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 性表明了该方法的有效性。

摘要:为显著减少倾转旋翼过渡飞行时气动力CF D模拟的计算代价，提出并建立了适合倾转旋翼过渡状态气动特性分析的高效混合CFD方 法。首先，提出了适合于过渡状态模拟的嵌套网格系统，并发展了相应的挖洞和贡献单元搜 寻方法。在此基础上，结合叶素理论和动量理论建立了旋翼气动力模拟的简化虚拟桨盘模拟 方法（Virtual rotor model, VBM）。为了能够分析倾转旋翼气动力的细节特性，多层运动嵌套网格系统和 单指令多数据流（Single program multiple data, SPMD)并 行技术被引入来建立精确的旋翼模拟方法（Real blade model, RBM）。然后，通过将VBM和RBM方法结合，构建 了适合倾转旋翼过渡状态气动特性分析的高效(Hybrid blade model, HBM)方法。最后，通过对有试验值对比的悬停 状态典型旋翼和7A旋翼分别验证了VBM和RBM方法的有效性。分别采用3种方法预测了过渡状 态不同倾转角下旋翼的气动特性，VBM表现出最优的计算效率，能用于倾转旋翼总体气动性 能的分析。HBM方法在保证流场求解精度的基础上，相对于高精度的RBM方法节省了1/3的计算时间。

摘要:建立了一个基于纳维 斯托克斯（NavierStokes，NS）方程的舰载直升机着舰域流场的分析方法。该方法可有 效 地用于分析着舰域旋翼/机身/舰船之间的相互干扰。在该方法中，空间方向上使用二阶迎风 格式进行离散；求解方式采用“压力速度耦合”方式；网格上运用自适应切割体网格进行 划分；旋翼使用动量源模型；不规则海风运动以边界条件形式添加到整个着舰域流场的计算 中。应用建立的方法，以孤立舰船流场和旋翼/机身组合流场分别作为算例，进行试验值与 计算值的对比并验证了方法的有效性。在此基础上，开展了旋翼下洗流与舰船机库尾流 耦 合干扰特性的研究。结果表明：机库尾流漩涡的影响区域沿甲板长度方向约为机库高度的3 倍；从空气动力学角度分析，打开机库门更有利于直升机安全着舰；直升机着舰过程中，旋 翼拉力先减小后增大，机身阻力先减小而后变为负值。

摘要:针对舰面流场非线性、非均匀的特性，把旋翼 桨盘离散成空间有限单元，将当地流场风速叠加到叶素剖面相对气流中，改进了叶素气动力 计算模型，提高了旋翼载荷的计算精度；采用CFD方法计算了某型母舰甲板上方的气流场， 其下冲气流是影响直升机安全的主要因素；计算了UH60A直升机在该舰甲板4个直升机起降 位上方流场中的悬停配平，通过与陆基环境计算结果的对比，分析了舰面流场环境对直升机 舰面悬停性能的影响；同时，计算了直升机在舰面流场中的响应，通过对MIL流场模型响应 的对比验证了本文计算模型。 

摘要:为 提高旋翼跨音速黏性绕流CFD模拟的效率，建立了一套基于隐式LU-SGS算法和OpenMP并 行策略的旋翼非定常流场高效数值求解方法。首先，基于二维剖面翼型的Poisson方程求解 和网格插值、翻折方法生成绕桨叶的O-C-O型贴体正交网格，并采用高效的“扰动衍射” (Disturbance diffraction method,DDM)挖 洞方法、并行化″Inverse map″(IM)的贡献单元搜索方法，构建了旋翼运动嵌套网格系统 。在 此基础上，以耦合SA湍流模型的非定常RANS方程为主控方程，对流通量采用高精度的Roe M USCL格式进行离散，时间推进采用隐式LUSGS双时间方法，同时采用OpenMP并行策略加速 旋 翼流场求解。最后，运用所建立的方法分别对悬停ONERA 7A旋翼、前飞CaradonnaTung(C -T)旋 翼 无升力状态及SA349/2旋翼有升力状态的气动特性及涡尾迹特征进行了模拟，通过与试验值 对比验证了文中方法在旋翼非定常流场CFD模拟中的有效性和高效性。

摘要:采用粒子图像测速(Particle image velocimetry, PIV)技术对一缩比共轴双旋翼模 型在悬停和以不同前进比前飞时的流场进行水洞实验。测量得到了旋翼流场的瞬时涡量的速 度分布，桨尖涡的脱落轨迹，悬停时的尾迹边界和前飞时的尾迹边界等流场特性参数分布。 研究了不同状态下共轴双旋翼流场的气动干扰特性。在悬停时，下旋翼的桨尖外侧有上洗流 现象，而下旋翼则没有。与共轴双旋翼性能试验数据比较得出，在悬停时共轴双旋翼形式存 在有利的相互气动干扰现象。实验还得出了悬停和不同前进比前飞时桨尖涡的脱落轨迹。

