摘要:在阻力伞试验，特别是高速滑车试验过程中，由于阻力伞系统作非匀加速的非定常运动以及前置体尾流场的影响，现有的阻力伞试验数据计算方法已经难以准确计算其阻力系数。本文针对阻力伞试验过程中的这种非定常运动和尾流干扰特性，对阻力伞系统进行了动力学分析，并对阻力伞非定常运动过程中的附加质量和尾流场特性进行了理论研究，提出了阻力伞双质量模型，并建立了阻力伞阻力系数非定常修正和动压修正方法。在此基础上，针对某型十字形单伞和十字形双伞模型的试验结果进行了分析，确定了相应的非定常修正系数和动压修正系数，分别建立了十字形单伞和十字形双伞的阻力系数修正模型。修正模型验证结果与风洞试验和传统计算方法结果进行了对比，研究发现：对于单伞模型，本文计算方法可以使计算结果误差从原来的27%降低到9%以内；对于双伞模型，可以使计算结果误差从原来的30%降低到7%以内。基于附加质量理论分析，非定常和动压损失的阻力系数修正方法可以更准确地计算阻力伞阻力系数，从而为阻力伞试验数据分析提供了一套更准确的计算方法。

摘要:针对目前十字形伞充满时间系数缺乏取值依据、充满时间不易估算的现状，提出基于小样本量实测值解算亚声速条件下十字形伞充满时间系数的思路和方法，并借助LS-DYNA对伞衣的充气过程进行仿真验证，得到了十字形伞充满时间系数的圆整结果。

摘要:以某项目研制过程中，减速伞提前分离故障为切入点，探讨了吊带在非正常位置受力导致的吊带断裂问题。根据相关视频资料及落地现场的检查情况，以及采集到的测试数据，对故障机理进行了全面分析，并结合减速伞下吊带静态拉伸试验及动态冲击试验结果，借鉴国内外吊带系统的相关设计经验，提出了从工作程序、结构及强度3方面采取措施，解决吊带在非正常位置受力导致的吊带断裂问题。

摘要:针对海上救援时典型海况下小物质精确空投需求，根据空气动力学理论，设计了一种基于无伞精确空投模式的飘带物品包。为满足更高的投放质量要求，设计了一种具有鼓风兜的飘带，提高了无伞空投物品包的投放质量。通过产品设计、伞塔投放试验、摄影测量等手段验证了物品包的落速，计算了飘带的阻力系数，研究了鼓风兜的阻力特征，实现了小物质低成本、轻量化、通用化的精确空投。

摘要:舟船空投入水时将承受较大的垂直和侧向过载，将对舟船的结构强度、稳定性产生不利影响，通过控制船体入水俯仰角可减小此过载。为研究船体入水角度对减载的影响规律，利用LS-DYNA对不同角度下船体着水过程进行了仿真，得到不同工况下着水过程加速度变化曲线，并通过水上跌落试验对仿真计算结果进行了验证，结果表明通过采取合理的入水角度，可有效降低船体入水过载。本文所做工作可为舟船空投系统着水减载提供依据。

摘要:飞机阻力伞工作过程中，往往飞机发动机仍未停机，高速发动机喷流会对阻力伞流场产生影响，进而影响阻力伞的工作性能。针对发动机喷流对阻力伞的影响，本文采用流固耦合方法对不同喷流速度下的阻力伞动态开伞过程进行数值仿真，分析了不同喷流速度对阻力伞阻力特性、阻力伞稳定性以及流场特性的影响。研究发现，发动机喷流会使阻力伞前的气流速度变大，从而导致阻力伞动载峰值变大，充满状态的稳态载荷变大，动载峰值出现时刻前移。在本文计算工况下，当发动机喷流速度为250 m/s时，阻力伞充满状态稳态载荷增加21%；当喷流速度为350 m/s时，阻力伞充满状态稳态载荷增加51%；当喷流速度为500 m/s时，阻力伞充满状态稳态载荷增加79%。同时，发动机喷流会使得伞衣内侧下方的压力偏大，导致伞衣压力分布不对称，从而使得阻力伞发生上下摆动，且喷流速度越大，阻力伞摆动振幅越大，阻力伞稳定性越差。

