS都有明显降低;A-ECMS在复合扰动下和随机紊流下转速波动率分别为8.32%、7.18%,与基于规则策略和ECMS相比在突发工况下运行更为稳定。A-ECMS能有效提高混合动力系统动力性能,使发动机处于经济工况10 kW;可根据荷电状态（State of charge, SOC）变化实时对电池功率进行调整。A-ECMS平均燃油消耗率为297.585 g/（kW?h）,整体燃油消耗量为3 755.31 g,与基于规则策略和ECMS相比明显较低,在各工况下运行时发动机工况点集中于燃油经济区,有效...     

冻细雨分布匹配的量化评估方法

为实现过冷大水滴（Supercooled large droplet,SLD）结冰条件中冻细雨结冰条件的精细化匹配,本文通过分析美国联邦航空管理局颁布的14CFR25附录O中给出的冻细雨液滴尺寸分布,提出了冻细雨分布匹配的量化评估方法。该评估方法引入标准化质量分数概念,计算测量值与冻细雨液滴尺寸分布之间的匹配偏差因子,采用Rosin-Rammler分布函数构建最优匹配累积分布函数,以此作为匹配偏差最小阈值,量化评估液滴尺寸匹配程度。基于新型喷雾测试平台和自研的空气辅助雾化喷嘴Model 1和Model 2,采用该方法对冻细雨条件开展匹配和评估研究。研究结果表明：针对冻细雨（水滴中值体积直径（Median volumetric diameter,MVD）<40μm）条件,液滴尺寸分布匹配偏差最小阈值Fc=11.82%,Model 1+Model 1和Model 1+Model 2组合匹配偏差因子F分别为24.08%和22.02%,匹配程度均评价为“中等（Fair）”。针对冻细雨（MVD>40μm）条件,液滴尺寸分布匹配偏差最小阈值Fc=3.76%,Model 1+Model ...     

共轴旋翼高速直升机雷达散射截面计算及雷达吸波材料影响分析

为准确高效地预估共轴旋翼高速直升机的雷达散射特性,结合雷达吸波材料(Radar absorbing material,RAM)在隐身设计中的应用,开展了共轴旋翼高速直升机雷达散射截面(Radar cross section,RCS)特性及涂覆型RAM对其影响的研究。首先,基于计算涂覆目标表面散射的物理光学法(Physical optics,PO)和计算涂覆边缘绕射的等效电磁流法(Method of equivalent current,MEC),建立了计算RCS的高频方法,并通过涂覆了RAM的金属球和直升机矩形桨叶算例验证了其有效性。在此基础上,研究双旋翼、尾部螺旋桨、平垂尾和机身在鼻锥、侧向和尾追3个典型方位的雷达散射特性和强散射源分布,并采用局部涂覆RAM的方法进行隐身设计。研究表明:尾部螺旋桨、共轴旋翼桨毂及其整流罩部位、机身上曲率较大的鼻锥和尾部以及曲率较小的侧面护板是机身的重要强散射部位。在强散射部位涂覆RAM能有效降低高速直升机各方位双站RCS的均峰值,显著提升高速直升机隐身性能的效果。     

嵌入式挥舞吸振器对旋翼桨叶挥舞载荷的抑制研究

为了抑制刚性旋翼桨叶的二阶挥舞交变载荷,在桨叶内部挥舞方向嵌入动力吸振器。为探究动力吸振器抑制旋翼桨根处二阶挥舞载荷的效果,通过建立旋翼桨叶与挥舞动力吸振器二自由度耦合系统模型,推导出嵌有挥舞吸振器的耦合系统的运动微分方程,比较液弹吸振器与弹性吸振器抑制挥舞方向载荷的效果,并对影响吸振器吸振性能和挥舞吸振器的动态特性的结构参数进行分析。研究表明,挥舞吸振器在旋转和不旋转时,其固有频率并未发生改变;液弹吸振器和弹性吸振器都能达到良好的降低桨叶挥舞方向低阶载荷的效果,但液弹吸振器所需行程明显小于弹性吸振器。     