摘要:考虑到旋翼飞行 器的旋翼各种运动和机身复杂外形特点，建立了一种鲁棒性高的三维结构化嵌套网格生成方 法。采用三维Poisson方程对初始网格进行迭代，获得了高质量的旋翼桨叶三维结构化网格 。以此方法为基础，以复杂外形几何体表面网格为初始网格，建立了一种抛物型法向外推方 法。推进过程中，使用经抛物化处理的新Poisson方程进行光顺迭代，源项由Hilgenstock法 确定，有效克服了椭圆型方程生成网格时边界点较难调整的困难。通过网格最小正交度的检 测，表明了该抛物型方法的先进性。进一步将高效的挖洞法（“Top map”法）和贡献单 元搜寻法（“Inverse map”法）引入上述三维结构化网格生成中，建立了围绕旋翼飞行器 的运动嵌套网格生成方法，采用RANS方程分别对CaradonnaTung旋翼和V22倾转旋翼机流 场进行计算流体力学(Computational fluid dynamics, CFD)计算，表明该网格生成方法能 够满足CFD计算的需求。

摘要:针对旋翼桨涡干扰(Bladevortex interaction,BVI)现象的复杂特 征，建立了一个基于Na v ierStokes方程/自由尾迹模型的耦合欧拉拉格朗日数值方法，用于干扰过程中脉冲气动 载 荷 的计算。噪声的预测采用基于声学类比法的FWH方程。应用上述方法以AH1/OLS旋翼为研 究 对象，从“设计降噪”角度分析了具有后掠、前掠、尖削和下反桨尖形状旋翼的桨涡干扰 噪声特性。结果表明：目前直升机常采用的桨叶外形（尖削、后掠）对于降低桨涡干扰噪 声是有限的；而采用前掠、下反桨叶的旋翼具有较好的噪声隐身特性。 

摘要:为提高直升机雷达散射特性预估的准确性，建立了目标雷达散射特性分析的计算电磁学方法 (Computational electromagnetics method,CEM)，并开展了结构参数对雷达散射截面(Rada r cross section,RCS)特性影响的研究。以微分形式的Maxwell方程作为电磁特性求解的 控制方程，电磁计算网格采用Yee元胞的技术生成，对控制方程 进行时间和空间的中心差分格式离散。应用完全匹配层（Perfect matching layer,PML）技 术作为吸收边界条件，并 与基于等效原理的近远场外推法相结合，建立了直升机RCS的高精度数值方法。分别采用二 维无限长导体圆柱和三维金属立方体作为验证算例，结果表明CEM方法比高频方法具有明显 的 高精度特点。在此基础上，研究翼型厚度、弯度、桨叶片数对旋翼雷达散射特征的影响机理 和变化规律，同时计算机身不同结构布局参数下的RCS特性，分析短翼和平尾对机身强散射 特征的影响规律。研究表明：桨尖是旋翼的重要散射源之一，采用薄翼型桨叶能有效改善旋 翼的雷达散射性能，短翼和平尾会在不同角域内增加机身的雷达散射截面，在直升机隐身设 计中需要重点考虑。

摘要: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20 0 km/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。

摘要:为提高直升机概念设计阶段飞行性能计算的准确度，提出一种适用于直升机概念设计阶段的飞行力学分析方法。 该方法在直升机配平计算开始之前，预先设定不同飞行状态下 机身姿态角的数值，在配平计算过程中把平尾纵向位置和尾桨垂向位置当作未知量，通过调节平尾纵向位置及尾桨垂向位置， 使机身姿态与该给定的机身姿态角相等。采用这种方法，当改变总体参数时，可忽略机身姿态改变对飞行性能造成 的影响，从而可以分析直升机总体设计参数对飞行性能的影响，并对总体参数进行优化以满足设计技术要求。

