直升机技术
2022, 54(5):827-835.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.05.008
摘要:
面向直升机高速化的发展趋势，总结了国外高速旋翼飞行器的发展历程，开展了高速旋翼飞行器与直升机、通航飞机、公路、铁路等交通运输工具的效能仿真对比，基于潜在的民用市场需求，综合分析了高速旋翼飞机器在交通运输系统和应急救援体系中的优势与劣势。结果表明，民用高速旋翼飞行器在中国具有明确的战略发展定位，一方面可作为交通体系干支通、全网联的重要节点，以突出的任务效能融入交通运输应用体系；另一方面，面向中远程应急救援的需要，可满足敏捷救援体系响应速度的需求，填补现有直升机应用领域的空白。最后，针对重点发展构型，展望了中国未来民用高速旋翼飞行器的关键技术。
面向直升机高速化的发展趋势，总结了国外高速旋翼飞行器的发展历程，开展了高速旋翼飞行器与直升机、通航飞机、公路、铁路等交通运输工具的效能仿真对比，基于潜在的民用市场需求，综合分析了高速旋翼飞机器在交通运输系统和应急救援体系中的优势与劣势。结果表明，民用高速旋翼飞行器在中国具有明确的战略发展定位，一方面可作为交通体系干支通、全网联的重要节点，以突出的任务效能融入交通运输应用体系；另一方面，面向中远程应急救援的需要，可满足敏捷救援体系响应速度的需求，填补现有直升机应用领域的空白。最后，针对重点发展构型，展望了中国未来民用高速旋翼飞行器的关键技术。
2022, 54(2):211-218.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.004
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。
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。
2022, 54(2):203-210.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.003
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。
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。
2022, 54(2):219-224.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.005
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。
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。
2022, 54(2):233-238.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.007
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。
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。
2022, 54(2):179-190.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.02.001
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。
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。
2022, 54(6):1030-1039.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.06.004
摘要:
考虑地面目标参考信号短暂丢失与外部干扰等影响，研究无人直升机 （Unmanned aerial helicopter，UAH） 空地轨迹跟踪控制问题。首先，将短时丢失的参考轨迹进行分解， 并将其建模成平稳信号与非平稳信号两部分。然后，利用差分整合移动平均自回归 （Auto-regressive integrated moving average，ARIMA）模型预测平稳信号，并借助马尔可夫分析法对非平稳信号进行预测。其次，结合预测信息和跟踪误差信号，分别对UAH横纵向子系统和垂直子系统设计滑模控制器，以有效提升跟踪效率并减小外界干扰对跟踪性能的影响，并改进控制算法以减小由滑模导致的抖振现象。最后，利用仿真结果说明本文控制算法有效性与优越性.
考虑地面目标参考信号短暂丢失与外部干扰等影响，研究无人直升机 （Unmanned aerial helicopter，UAH） 空地轨迹跟踪控制问题。首先，将短时丢失的参考轨迹进行分解， 并将其建模成平稳信号与非平稳信号两部分。然后，利用差分整合移动平均自回归 （Auto-regressive integrated moving average，ARIMA）模型预测平稳信号，并借助马尔可夫分析法对非平稳信号进行预测。其次，结合预测信息和跟踪误差信号，分别对UAH横纵向子系统和垂直子系统设计滑模控制器，以有效提升跟踪效率并减小外界干扰对跟踪性能的影响，并改进控制算法以减小由滑模导致的抖振现象。最后，利用仿真结果说明本文控制算法有效性与优越性.