摘要:基于Abaqus软件中的拉格朗日-欧拉耦合算法，对一种双层聚氨酯/聚乙烯水袋50 m高空无伞空投跌落冲击过程进行数值仿真，并对聚乙烯材料的厚度进行参数化研究。重点分析水袋以水平、垂直和45°倾斜姿态冲击地面时袋体的瞬态应力、位移变化以及破损情况。通过与已有实验数据的对比验证了该数值方法的有效性。仿真结果表明，2 mm聚乙烯/0.5 mm聚氨酯层可以抵御水平姿态冲击但无法抵御垂直姿态冲击，水体对袋体侧面的剧烈拉伸是引起水袋破裂的主要原因。进一步优化发现，4 mm聚乙烯/0.5 mm聚氨酯层可以抵御水袋沿水平、垂直及45°倾斜姿态冲击地面，保证水袋的跌落安全性。结果表明，本文的计算方法可以应用于针对无伞空投的液体及固体食品包装材料的参数化设计。

摘要:共轴刚性旋翼高速直升机是下一代直升机发展的重点构型之一，风洞试验是突破其中关键空气动力学技术、推动该构型直升机从原理验证走向型号研制所依赖的重要手段。文中对国内外共轴刚性旋翼试验设施及相关风洞试验进行了介绍，综述了共轴刚性旋翼升力偏置、流场显示与测量、桨毂减阻、推进螺旋桨和机身气动特性等技术领域的试验研究概况及主要成果。结合国内外研究现状，对中国共轴刚性旋翼高速直升机在风洞试验设备建设、研究能力拓展以及试验结果应用等方向的发展提出了思考。

摘要:共轴刚性旋翼高速直升机由共轴反转的两幅旋翼实现悬停和爬升，由尾推进桨实现高速前飞，旋翼不需要倾转，相对倾转式旋翼机可靠性更高，具有较好的发展前景。共轴反转传动系统是共轴刚性旋翼高速直升机的关键传动部件。本文分析了共轴反转传动系统构型原理；针对共轴反转输出功能需求，将共轴反转传动系统分为以圆柱齿轮为基础、以锥齿轮为基础、以面齿轮为基础和以差动轮系为基础实现共轴反转输出的4类传动系统构型。分别论述了4类共轴反转传动系统构型的国内外发展现状、主要特点和型号应用情况，为不同需求共轴式直升机的传动系统构型选型设计提供参考。

摘要:中国空气动力研究与发展中心（China Aerodynamics Research and Development Center， CARDC）0.6 m连续式跨声速风洞是一座采用干燥空气作为试验介质的变密度回流式风洞。本文在前期风洞总体性能调试的基础上，通过风洞试验段不同壁板（槽壁/孔壁）型式及设计参数优化、压缩机尾罩和拐角段等洞体回路部段降噪、壁板扩开角和主流引射缝等机构调节、半柔壁喷管和二喉道以及驻室抽气系统控制等措施，对风洞流场品质进行改进，取得了突出进步。主要研究成果包括：总压控制精度优于0.1%；试验段马赫数控制精度优于0.001；跨超声速试验段气流压力脉动系数ΔC_p≤0.8%；平均气流偏角优于0.1°；稳定段出口气流湍流度ε≤1.5%；试验马赫数分布均匀性和标模试验数据精度等指标均达到国际先进水平。该流场品质调试研究充分验证了连续式跨声速风洞实现更高流场品质的可行性，为中国大型连续式跨声速风洞方案设计及国际先进流场品质保证提供了参考。

摘要:采用基于运动嵌套网格的CFD方法来模拟直升机旋翼/尾桨气动干扰流场，为旋翼/尾桨干扰噪声的计算提供准确的非定常气动力，并采用FW-H方程来计算干扰状态下的尾桨气动噪声。采用建立的计算模型，针对不同飞行状态下的尾桨噪声特性进行数值模拟，分析了旋翼尾流对尾桨气动噪声的干扰特性，并着重研究了尾桨重要的设计参数——旋转方向和垂向位置对尾桨噪声的影响规律。计算结果表明：悬停时，旋翼对尾桨的气动干扰影响会导致尾桨的噪声水平有所增加，但不会发生显著的变化；前飞时，旋翼干扰对尾桨噪声影响较大，且旋转方向和垂向位置对干扰噪声特性具有重要影响。