摘要:基于时间步进算法建立了适用于 共轴双旋翼气动特性分析的旋翼自由尾迹模型，并采用面元法对水平和倾斜地面效应影响下 共轴双旋翼系统气动特性进行了研究。在建模的过程中，采用WeissingerL一阶升力面模 型 模拟了桨叶的三维效应，并充分考虑了旋翼/旋翼和旋翼/地面之间的气动干扰。通过与尾迹 几何和诱导速度试验数据的对比，验证了计算模型的可行性。在此基础上，对共轴双旋翼在 地面效应影响下的旋翼尾迹几何形状、流场诱导速度矢量分布和上下两旋翼桨叶的拉力系数 分布进行了计算及分析。结果表明，悬停状态下，共轴双旋翼上下旋翼间存在强烈的气动干 扰，且地面的影响使旋翼尾迹涡线径向扩展且向上卷起，对共轴双旋翼下旋翼拉力产生明显 的影响。

摘要:为降低机身振动水平，提出了一种能够高效隔离旋翼振动载荷的聚焦式液弹隔振系统。 通过对液弹隔振器和聚焦式隔振系统进行建模，分析了聚焦式液弹隔振系统的传递特性。通过建模计算，讨论了阻尼、安装角及惯性液体质量对隔振效率的影响。

摘要: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3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:提出一种利用模 糊径向基函数(Radial basis function,RBF)神经网络进行直升机旋翼不平衡故障诊断的方 法, 建立了用于直升机旋翼不平衡故障识别的模糊诊断模型。基于直升机旋翼不平衡故障模 拟实验, 对采集于旋翼配重不平衡、桨距不平衡、后缘调整不平衡和正常状态下的试验台体 振动信号进行功率谱分析，并采用主分量分析(Principal component analysis,PCA)的方法 进行故障特征提取。采用模糊RBF神经网络诊断模型对旋翼不平衡故障进行了故障分类识别, 同时分析了不同主分量累计贡献率和模糊子空间对故障分类精度的影响，并与RBF神经网络 的诊断模型、支持向量机（Support vector machine,SVM）诊断模型进行了故障识别效果对 比。结果表明，模糊聚类RBF神经网络的诊断方法对旋翼不平衡故障具有更好的识别能力。

摘要:控旋翼通过电作动器驱动伺服襟翼偏 转，通过气弹作用带动桨叶变距，从而实现旋翼操纵。 为提高电控旋翼传感器系统的可靠性，文中以模型电控旋翼系统为对象，提出了一套非相似 三余度传感器系统方案；进一步提出了一种改进的表决算法，该算法通过将基于LMS算法的 预测值引入表决中，使三余度传感器系统在出现两路随机故障时仍能够有效判别正常信号， 从而提高了系统的可靠性；通过仿真验证了该改进表决算法的可行性；最后通过对襟翼传感 器的试验研究，证明了所提出的余度设计方案及表决算法的有效性。 

摘要:基于外吊挂刚体假设，建立直升机 刚体吊挂耦合非线性动力学模型，刚体模型的外吊挂引入了额外的自由度和额外约束，使 原来的9阶直升机非线性动力学方程增加到19阶，并通过小扰动假设进行线性化。利用延拓 方法对直升机刚体吊挂系统在不同的飞行速度下进行配平，与直升机单体飞行的实验数据 以及直升机质点吊挂系统的计算结果进行对比，分析带刚体外吊挂的直升机与无吊挂和质 点吊挂模型平衡状态的差别。采用差分法计算刚体吊挂假设下直升机的运动模态，并分析加 入外吊挂后对直升机稳定性的影响。结果表明，刚体外吊挂给系统引入5个新的运动模态， 其中吊索摆动的两个运动模态是稳定的，而吊挂姿态运动的3个运动模态不稳定，同时吊挂 的引入使得直升机运动的短周期模态和滚转模态变得不稳定，严重影响了直升机的飞行品质 。

摘要:2A12铝合金已经广泛应用于直升机机体结构当中，霉菌腐蚀是其主要腐蚀源之一，对 其强度造成很大影响。按照装机状态对2A12表面进行防护处理后制造试片，对比霉菌腐 蚀和未霉菌腐蚀两种状态下静力和疲劳两种力学性能。试验结果表明，霉菌腐蚀对表面防护的 2A12静力和疲劳性能没有明显的影响。

摘要:针对运输类飞机的飞行特点，基于姿态角和相关重心过载参数变化，提 出了运输类飞机的阵风与机动载荷识别算法。利用Matlab进行算法编程， 通过实测载荷数据实例，验证了该算法的有效性，为新机结构可靠性设计和全尺寸疲劳试验 提供了参考数据。

摘要:以某型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:根据高速直升机的技术特征和构型特点，将高速直升机分为复合式、倾转式及 停转式3种类型。在梳理3类高速直升机技术发展历程的基础上，分析了国外高速直升机的 型号与技术发展规律。根据当前中国的直升机技术水平，提出了实现中国高速直升机跨越式 发展的建议和措施。