摘要: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。

摘要:基于动量源方法建立了针对双拉力螺旋桨构型（X3构型）复合式高速直升机旋翼/螺旋桨干扰流场分析的一个高效数值模拟方法，该方法适用于旋翼/螺旋桨之间相互干扰的计算与分析。在该方法中，旋翼和螺旋桨分别使用动量源代替，对干扰流场采用结构化网格进行划分。首先，进行了孤立旋翼、孤立螺旋桨、旋翼/机身干扰流场的算例计算验证了方法的有效性。然后，应用所建立的方法，着重进行了悬停及前飞状态下双拉力螺旋桨构型复 合式高速直升机旋翼/螺旋桨干扰流场的数值模拟，分析了直升机迎角变化对前飞流场的影响，得到了一些关于旋翼/螺旋桨干扰流场的有意义的结论。

摘要:从气动导数和运动模态两个层面分析了直升机吊挂飞行中的耦合。首先，建立了直升机/刚性吊索/刚体吊挂物的全耦合飞行动力学模型。然后，计算了配平特性和频响特性，并与飞行试验数据对比验证了模型。最后，通过算例分析了直升机与吊挂系统的耦合。分析表明：直升机上吊挂点处的运动和作用力是形成相互耦合的关键。相互耦合使得直升机姿态对其角运动产生静稳定作用，直升机自身阻尼对整个系统产生作用，同时还增强了吊索摆角对吊索摆动的静稳定性。气动导数的变化削弱了直升机滚转和荷兰滚模态的稳定性，改善了吊挂系统两个单摆模态的动稳定性。直升机和吊挂系统的横航向耦合强于纵向耦合。

摘要:涵道共轴双螺旋桨以其结构紧凑、气动效率高、气动噪声低、安全可靠等性能和结构优点，已经被作为一种推力或升力装置广泛地应用到飞行器设计当中。涵道共轴双螺旋桨作为涵道共轴多旋翼飞行器的主升力系统，为了进一步提升其功率载荷和抗风性，文中采用数值模拟方法对其在悬停状态、轴流状态和斜流状态下的气动特性进行了计算分析。提出了开口壁式涵道螺旋桨的主升力系统构型，并对其气动性能进行了计算，得出了开口壁式涵道螺旋桨相比涵道共轴双螺旋桨所具有的优势。

摘要:基于已有的单参数线化壁压信息法，在做相应简化改动后应用于旋翼翼型高速试验数据修正，着力解决工程上遇到的旋翼翼型高速风洞试验结果不理想的问题。文中采用该方法对FL-21风洞得到的OA309旋翼 翼型试验数据进行了修正。结果表明，修正后的旋翼翼型气动特性曲线与国外已有结果吻合较好。该方法能有效满足旋翼翼型高速风洞试验修正的需要。

摘要:基于径向基函数（Radial basis function,RBF）神经网络构建了一种带后缘襟翼主动控制（Active controlled flap,ACF）的旋翼振动载荷计算模型。采用正交试验方法确立RBF网络训练样本的输入，在CAMRAD II中计算前飞状态下与训练样本对应的旋翼桨毂六力素，并将主通过频率下的分量作为样本输出，对RBF网络进行离线训练。在此基础上采用多周控制器对被控模型进行振动载荷主动控制。随后以2桨叶4 m直径ACF旋翼为例，构建了其桨毂减振分析方法，并对桨毂动载荷各 分量的减振效果进行了分析。研究表明，采用正交样本训练的RBF网络能够精确映射襟翼偏角与桨毂振动载荷的非线性关系，施加多周控制后，桨毂垂向振动载荷降低接近50%，其他方向的振动载荷也有不同程度的降低。

摘要:介绍了一种安装在旋翼桨毂上的主动式吸振器。针对该吸振器中偏心质量块的运动特点，选用直流电机作为驱动器，建立了主动式桨毂吸振器的仿真模型，对其原理进行了研究。以输出力变化幅值及电机需用功率为目标，在吸振器输出力状态改变的情况下，对其过渡阶段角速度进行了优化。在此基础上对一个主动式桨毂吸振器的输出力过渡过程进行了仿真分析，结果表明该控制算法可在较短时间内完成过渡过程，并且最终能够达到减小桨毂振动载荷的要求。

摘要:改进改型是直升机研制中的一项重要内容。如何快速高效地进行机身结构改变，使改变后的机身动特性满足要求，是一项具有重要工程价值的技术。本文利用直11机身有限元模型，计算分析了前六阶模态的固有频率和振型，并对模型的动力学特性进行了参数灵敏度分析，讨论了质量、材料弹性模量、以及单元几何属性等参数对机身动特性的影响，并给出了影响最大的参数及其所在位置，为直升机机身改进改型设计提供参考依据。

摘要:采用基于SST k-ω湍流模型耦合延迟脱体涡模拟技术(Delayed detached-eddy simulation，DDES)的SSTDDES模型，数值求解Navier-Stokes方程。并针对低速流动问题，发展了基于隐式双时间步方法的低速预处理技术，用于数值模拟低速、高雷诺数湍流大分离流动问题。数值模拟了低速大迎角三角翼绕流及大迎角６∶1椭球绕流，观察到与物理现象相一 致的旋涡特征，且得到的定量数值结果与实验数据相吻合。

摘要:依据直升机旋翼不平衡故障空间与多点机体振动空间存在一对一映射关系的理论，采用某旋翼试验台设置桨距不平衡、质量不平衡以及后缘调整片不平衡的方法获取试验数据。利用小波变换和神经网络处理直升机机体振动信号,并对直升机旋翼单故障和复合故障进行诊断。最终实现了一种利用小波变换处理机体振动信号诊断旋翼不平衡故障的方法。

