摘要:因主减速器引起的舱内中高频噪声是影响直升机乘坐舒适度的关键因素。本文从主减速器的噪声传递路径出发，梳理并总结了支撑结构、机舱壁板和声腔3方面的舱内噪声控制技术发展状况，包括被动、主动和半主动控制方法。研究结果表明，国外直升机型号主要依靠壁板阻振、隔声密封和舱内吸声等被动技术进行舱内降噪，但存在重量、经济性、控制效果等问题。基于支撑结构的减振技术为主减速器高效降噪提供了新思路，结合综合优化技术，已使某些直升机型号达到了商用飞机舱内噪声水平。中国在该领域的研究和应用较少，需根据国内直升机实际工程应用背景，在噪声传递机理、降噪设计、验证与优化等方面继续发展，形成适用于中国直升机型号研制的新方法和新思路。

摘要:为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理，基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU-SGS隐式格式和Roe-MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法。首先，基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态下的气动特性进行模拟，计算结果与试验数据吻合良好，验证了数值模拟方法的准确性。然后，通过对NACA0012翼型动态失速状态流场的研究，揭示了气动力二次峰值的发生机理。最后，开展了翼型厚度、弯度和弯度位置等外形参数对气动力二次峰值的影响研究。结果表明，动态失速涡诱导形成的后缘涡是导致气动力二次峰值的关键因素；翼型外形参数的变化会引起动态失速过程中动态失速涡和后缘涡的变化，使得气动力二次峰值相对谷值的增量有规律地增加或减小，二次峰值位置有规律地前移或后移。

摘要:采用基于运动嵌套网格的CFD方法计算了倾转旋翼机直升机状态和过渡状态下的流场，研究了在小速度前飞下的尾迹涡演化和其对平尾气动力的影响。直升机状态下，前飞速度≤4 m/s时，旋翼尾迹主要在机翼附近，与机翼干扰形成喷泉效应，但对平尾无影响。随着前飞速度增大，喷泉效应与自由来流的综合作用形成喷泉涡，喷泉涡产生于机翼上表面，呈流向涡形式向下游输运，从平尾上方通过。前飞速度进一步增大（≥16 m/s），产生于桨盘边缘的旋翼尾迹侧缘涡开始增强，从平尾侧边通过，并在平尾附近的流动中占据主导地位。喷泉涡和侧缘涡均在平尾处产生上洗流动，使平尾产生低头力矩。从直升机状态到固定翼状态，旋翼尾迹侧缘涡逐渐减弱，对平尾的影响也减弱。

摘要:针对双螺旋桨推进复合式直升机在过渡阶段存在的操纵面冗余问题，设计了不同操纵机构之间操纵分配系数以及最优俯仰角过渡路线。建立了复合式直升机动力学模型并提出复合式高速直升机操纵策略。对于过渡段以全机功率最优为优化目标，使得操纵杆量连续光滑过渡为边界条件，优化得到最优过渡路线以及不同操纵机构之间操纵分配系数。对于低速阶段会出现的推进螺旋桨涡环状态，选择最优过渡路线规避推进螺旋桨涡环状态。仿真结果显示，优化得到的分配系数及过渡路线能够使复合式直升机不同通道的操纵杆量光滑连续过渡，确保驾驶员的操纵性能。

摘要:采用突发通信模式的低速直升机卫星通信链路同时存在周期性的旋翼遮挡和较大的多普勒动态，且需要工作在低信噪比下，这些特点对解调提出了很大挑战，需要研究高性能、低复杂度的突发解调方法。本文基于分散导频帧结构提出一种译码辅助解调方法。首先进行频偏分区预补偿，然后进行联合频率变化率估计的突发捕获，最后根据译码软输出目标函数，从多路译码输出中选择最优的一路作为最终结果。在给定的信道模型下，与无遮挡高斯白噪声（Additive white Gaussian noise， AWGN）信道下的理论性能相比，解调门限仅提高1.5 dB。与缝隙通信方式的典型性能相比，前向链路信噪比损失降低1.5 dB，返向链路信噪比损失增大0.2 dB。