2022, 54(6):1056-1064.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2022.06.007
摘要:
针对共轴双旋翼无人机旋翼组件过于复杂，导致旋翼控制系统可靠性较低的问题，提出了一种依靠三轨变质心机构进行姿态控制的方案。推导了三轨变质心共轴双旋翼的运动模型和空气动力学模型，并分析了不同滑块所处位置和质量占比情况下变质心无人机动力学特性。建立变质心无人机姿态控制系统的状态方程，针对系统中的非线性和不确定性，设计了基于反步滑模控制的姿态控制器。仿真实验表明，所设计的控制器能够在含有外部扰动的工况下有效完成姿态跟踪任务，具备较好的抗干扰能力。
针对共轴双旋翼无人机旋翼组件过于复杂，导致旋翼控制系统可靠性较低的问题，提出了一种依靠三轨变质心机构进行姿态控制的方案。推导了三轨变质心共轴双旋翼的运动模型和空气动力学模型，并分析了不同滑块所处位置和质量占比情况下变质心无人机动力学特性。建立变质心无人机姿态控制系统的状态方程，针对系统中的非线性和不确定性，设计了基于反步滑模控制的姿态控制器。仿真实验表明，所设计的控制器能够在含有外部扰动的工况下有效完成姿态跟踪任务，具备较好的抗干扰能力。
2023, 55(6):977-987.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.06.004
摘要:
针对外部干扰影响下无人直升机 （Unmanned aerial helicopter， UAH） 模型参考跟踪控制问题开展研究，提出基于自适应干扰观测器的跟踪控制设计方案。首先，根据干扰部分可测特性将其建模为存在参数误差下的非线性外源系统，并设计了状态观测器及其自适应调节下的干扰观测器 （Disturbance observer， DO），用于估计无人机系统的未知状态和外部干扰。其次，将模型参考控制与基于干扰观测器的控制方法相结合，提出抗干扰复合控制设计策略，获得了由观测与跟踪误差动态组成的闭环系统。再次，利用Lyapunov稳定性理论建立了给定H∞性能下判定闭环系统渐近稳定的充分性条件，并借助矩阵变换技术获得了观测器和控制器的联合设计方案。最后，通过数值仿真验证了所提跟踪控制算法的有效性和优越性。
针对外部干扰影响下无人直升机 （Unmanned aerial helicopter， UAH） 模型参考跟踪控制问题开展研究，提出基于自适应干扰观测器的跟踪控制设计方案。首先，根据干扰部分可测特性将其建模为存在参数误差下的非线性外源系统，并设计了状态观测器及其自适应调节下的干扰观测器 （Disturbance observer， DO），用于估计无人机系统的未知状态和外部干扰。其次，将模型参考控制与基于干扰观测器的控制方法相结合，提出抗干扰复合控制设计策略，获得了由观测与跟踪误差动态组成的闭环系统。再次，利用Lyapunov稳定性理论建立了给定H∞性能下判定闭环系统渐近稳定的充分性条件，并借助矩阵变换技术获得了观测器和控制器的联合设计方案。最后，通过数值仿真验证了所提跟踪控制算法的有效性和优越性。
2023, 55(2):169-185.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.001
摘要:
直升机在军用和民用领域发挥着越来越重要的作用，新的旋翼技术和构型不断出现，对直升机噪声研究需不断深入和更新。本文首先概述了旋翼（尾桨）的噪声产生机理和传播规律，并扩展到存在复杂气动或噪声干扰的共轴刚性旋翼高速直升机和倾转旋翼机；接下来介绍了直升机飞行噪声测量进展，已发展成多种测量方式作为降噪设计的验证和评估手段；然后综述了降噪设计技术的发展现状：旋翼被动降噪技术已在直升机领域得到大量应用，直升机噪声水平稳步降低；变转速控制技术和低噪声轨迹优化技术逐渐走向成熟；旋翼主动降噪技术更多地停留在实验室阶段，尚需在驱动装置、控制规律等方面开展进一步研究。最后总结了直升机降噪设计现状，并展望了未来发展方向。
直升机在军用和民用领域发挥着越来越重要的作用，新的旋翼技术和构型不断出现，对直升机噪声研究需不断深入和更新。本文首先概述了旋翼（尾桨）的噪声产生机理和传播规律，并扩展到存在复杂气动或噪声干扰的共轴刚性旋翼高速直升机和倾转旋翼机；接下来介绍了直升机飞行噪声测量进展，已发展成多种测量方式作为降噪设计的验证和评估手段；然后综述了降噪设计技术的发展现状：旋翼被动降噪技术已在直升机领域得到大量应用，直升机噪声水平稳步降低；变转速控制技术和低噪声轨迹优化技术逐渐走向成熟；旋翼主动降噪技术更多地停留在实验室阶段，尚需在驱动装置、控制规律等方面开展进一步研究。最后总结了直升机降噪设计现状，并展望了未来发展方向。
2023, 55(6):966-976.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.06.003
摘要:
为了使交叉双旋翼无人直升机在全球定位系统（Global positioning system， GPS）信号不稳定的情况下实现对目标的视觉跟踪，设计了一种交叉双旋翼无人直升机视觉跟踪控制系统。首先，设计了一种视觉模块，对跟踪目标进行图像处理，利用基于方向性快速的特征点检测和旋转BRIEF（Oriented FAST and rotated BRIEF， ORB）描述子特征匹配和矩形检测，获取跟踪目标的中心点像素坐标，通过相机模型和旋转矩阵解算出跟踪目标的中心点实际位置。然后，设计了一种跟踪控制模块，采用串级比例积分微分（Proportional-integral-derivative，PID）加前馈的控制结构，为了限制极限位置和最大加速度，位置控制中采用平方根控制器，姿态控制中设计了一种交叉双旋翼姿态控制机构。之后，通过飞控地面站搭建仿真环境，对添加视觉模块的飞行控制系统进行仿真验证，结果表明，无人直升机可以很好地跟踪到视觉模块输出的期望位置。最后，进行实验验证，在设定最大飞行速度为1 m/s的条件下，姿态角最大为8°左右，位置与期望位置之间的误差最大为0.08 m，可以实现交叉双旋翼无人直升机对目标的视觉跟踪。
为了使交叉双旋翼无人直升机在全球定位系统（Global positioning system， GPS）信号不稳定的情况下实现对目标的视觉跟踪，设计了一种交叉双旋翼无人直升机视觉跟踪控制系统。首先，设计了一种视觉模块，对跟踪目标进行图像处理，利用基于方向性快速的特征点检测和旋转BRIEF（Oriented FAST and rotated BRIEF， ORB）描述子特征匹配和矩形检测，获取跟踪目标的中心点像素坐标，通过相机模型和旋转矩阵解算出跟踪目标的中心点实际位置。然后，设计了一种跟踪控制模块，采用串级比例积分微分（Proportional-integral-derivative，PID）加前馈的控制结构，为了限制极限位置和最大加速度，位置控制中采用平方根控制器，姿态控制中设计了一种交叉双旋翼姿态控制机构。之后，通过飞控地面站搭建仿真环境，对添加视觉模块的飞行控制系统进行仿真验证，结果表明，无人直升机可以很好地跟踪到视觉模块输出的期望位置。最后，进行实验验证，在设定最大飞行速度为1 m/s的条件下，姿态角最大为8°左右，位置与期望位置之间的误差最大为0.08 m，可以实现交叉双旋翼无人直升机对目标的视觉跟踪。
2023, 55(6):988-996.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.06.005
摘要:
针对机载航炮可攻击区求解问题，提出改进回溯法并应用其进行机载航炮可攻击区的研究。首先，根据直升机机载航炮攻击区的定义，综合考虑直升机和机载航炮的数学模型，基于最小二乘法预测目标轨迹，并针对空对地目标打击问题建立瞄准命中方程。然后，考虑武装直升机和航炮的约束条件，将可攻击区求解问题转化为空间树优化问题，引入剪枝函数和搜索优先级函数，提出改进回溯法对机载航炮可攻击区边界进行求解，略去了可攻击区内部冗余节点的搜索，提高了攻击区搜索效率。最后，通过仿真验证了所提方法的可行性和有效性。
针对机载航炮可攻击区求解问题，提出改进回溯法并应用其进行机载航炮可攻击区的研究。首先，根据直升机机载航炮攻击区的定义，综合考虑直升机和机载航炮的数学模型，基于最小二乘法预测目标轨迹，并针对空对地目标打击问题建立瞄准命中方程。然后，考虑武装直升机和航炮的约束条件，将可攻击区求解问题转化为空间树优化问题，引入剪枝函数和搜索优先级函数，提出改进回溯法对机载航炮可攻击区边界进行求解，略去了可攻击区内部冗余节点的搜索，提高了攻击区搜索效率。最后，通过仿真验证了所提方法的可行性和有效性。
2023, 55(6):1004-1015.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.06.007
摘要:
为提高多旋翼混合动力无人机的运行稳定性、输出动力性和能量利用率，利用GT-Power和Simulink进行模型联合搭建，对比基于规则的能量管理策略及等效燃油最小消耗能量管理策略（Equivalent consumption minimization strategy， ECMS），设计开发了基于BP（Back propagation）神经网络优化的自适应ECMS（Adaptive-ECMS，A-ECMS）。仿真研究表明：A-ECMS在运行稳定性上，整体工况转速波动率为7.74%，较基于规则策略和ECMS都有明显降低；A-ECMS在复合扰动下和随机紊流下转速波动率分别为8.32%、7.18%，与基于规则策略和ECMS相比在突发工况下运行更为稳定。A-ECMS能有效提高混合动力系统动力性能，使发动机处于经济工况10 kW；可根据荷电状态（State of charge， SOC）变化实时对电池功率进行调整。A-ECMS平均燃油消耗率为297.585 g/（kW?h），整体燃油消耗量为3 755.31 g，与基于规则策略和ECMS相比明显较低，在各工况下运行时发动机工况点集中于燃油经济区，有效提高了系统经济性。