摘要:为支撑某无人旋翼机方案设计，采用叶素理论和动态入流建立旋翼气动模型，进行旋翼参数分析。评估了旋翼半径和总距对旋翼拉力及轴倾角的影响，得到旋翼拉力和操纵规律。在大尺寸低速风洞开展无人旋翼机的试验研究，对独立机身、机身+旋翼组合体进行吹风，得到了不同风速及迎角下机身和旋翼的升力与阻力，并与计算结果进行对比，从而验证计算方法的有效性。通过旋翼气动计算与试验结果分析，研究了旋翼气动特性与设计参数、飞行状态及轴倾角操纵之间关系。最后提出了旋翼拉力与飞行速度和轴倾角的关系公式。

摘要:针对直升机跟踪控制问题，提出了一种基于模态依赖平均驻留时间（Mode-dependent average dwell time，MDADT）切换信号的线性变参数（Linear variable parameter，LPV）控制方法。在直升机全飞行包线内选取可以表征直升机飞行特性的状态作为增益调度变量，利用“小扰动”假设将全量方程进行线性化处理并对其配平求解，将复杂的非线性模型转化为可以计算求解的线性模型。采用雅可比线性化方法在非线性模型平衡点处进行线性化处理，使用数据拟合的方法在理论上建立与非线性模型动态接近的LPV模型。对时变参数进行区间划分，结合参数依赖的多Lyapunov函数和MDADT方法，给出了保证切换LPV系统全局一致指数稳定的充分条件。考虑时变参数的渐变特性，以及由于测量误差和参数飘移等因素而造成的控制器增益变化，得到了在MDADT切换信号限制下的切换律。仿真结果表明所设计的控制律能有效动态跟踪直升机前飞的不同状态量，验证了所建模型和控制算法的有效性和可行性。

摘要:针对直升机强耦合特性导致飞行控制律设计难度高的问题，提出了一种基于粒子群优化算法的改进线性二次型调节器（Linear quadratic regulator， LQR）设计方法。针对直升机的线化状态空间模型，基于LQR设计方法建立了直升机飞行控制律全状态反馈矩阵的基本求解算法；以系统稳定性为约束，以最大化主状态反馈系数影响因子为目标，设计了粒子群优化算法的指标函数，实现了加权矩阵Q的多参数同步优化设计，并以优化后的主状态反馈系数作为直升机控制律设计结果。采用本文方法对UH-60A直升机悬停状态的飞行控制律进行了设计和验证。结果表明，基于本文方法得到的控制律具有良好的控制性能，并且能够显著提高直升机的飞行品质。同时本文的优化方法系统地解决了LQR设计过程中加权矩阵确定的困难，提高了控制律的设计效率。

摘要:针对直升机载火控雷达面向抗干扰的捷变波形优化问题，基于奇异值分解（Singular value decomposition， SVD）和循环算法提出了适用于多脉冲和短码长的捷变相位编码波形设计方法。本文首先通过构造具有目标区域低旁瓣模糊函数的带约束四次型优化问题，然后根据SVD分解将四次型转化为二次型，给出了迭代收敛的优化算法；同时在循环算法基础上给了一种四次型的循环迭代收敛算法。最后仿真结果表明，两种算法在设计捷变波形优化性能上接近，但SVD分解算法收敛速度更快，循环计算算法具有更高的运算速度。

摘要:基于一种线圈内置剪切阀式磁流变阻尼器结构，设计了一种全尺寸旋翼磁流变阻尼器结构，并将结构参数与磁路参数进行关联，提出了一种基于活塞组件结构的磁路结构参数仿真优化方法。基于改进的Bingham模型，建立了该全尺寸旋翼磁流变阻尼器参数化阻尼功计算模型。研制了全尺寸旋翼磁流变阻尼器样件，开展了性能试验与试验验证技术研究，研究了结构参数、运动参数、电流参数对阻尼器性能的影响。将试验结果与仿真计算结果进行了对比，仿真计算模型与试验模型的符合性较好，研制的旋翼磁流变阻尼器样件性能稳定。