摘要:针对无人直升机飞行仿真，建立了能够满足实时仿真要求的非线性飞行动力学模型。以某型无人直升机为样例，开展飞行控制律设计，完成了悬停机动飞行和小速度飞行的半物理仿真，并与飞行试验数据进行对比验证。分 析表明：仿真结果和试验结果吻合，验证了非线性飞行动力学模型的准确性。飞行过程中，直 升机姿态能够较好跟踪其设定值，验证了飞行控制参数的合理性。

摘要: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。

摘要:针对一种新型涵道四旋翼飞行器，提出了一种总体/飞控一体化的方案设计方法。首先，在满足设计要求的前提下，提出3种构型方案。然后，建立总体设计模型和控制模型，利用总体模型对不同构型的涵道四旋翼飞行器进行参数设计，并在控制模型中对不同状态的配平结 果和不同构型的控制效果进行对比，得到评估体系。最后，对3种构型方案进行评估，确定设计方案。

摘要:目前,多旋翼无人机控制器设计问题中存在着大量的依靠经验的调参工作。为了使调参简单而又可靠，本文基于控制器参数与控制系统性能响应存在的对应关系，提出了自动调参思想。在满足控制器各项性能指标的前提下,利用粒子群算法 ( Ｐarticle swarm optimization, PSO)提炼出优化目标和约束条件。对被控对象进行建模并搭建非线性模型。然后，利用工程实践方法估算出参数范围，并利用粒子群快速优化特点自动寻找在约束条件下符合性能指标的控制器参数。最后，通过Ｍatlab/Ｓimulink对模型进行仿真验证。仿真结果分析表明，ＰＳＤ可快速准确地对飞行控制进行自动调参。

摘要:基于线性矩阵不等式(Linear matrix inequality, LMI)的鲁棒控制方法在直升机飞控系统设计中得到了广泛的应用，现有方法在设计中仅考虑了阵风和噪声等外界干扰引起的控制对象模型不确定性，未考虑直升机飞行状态 变化引起的状态矩阵摄动。本文发展了一种能够同时考虑直升机外界扰动和状态矩阵摄动的改进LMI方法，并基于Z-11直升机，针对姿态指令姿态保持(Attitude command attitude hold，ACAH)响应类型进行设计。最后在Matlab/Simulink环境下进行了仿真验证。结果表明基于本文设计方法得到的控制律具有较高的控制精度，同时具有增强的鲁棒性。

摘要:以电控旋翼综合试验台为研究对象，基于LabVIEW设计开发了一套电控旋翼测控系统。采用自顶向下的设计方法，将各个需要实现的功能模块化，供顶层统一调用。该测控系统整合了测控系统中各个硬件功能，有效实现了系统运行状态反馈、设备控制、控制参数在线发送、数据实时采集与储存、以及旋 翼状态监视系统自动保护等功能。试验实测表明：所开发的电控旋翼测控系统能够实现所需 的各项功能并满足性能要求。

摘要:为进一步提升中国国内直升机缩比模型着水试验能力，为中国民用直升机水上迫降适航取证提供技术支撑，本文对国内直升机缩比模型着水试验及试验结果进 行了研究。通过介绍模型着水试验的试验设备、试验件、试验要求和试验步骤，并对着水载荷结果与俄罗斯中央空气流体动力研究院莫斯科学院的试验结果进行对比分析，验证 了中国直升机缩比模型着水试验能力，为中国进行直升机水上迫降方面的模型着水试验提供了技术参考。

摘要:为了更有效地解决飞机弹射救生座椅可靠性评估的问题，考虑飞机弹射救生座椅子系统试验数据与系统试验数据之间既有联系又有区别的特点，采用继承因子描述这两种试验数据之间的相似性，建立了一种基于继承因子的飞机弹射救生座椅Bayes可靠性评估方法。采用该方法对某型飞机弹射救生座椅可靠性进行了评估，在置信度90%的情况下其可靠度下限达到了0.954。结果表明，在相同的系统级试验样本量情况下，评估结果比经典统计方法更合理。

摘要:研究基于非标准Lagrange函数的动力学系统的广义能量积分和Whittaker降阶方法。首先，基于指数Lagrange函数和Lagrange函数幂函数两类非标准Lagrange函数，定义了相应的Hamilton作用量，建立了该系统的Hamilton原理，给出了系统的Lagrange方程。其次，利用系统的Lagrange方程，建立了基于非标准Lagrange函数的广义能量积分存在的条件及形式。然后，将著名的Whittaker降阶法加以推广，得到了基于非标准Lagrange函数的动力学系统的Whittaker方程。最后，以算例验证了本文结果。

摘要:在惯性导航系统/合成孔径雷达（Inertial navigation system/synthetic aperture radar, INS/SAR)组合导航系统中，传统的SAR只提供位置和航向角信息，本文引入SAR图像测速系统，实现对INS速度信息的补偿修正。同时，建立了该组合导航滤波的数学模型。针对图像匹配耗时较大、产生信息不同步的现象，本文 利用INS信息增量来对SAR导航信息延迟、非等间隔以及SAR量测不在INS滤波离散间隔上所带来的误差进行修正，并进行了仿真。经过 1 500 s后，本导航系统导航信息没有出现发散， 在飞行器出现加速、爬升、转弯等机动时，位置误差绝对值不超过36.8 m，高度误差绝对值不超过18.1 m，航向角误差绝对值不超过5.3′，速度误差绝对值不超过0.5 m/s，并与 曲线拟合法作对比，仿真结果表明本文算法能够有效提高INS/SAR组合导航系统的精度，并为其他组合导航系统提供参考。