微型共轴双旋翼气动性能数值模拟与试验分析

为研究悬停状态下旋翼的间距对微型共轴双旋翼气动性能的影响,文中通过搭建试验平台对间距比h/r分别为0.32、0.38、0.45、0.51、0.58、0.65和0.75下的共轴双旋翼进行气动性能测试,以测量不同旋翼转速下所得共轴双旋翼的拉力和功耗对共轴双旋翼气动布局进行优化,试图找出具有最佳气动特性的共轴旋翼布局。另外,通过试验误差分析确定了相应的拉力系数、功率系数和功率载荷,且试验误差均小于2%。同时,为更直观得到不同间距下气流干扰对旋翼系统气动性能的影响,文中采用数值模拟得到了不同间距比下旋翼的流线分布和压力分布。最后,对比试验结果,综合分析旋翼间气动干扰的影响,最终得到间距比h/r为0.38时的共轴双旋翼具有最佳的气动布局。研究结果表明,悬停状态的共轴双旋翼可以通过改变间距大大提高气动性能,且同一间距下转速越大虽然旋翼间干扰越强烈,但此时开始出现耦合,使得系统的气动性能可能更好,同时,由于上下旋翼间的相互诱导,虽然转速较低时升力较小,但是功耗明显低于高转速,使得系统具有更大的功率载荷。     

卫星通信设备抗直升机旋翼遮挡技术测试验证方法研究

抗旋翼遮挡技术是直升机载卫星通信设备的核心技术.根据直升机载卫星通信系统旋翼遮挡的特点,分析研究了直升机无遮挡通信时间比率与直升机航向和卫星波束入射角的关系,以此分析设计了试飞方案.发现了抗旋翼遮挡技术的重大设计缺陷,并通过试飞中的测试数据对抗旋翼遮挡算法进行了优化改进,有效实现了抗旋翼遮挡技术的有效性验证,达到直升机载卫星通信设备定型试飞的目的,为后续该类型设备的试飞奠定了扎实的理论与实践基础,具有较高的工程应用价值.     

一种新的旋翼动态尾迹模型研究

针对直升机大机动实时飞行仿真的需求,提出了一种新的旋翼动态尾迹模型,并开展了初步的验证研究。该模型采用涡环单元来表示旋翼尾迹涡系,每个涡环具有5个刚体运动自由度和1个半径伸展收缩自由度,可描述大机动飞行中旋翼尾迹的拉伸、压缩、倾斜、弯曲等动态畸变行为,并给出桨盘或空间任意区域的旋翼尾迹瞬态诱导速度分布。以悬停状态旋翼拉力和俯仰角速度阶跃突增为算例,通过与尾迹畸变增广的Pitt-Peters动态入流模型的对比分析,验证了本文模型的正确性和实时性,并得到了一些新的结论。     

悬停旋翼桨尖涡吹气控制的数值模拟

开槽桨尖是减弱旋翼桨尖涡强度的一种被动流动控制手段。旋翼桨尖涡由于涡量高度集中在一个很小的区域范围内,数值计算容易受到网格分布和数值耗散的影响,导致涡量耗散过快,不利于对旋翼尾迹涡开展研究。针对这一问题,文中采用重叠网格局部加密和湍流模型旋转修正等方法,获得了悬停旋翼的高分辨率桨尖涡流场。采用该方法,对比研究Caradonna-Tung旋翼基本外形和开槽桨尖外形在悬停状态下的空间旋涡流场,从涡量分布、旋涡特征速度等方面研究了开槽桨尖控制桨尖涡强度的流动机理,比较了4种不同开槽方式对控制效果的影响,以及对旋翼悬停性能的影响。结果表明,开槽桨尖能够有效减弱桨尖涡的强度,但同时会对旋翼拉力和扭矩产生一定的负面影响。     

基于复杂动力学仿真的结冰情形下飞行安全窗构建方法

目前针对结冰情形下增强驾驶员情景感知的研究比较有限,现有的手段一般为通过评估部分飞行安全关键参数是否超出其极限值来对风险事件是否发生进行预测。建立了驾驶员操纵-飞机本体-积冰影响的动力学模型,通过对单个飞行情形预测时间段内飞行参数风险度的叠加得到该情形下的飞行安全谱,并在此基础上得到该情形下的风险值。基于建立的并行飞行仿真平台,获取飞机在整个操纵范围内的风险拓扑图,即安全窗。分析了飞机在对称结冰情形和非对称结冰情形下飞行安全窗的变化,并对结冰的致灾机理进行了分析。仿真结果表明结冰导致安全飞行范围缩减,对于非对称结冰还会出现安全窗不对称的现象。安全谱的提出可以为事故的演化分析提供一种全面直观的分析方法,安全窗的构建可为飞机遭遇各种不利情形下的驾驶员操纵提供指示,也可为飞机设计人员优化飞机性能提供一定的参考。