摘要:首先，对美国20世纪70年代以来各时期涡轴发动机发展规划及其性能演变过程进行了梳理，并分析了不同循环类型及循环参数的选择，进行了性能统计分析。然后，介绍了直升机/发动机一体化设计理论的基础与方法。最后本文提出新一代超低排放涡轴发动机的概念，指出降低总耗油量的同时提高功重比，才能实现超低排放。

摘要:针对直升机特有的旋翼桨/涡干扰（Blade vortex interaction，BVI）噪声计算精度低且试验数据缺乏问题，也为了开展旋翼气动噪声特性分离方法的验证试验研究，本文设计了一种能够用于BVI噪声试验的新型多段翼型组合式涡发生器。首先通过CATIA软件建立涡发生器出口端翼型段在不同迎角下的试验模型，再使用FLUENT软件建立涡发生器的流场仿真计算模型，比较分析了不同翼型段迎角下的涡流流场。随后用粒子图像测速法（Particle image velocimetry，PIV）技术系统测量了不同翼型段迎角、距离涡发生器出口端的长度及流速等参数变化下的涡流流场，对不同试验状态下的涡核、涡强等参数进行了对比分析。针对涡量偏弱的缺点，对传统单级涡发生器进行了改进，设计研发了双级涡发生段。试验证明其能产生更强且稳定的涡，为BVI噪声试验提供了模拟的桨尖涡，试验结果表明了涡发生器的有效性。

摘要:基于计算流体力学（Computational fluid dynamics，CFD）技术，建立了一个适用于旋翼二维主动襟翼控制（Active flap control，AFC）数值模拟的方法。在满足对翼型参数化分析的前提下，使用Euler方程求解以提高计算速度，并采用嵌套网格方法对AFC旋翼后缘襟翼进行运动控制。应用所建立的方法，首先进行了算例验证计算，然后着重对AFC旋翼翼型进行了数值模拟。在此基础上，进一步开展了AFC旋翼翼型主要参数对后缘涡影响的计算分析。结果表明：提高桨尖马赫数、增加后缘小翼摆动频率能加快涡产生速度；而提高桨尖马赫数、增大后缘小翼摆动幅度和后缘小翼长度能增大涡的强度；但增大后缘小翼与主桨叶缝隙间距仅在一定范围内能够增加涡强度。

摘要:以多架直升机近距离起降为研究背景，采用基于运动嵌套网格技术的计算流体力学（Computational fluid dynamics，CFD）方法开展旋翼间的气动干扰研究，重点分析了旋翼间距和环境风速对旋翼升力系数和扭矩系数的影响。数值分析结果表明，旋翼之间的气动干扰对上风位置旋翼的影响较小，但会导致下风位置旋翼的升力系数降低，扭矩系数增加，且其影响随着旋翼间距的增加而降低，随着环境风速的增加而增加。

摘要:通过数值模拟的方法对十字构型倾转四旋翼UAV在倾转过渡状态下前旋翼/机身/后旋翼间的气动干扰进行了计算与分析。分别建立了孤立前旋翼、前后旋翼、前旋翼-机身、前后旋翼-机身组合时的计算模型。在不同旋翼倾转角下，研究了以上组合模型对前旋翼、后旋翼以及机身的气动力和力矩的影响并分析了相互间的气动干扰情况，得出了前旋翼是整机气动干扰影响的主导因素，揭示了旋翼/机身间气动干扰形成的原因，为该构型旋翼布置与控制系统的设计提供参考。

摘要:为了研究直升机典型构件的着水机理，并为仿真建模和验证提供实测数据，开展了不同构型的直升机典型元组件垂直入水试验研究，阐述了试验设计方法和过程，并对试验结果进行了分析。结果表明，结构弹性影响明显，同时空气缓冲作用也不可忽略，不同速度下两者对压力峰值影响存在明显差异。

摘要:根据飞行状态合理调整旋翼转速有利于降低需用功率和油耗，能够给直升机飞行性能带来好处。本文通过航程和航时的建模与分析，评估变转速旋翼对续航性能的影响。在此基础上，进行无级变速和有级变速策略研究，提出一级、二级变速方法。研究结果表明，优化转速对续航性能的提升很明显，旋翼有限级变速（一级、二级）和额定转速相比，可以显著减小其型阻功率，综合考虑，一级变速较适合于工程应用。