摘要:在0.6 m×0.6 m连续式跨声速风洞中设计了一种新型短轴探管，用于测量试验段核心流马赫数的分布特性。为了研究不同跨声速试验段条件下短轴探管的测值特性，通过数值仿真研究了短轴探管在不同马赫数下对流场的影响。分别在跨声速孔壁试验段和槽壁试验段中开展了短轴探管用于测量试验段核心流马赫数风洞试验研究，并与长轴探管的试验结果进行了对比。试验结果表明，当Ma≤0.95时，两种试验段中短轴探管马赫数测值曲线与参照值曲线基本一致，差异较小；当Ma≥1.0时，孔壁试验段测值结果与参照值差异明显小于槽壁试验段结果，跨声速孔壁试验段消除头波干扰能力较槽壁试验段更强。

摘要:为研制满足某型直升机供油系统使用包线的离心式燃油增压泵，在Matlab/Simulink仿真平台上创建了供油系统仿真模型，并对该供油系统进行了仿真分析，给出了离心泵的增压值指标。进行了供油系统地面模拟试验，并与仿真计算进行了对比，结果表明：与发动机的断油试验相比，仿真计算的相对误差为2.8%；与发动机正常供油试验结果相比，仿真计算的最大相对误差为7.2%。仿真模型具有较高的仿真精度，所确定的离心泵增压值指标可以满足该型直升机对供油系统的使用要求。

摘要:提出了一种油气-泡沫铝组合式直升机缓冲装置，基于塑性坍塌应力理论计算模型和有限元模型对单一泡沫铝冲击压溃应力-应变进行了计算和仿真分析，计算结果和仿真分析结果进行了相互校验。通过单一泡沫铝冲击压溃试验对理论和仿真模型进行了试验验证。将泡沫铝压溃动态特性曲线融入油气-泡沫铝组合式起落架缓冲动力学模型开展耐坠毁性能仿真分析。结果表明，本文提出的油气-泡沫铝组合式缓冲器缓冲载荷峰值降低了38%，缓冲效率提升了12.7%，有效提升了直升机起落架缓冲器的耐坠毁性能。

摘要:飞翼布局飞行器内翼段前缘尖化可降低雷达回波的镜面反射强度，进而提升隐身性能。针对前缘尖化可能带来的气动问题，本文对一种典型飞翼布局飞行器的流场和电磁散射特性开展了模拟仿真。以RANS方程作为控制方程，采用k-ω SST湍流模型求解，对全机气动性能进行了分析，并结合流场特征作出解释。采用多层快速多极子算法，在典型入射频率下对全机电磁散射特征开展仿真计算。结果表明，对飞翼布局飞行器内翼段开展前缘尖化修形，可有效缩减前向雷达散射截面（Radar cross section，RCS），增加突防能力，但可能会同时带来起降条件下失速迎角减小等问题。通过选取适当的前缘尖化范围，该情况可得到改善，从而具备工程化应用条件。

摘要:为了修正舰船运动和海风引起的落点误差，首先建立了雷伞系统各阶段动力学模型并进行了编程计算，通过与试验结果的对比验证了动力学模型的准确性。之后，将发射方向和分离时间作为控制量，基于泰勒级数理论推导了落点误差与控制量之间的关系，提出了一种新的雷伞系统落点误差的修正方法。通过算例验证，该方法所得到的控制参数能够有效地修正雷伞系统的落点误差。同时，针对典型工况开展了本文方法与改进的多目标粒子群轨迹优化算法的对比研究，发现本文方法比改进的多目标粒子群优化算法拥有更快的收敛速度、更高的收敛精度和更少的计算消耗，可以对由舰船运动和海风引起的雷伞系统落点误差进行实时准确地修正，从而提高舰船发射布雷的精度。