摘要:针对某型直升机在飞行过程中出现脚蹬高频振动问题，通过飞行振动数据分析，确定了故障原因为尾操纵拉杆动特性不佳导致尾操纵拉杆局部共振，从而引起脚蹬高频振动。为了满足装配要求，尾操纵拉杆与安装支座之间为间隙配合，导致尾操纵拉杆边界约束存在不确定性，因此有必要进行边界约束敏感性分析。本文采用弹簧刚度表征尾操纵拉杆边界约束，并基于Ritz法建立尾操纵拉杆理论模型，分析讨论了边界约束对尾斜拉杆安装频率的影响，同时根据计算分析结果提出了相应的解决方案。经地面动特性试验和飞行试验验证，该解决方案可以有效改善该型机脚蹬高频振动问题，同时对后续操纵拉杆设计和分析具有一定的参考意义。

摘要:为解决大飞机多轮多支柱起落架研制中的载荷分配难题，实测伊尔76飞机起落架载荷，对多支柱起落架在着陆撞击及转弯过程中的载荷特点进行详细分析。实测结果发现着陆时前、后主起落架承担的冲击载荷基本相当，起转载荷相对较大。与常规三点式起落架相比，转弯时多支柱起落架载荷有很大不同，前主起落架侧向载荷指向转弯圆心反方向，构成阻碍飞机转弯的力矩，同时与后主起落架侧向载荷构成对机身有害扭矩，是三支柱起落架没有的新的载荷情况。转弯时后主起落架承担较大侧向载荷，是垂向与侧向载荷组合受载的严重工况。转弯加大了前、后主起落架垂向载荷的不均匀性。

摘要:建立了升降平台跌落时起落架动力学模型，给出了描述缓冲支柱和轮胎力性能的数学公式，使之适用于起落架严重受载的情况；通过数值仿真研究了升降平台跌落时的直升机起落架过载。分析了升降平台跌落时起落架产生大过载的力学机理。升降平台从不同高度自由跌落时，机轮系留引起的起落架正过载相对增加量不超过10%，而系留情况下起落架回弹行程中的负过载比压缩行程中的正过载高得多。

摘要:为进一步研究板翅式换热器在大温差换热条件下的温度场和流量分配特性，采用了FLUENT与基于VC⁺⁺语言程序的联合仿真方法，以给定结构的板翅式换热器为例对其进行验证分析。研究表明将联合仿真方法应用于板翅式换热器仿真计算，对研究航空预冷器温度场特性有现实意义。仿真结果与试验数据误差为0.6%~6.4%，联合仿真方法准确可行。板翅式换热器相同通道内横向温度变化与距冷边入口距离接近线性分布。热边芯体出口温度在流量分配不均和冷边流动方向的叠加影响下呈现温度梯度很大的不均匀分布。该研究方法具有通用性，可为其他换热器的仿真计算提供参考。

摘要:降雨作为一种气象条件，与飞机尾涡相互作用，改变自身与尾涡的动力学特性。高强度的尾涡导致后机难以着陆、复飞甚至坠机等后果，因此尾涡的演化进程对评估后机的飞行安全有重要意义。为了分析尾涡与降雨的相互干扰，基于欧拉-欧拉多相流模型，研究了降雨条件下的尾涡演化特性。对于多相流模型中的空气相模拟，采用大涡模拟湍流模型，雨相通过两个标量方程控制其动力学输运，两相间的耦合利用动量源项实现能量的传递。分析了降雨对环量、涡量和涡核附近速度分布、下沉速度等尾涡演化特征量的影响。结果表明：降雨加速了环量的衰减，减小了涡心最大涡量，使速度分布趋于平滑，改变了尾涡下沉规律。另外，尾涡也影响了雨滴的下降轨迹和浓度分布。