摘要:提出了一种基于迭代抽样和径向基插值的自适应代理模型方法。这种自适应方法以减少仿真计算数量和提高代理模型自适应能力为目的，使用多岛遗传算法选择新增样本点并使新增样本点位于设计空间的稀疏区域，使得所有的样本点均匀分布于设计空间。标准误差用来判断代理模型的精度大小以决定是否对代理模型进行更新。这种自适应代理模型结合多岛遗传算法对直升机的惯性传感器结构模态进行优化。用拉丁超立方抽样方法选择10个样本点构建初始的代理模型，自适应代理模型的计算结果表明2%的误差条件下需要额外增加7个样本点。优化结果表明不同的权重系数对最优模态特性的影响很大，惯性传感器结构的一至六阶模态值更加远离直升机的激励频率。

摘要:针对复合推力高速直升机总体设计阶段总体参数的选择问题，提出一种提高可靠性和鲁棒性的基于6σ设计的改进多目标遗传算法优化方法。采用叶素理论和数值积分的方法分析计算了复合推力高速直升机气动及飞行性能，并以此为基础建立了约束函数和初步目标函数模型；将6σ设计融入改进的多目标遗传算法中，构造最终目标函数；在给定有效载荷设计要求下，对复合推力高速直升机总体参数进行了多目标优化设计。该方法获得了所需的Pareto解，优化后的复合推力高速直升机飞行性能相对原机有了较大改善，算例结果表明该方法有效可行。

摘要:为了提高旋翼翼型动态失速模拟的精度，基于动态混合网格技术和ALE形式的RANS控制方程，构建了一套可用于低速流场中旋翼翼型动态失速分析的计算方法。采用守恒变量形式的低速预处理技术，解决了由于特征值差异过大引起的收敛困难问题；在物面采用层推进泊松方程光顺法生成结构网格，以获得较好贴体性和正交性；采用分离流中应用广泛的k-ω SST湍流模型捕捉深失速下流场的大分离特性。计算结果表明该计算方法可以有效地分析不同马赫数下的旋翼翼型动态失速，收敛精度有不小于两个数量级的提升。针对低速流场不同马赫数下深失速的流场特征的计算分析表明，马赫数对动态失速的迟滞特性具有明显的规律性影响。

摘要:在传统的粘弹阻尼器双线性迟滞模型基础上，为了便于参数识别，将滑移迟滞恢复力等效成黏性阻尼力与分段线性弹性力的联合作用，引入指数衰减函数表征弹性力及阻尼力随激振幅值的变化规律，并导出了带静位移的粘弹阻尼器复模量计算模型。提出一种结合复模量及迟滞回线进行参数识别的方法，并通过实例验证了改进模型的准确性及参数识别法的有效性。分析了静位移对迟滞回线及复模量的影响，结果表明：静位移的变化使得迟滞回线沿弹性力曲线移动，并由于非线性刚度的影响，迟滞回线的形状也发生了变化；在模型采用奇次弹性力和线性黏性阻尼力的条件下，储能模量随着静位移的变化成偶次函数的趋势变化，而耗能模量则不受静位移的影响；静位移对储能模量和耗能模量的影响源于粘弹阻尼器刚度和阻尼关于位移的非线性特性。

摘要:为了设计格尼襟翼的驱动机构，本文对压电悬臂梁自由端的位移及其影响参数进行了研究。采用Euler-Bernoulli悬臂梁模型给出了压电悬臂梁自由端的位移表达式，并采用有限元法研究了压电悬臂梁的基体厚度和压电片的布置位置等参数对悬臂梁自由端位移的影响。通过两种方法分析了压电悬臂梁自由端的位移变形，研究结果表明，通过解析法和有限元法分别计算得出的压电悬臂梁自由端的位移最大误差不超过3.6%。在其他条件一定的情况下，减小基体厚度、将压电片布置于悬臂梁根部以及选择合适的压电材料能够使自由端获得相对较大的位移。由于压电悬臂梁的位移不能满足格尼襟翼的驱动要求，需采用放大机构进一步放大自由端位移。

摘要:采用安装在主减斜撑杆上的压电叠层作动器建立了直升机主动隔振系统。基于压电材料本构关系推导了压电叠层作动器的驱动方程，建立了压电叠层作动器驱动的主减主动隔振系统动力学模型。采用了自适应滤波控制方法，通过最小均方算法实现了自适应控制。直升机主动隔振仿真实验表明了该系统具有高效的隔振效果。