摘要:飞机表面在过冷水滴持续撞击下存在未冻结的液态水，液态水在气流驱动下向后发生回流。流动过程中水膜表面波动改变了液体的质量分布，进而影响结冰过程的传热特性。本文针对风速在16.5~45.5 m/s和水膜雷诺数在24.17~96.69范围内，采用了数字图像投影（Digital image projection， DIP）技术进行非侵入式测量，观测平板水膜流动中表面波在全视域内波形发展的过程。同时针对视域内的瞬时信号对波动特性进行分析，阐述了气-液界面波参数随风速和水膜雷诺数的变化，包括波峰高度、波峰频率、波速和波峰间距等。结果表明，表面波在水膜流动过程中呈现多种形态，风速增大会破坏原有的周期性波动加剧形态变化，流量增加会提高界面稳定性维持周期性波动。对水膜表面波动特性研究有助于揭示水膜流动过程中波形变化的物理机制，用于优化冰形预测和防冰系统设计。

摘要:为实现飞机表面积冰厚度非接触式高精度测量，建立压电传感器、铝板及冰层组成的有限元仿真模型，通过机电阻抗分析法研究了飞机结冰厚度对系统谐振频率及阻抗的影响规律，获得压电传感器设计参数；搭建地面冷环境实验平台，采用阻抗分析仪测量不同结冰温度和积冰厚度作用下的系统谐振频率。结果表明：基于压电传感器的谐振探测法能够有效测量基体表面0.2~5 mm厚度的冰层，可有效测量不同温度下积冰厚度；系统谐振频率与结冰温度及基体表面结冰厚度成反比关系，而系统电阻抗与结冰厚度成正比关系。

摘要:基于飞机结冰探测器安装要求，通过三维数值仿真，模拟了机头表面流场和水滴撞击特性。通过标定水滴遮蔽区和浓度增加区引入危险位置点的概念，对结冰探测器的安装位置进行了分析，模拟了安装位置处结冰探测器探头表面和飞机主要迎风部件表面的水滴收集特性和结冰特性，并进行对比分析。分析结果表明探头表面的最大收集系数、结冰强度和结冰程度等级均不低于飞机主要迎风部件表面的相应特性，满足结冰探测预警要求。

摘要:基于超临界碳氢燃料的主动再生冷却被认为是超燃冲压发动机最具前景的热管理方法之一。本研究利用大涡模拟数值方法探究矩形通道内超临界碳氢燃料初始流动传热的瞬态变化规律的，证实了超临界振荡效应的存在，即温度和速度分布波动性较强。通过监测10^-4 s时间尺度下的速度变化规律，发现振荡有着近似三角函数式的频率和振幅。冷却通道被加热初期时，近加热壁面处热流体在浮升力作用下流向低温区域；随着流体温度逐渐接近其拟临界值，其物性参数发生剧烈变化，摩擦因数和流体动能呈现振荡性，在远离加热壁面的位置诱导出了强化涡；随着时间推移，强化涡开始向加热壁面移动，伴随着低温流体冲击热壁面，使其热输运得到强化。

摘要:通过搭建液氮喷雾冷却实验台，研究了TG6.5型实心锥喷嘴的喷雾冷却特性，分析了临界点附近的过热度和热流密度以及过热度和换热系数的关系，讨论了喷雾面积和喷雾流量对换热效果的影响。结果表明：在换热过程中，随着热流密度的增加，过热度变化可以分为缓慢增加、明显增加和急剧增加3个阶段，并且区间的分布和换热面积的大小关系密切。受核态沸腾过程中气泡的影响，出现最大换热系数时的过热度要小于达到临界热流密度时的过热度。增加喷雾流量能显著提高换热效果；增大热沉面积会降低单位面积内液滴颗粒冲击的频次和强度，换热效果下降。