摘要:独立桨叶控制技术（Individual blade control，IBC）能够改善旋翼气动环境，降低桨毂振动载荷。本文采用Leishman-Beddoes动态失速模型和动态入流模型计算旋翼非定常气流下的气动响应；通过动力学软件ADAMS建立旋翼气弹动力学模型计算桨毂载荷；在周期变距基础上施加二阶和三阶谐波变距进行控制仿真，研究独立桨叶高阶谐波变距对桨毂载荷减振作用的规律。仿真结果表明，通过改变相应变距谐波的幅值和相位，能够使得振动水平大幅降低并达到最优。

摘要:共轴高速直升机上下旋翼之间存在强烈的气动干扰现象，这对旋翼的气动特性影响较大。本文根据这一特点并考虑气弹耦合计算效率，利用单旋翼自由尾迹模型的尾迹几何和固定尾迹计算的初始诱导速度分布作为共轴双旋翼预定尾迹模型的初始迭代值。与Leishman-Beddoes非定常动态失速模型、Pitt-Peters动态入流模型、共轴直升机上下旋翼桨叶全本征动力学方程及弹性桨叶与变距轴承边界约束条件等计算模块相结合，建立了一种考虑上下旋翼之间气动干扰及耦合迭代的共轴双旋翼振动载荷计算模型。为验证本分析模型的计算精度，以西科斯基公司的验证机XH-59A为研究对象，与国外风洞试验结果进行了对比，两者吻合较好。

摘要:为了提高无人直升机在自主飞行作业时的精确性，本文设计了一套获取无人直升机相对于任务目标飞行状态的测量系统。该系统采用机载激光雷达对无人直升机周围环境进行扫描建模，使用STM32作为微控制器设计硬件电路实现系统功能。提出一种针对性算法，对扫描范围内的环境数据进行处理与分析并解算出飞行状态。此外，还使用Labview进行上位机软件的开发，可以实时显示该系统测量得到的状态结果。实际测试结果表明，该系统可以准确获取无人直升机相对于任务目标的距离和方位角。

摘要:为研究电控旋翼襟翼高阶谐波噪声控制规律，在电控旋翼综合试验台上进行了悬停状态下的噪声主动控制试验。首先搭建了用于旋翼噪声测量和襟翼控制的测控系统，基于该系统，施加了不同谐波阶数下的襟翼幅值、相位控制，通过对试验数据的分析表明：旋翼转速为500 r/min时，旋翼噪声声压级最多可降低4 dB；最佳的旋翼噪声控制襟翼谐波阶数为2/rev，襟翼谐波的最优控制幅值小于6°，最优控制相位在180°～300°之间。

摘要:对一类变体固定翼无人机栖落机动的纵向运动进行了建模与轨迹优化研究。针对栖落机动后段飞行速度低及迎角大带来的舵面气动效率下降的问题，研制了一种可改变主翼位置的变体无人机。通过室内飞行实验，利用运动捕捉系统测量获得飞行数据。依据实验数据，结合平板气动理论建立了变体无人机的气动模型，并建立了变体无人机的纵向动力学模型。采用广义伪谱优化软件（General pseudo-spectral optimization software，GPOPS），对所建立的变体无人机模型进行栖落过程轨迹优化研究。优化结果表明，与普通固定翼无人机相比，变体部件能够显著提高无人机的姿态操纵效率，从而改善无人机栖落机动性能。

摘要:风洞试验时，由于气流的影响，测试用悬臂式尾支杆容易产生大幅度低频振动，这会严重影响测试精度，甚至损坏自身结构。为了有效抑制尾支杆的振动，本文设计了基于压电组件的主动减振系统，并将人工神经网络应用于PID控制，提出了神经网络PID智能控制算法。对尾支杆进行有限元分析，获取其模态参数。然后设计试验测试减振系统的性能，将神经网络PID与经典PID的控制效果进行对比。试验结果表明：在连续载荷的作用下，采用经典PID控制算法与神经网络PID均可达到有效控制（减振幅度70%以上），且神经网络PID在保证减振效果的情况下实现控制参数自整定，具有良好的鲁棒性。

摘要:基于MATLAB仿真技术，对某型飞机建立起陆上弹射起飞模型，借助该仿真模型分析不同弹射参数（弹射末速度、弹射起飞重量和预置舵偏量等）对飞机弹射起飞安全性的影响。综合考虑各种陆上弹射起飞安全影响因素，提出陆上弹射基本安全准则，构建陆上弹射安全区域。研究分析表明：选取合适的弹射参数，满足弹射条件处于弹射安全区域内，则可确保飞机陆上弹射起飞安全，同时验证了陆上弹射基本安全准则的正确性。