摘要:飞机燃油系统是飞机的核心系统之一，对飞机安全可靠飞行至关重要。为解决飞机纵向飞行时，因多油箱供油量分配不合理产生飞机质心的偏移问题，本文通过分析飞机供油原理，建立飞机纵向运动供油质心模型，在此基础上，采用复合形法根据飞机俯仰角和各油箱油量实时确定飞机的最优供油策略。仿真结果表明，给定飞机要求质心变化后，通过本文方法确定的供油策略能将飞机质心偏移量控制在合理范围之内，并实现了供油策略随要求质心的动态调整，方法具有理论和实际工程应用价值。

摘要:扩展卡尔曼滤波（Extended Kalman filter， EKF）理论由线性卡尔曼滤波理论发展而来。在结构的物理参数未知的情况下，扩展卡尔曼滤波理论将结构的物理参数与其状态向量组成增广状态向量，对增广状态向量进行识别，从而得到修正的结构参数。本文引入扩展卡尔曼滤波理论，对结构参数进行识别。为了验证该方法的有效性，引入1个时变参数三自由度系统作为仿真算例，分别探讨扩展卡尔曼滤波中的各项滤波参数（模型噪声的协方差矩阵Q，测量噪声的协方差矩阵R）对结构的时变参数追踪性能的影响。结果表明，合适的滤波参数能使得算法更迅速，准确地识别出结构中的时变参数变化趋势。还通过一个悬臂梁仿真算例，证明了即使在部分测点没有测量的情况下，EKF算法也能识别出结构参数。

摘要:研究了以运输机为平台的内装式空射运载火箭重力出舱载机-火箭两体动力学。根据火箭受力条件和相对运动自由度，将其出舱运动顺次分为5个阶段。给出了各阶段过渡的力学条件，基于牛顿-欧拉法分别建立了前4个阶段的机-箭两体动力学模型。定义了火箭出舱过程可能发生危险的多种异常情况，给出了发生异常的力学或几何条件。然后对火箭出舱全程作了数值仿真。若发射初始条件合理，仿真将顺次经历前4个或3个正常阶段，直至火箭离舱。如果异常情况的条件满足，火箭出舱将发生危险，仿真失去意义，故中止，需要调整发射初始条件后进一步仿真验证。本文给出的系统动力学模型和仿真数据可为工程部门设计空射型火箭的本体参数，以及设置空射初始条件提供参考。

摘要:考虑由单个航空公司和单个运输公司组成的卡车航班供应链，在运输价格和双边努力水平影响运输需求的情形下，讨论集中和分散决策下的运价、双边努力水平和利润，设计双边努力“成本共担+收益共享”契约对卡车航班供应链进行协调。研究结果表明，分散决策下的双边努力水平和利润均小于集中决策，供应链整体利润较低；双边努力“成本共担+收益共享”组合契约下双边努力水平达到了集中决策时的水平，实现了卡车航班供应链的协调；在满足一定条件时，组合契约可使得卡车航班供应链各方收益实现Pareto改进。最后，通过仿真检验组合契约的有效性，并分析相关参数的灵敏度。

摘要:脉振的径向电磁力作为激励源作用于12/8极单绕组宽转子齿无轴承开关磁阻电机（Bearingless switched reluctance motor with wider rotor teeth， BSRMWR）的定子齿面并传送至定子轭部及机壳，会引发较大的振动噪声，阻碍其推广应用。针对这一问题，本文从本体结构的角度入手对电机壳体进行优化改进。采用三维多物理场有限元模型，建立了BSRMWR电磁-结构-振动-声场耦合模型。通过对BSRMWR电磁场进行瞬态分析，得到径向电磁力。将模态应变能方法应用于BSRMWR的壳体得到电机外壳结构有较大的应变能，说明电机壳体结构的薄弱。基于此，通过形貌优化的方法对电机的壳体结构进行优化。结果表明，采用形貌优化后机壳结构的BSRMWR，其振动和噪声均有显著改善。