为提高多旋翼混合动力无人机的运行稳定性、输出动力性和能量利用率，利用GT-Power和Simulink进行模型联合搭建，对比基于规则的能量管理策略及等效燃油最小消耗能量管理策略（Equivalent consumption minimization strategy， ECMS），设计开发了基于BP（Back propagation）神经网络优化的自适应ECMS（Adaptive-ECMS，A-ECMS）。仿真研究表明：A-ECMS在运行稳定性上，整体工况转速波动率为7.74%，较基于规则策略和ECMS都有明显降低；A-ECMS在复合扰动下和随机紊流下转速波动率分别为8.32%、7.18%，与基于规则策略和ECMS相比在突发工况下运行更为稳定。A-ECMS能有效提高混合动力系统动力性能，使发动机处于经济工况10 kW；可根据荷电状态（State of charge， SOC）变化实时对电池功率进行调整。A-ECMS平均燃油消耗率为297.585 g/（kW?h），整体燃油消耗量为3 755.31 g，与基于规则策略和ECMS相比明显较低，在各工况下运行时发动机工况点集中于燃油经济区，有效提高了系统经济性。
2023, 55(2):186-192.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.002
摘要:
旋翼不平衡是造成直升机振动的重要原因，而传统旋翼平衡调整是一种定期维护方法，耗时长且无法长时间保持维护后的振动水平。本文研制了一套基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整（In flight tuning，IFT）系统，可以根据计算机发出的数字指令控制智能变距拉杆长度实现桨叶变距输入，进而完成旋翼动平衡调整。试验发现智能变距拉杆杆端位移量对旋翼转频振动分量的影响呈线性规律，由此确定拉杆调整系数矩阵。当获取旋翼不平衡振动信息后，根据相位选择相应拉杆作为调整器，根据振幅在调整矢量方向投影的大小关系设计了调整策略，得到拉杆完成平衡调整所需的位移量。通过旋翼塔试验验证了该方法的有效性，结果表明该方法可以在直升机飞行过程中实时降低旋翼振动水平，有效提高了旋翼动平衡调整效率。
旋翼不平衡是造成直升机振动的重要原因，而传统旋翼平衡调整是一种定期维护方法，耗时长且无法长时间保持维护后的振动水平。本文研制了一套基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整（In flight tuning，IFT）系统，可以根据计算机发出的数字指令控制智能变距拉杆长度实现桨叶变距输入，进而完成旋翼动平衡调整。试验发现智能变距拉杆杆端位移量对旋翼转频振动分量的影响呈线性规律，由此确定拉杆调整系数矩阵。当获取旋翼不平衡振动信息后，根据相位选择相应拉杆作为调整器，根据振幅在调整矢量方向投影的大小关系设计了调整策略，得到拉杆完成平衡调整所需的位移量。通过旋翼塔试验验证了该方法的有效性，结果表明该方法可以在直升机飞行过程中实时降低旋翼振动水平，有效提高了旋翼动平衡调整效率。
2023, 55(2):193-201.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.003
摘要:
变直径倾转旋翼机作为一种新构型倾转旋翼机，通过对其飞行特性进行仿真，可根据仿真结果为设计阶段的变直径方案选择提供设计依据。本文建立了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和非线性飞行动力学模型，并对样机进行仿真计算。根据参数对于飞行性能及配平结果的影响，规划算例样机的旋翼直径变化范围、变直径时机及变直径操纵策略，得到样机最佳旋翼直径变化范围为0.7R~1.15R，最佳变直径时机为：360 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径增大过程，250 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径减小过程。同时基于西科夫斯基变直径旋翼设计了一种变截面扭管形式的变直径旋翼操纵策略。
变直径倾转旋翼机作为一种新构型倾转旋翼机，通过对其飞行特性进行仿真，可根据仿真结果为设计阶段的变直径方案选择提供设计依据。本文建立了变直径倾转旋翼机飞行性能计算模型和非线性飞行动力学模型，并对样机进行仿真计算。根据参数对于飞行性能及配平结果的影响，规划算例样机的旋翼直径变化范围、变直径时机及变直径操纵策略，得到样机最佳旋翼直径变化范围为0.7R~1.15R，最佳变直径时机为：360 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径增大过程，250 km/h固定翼模式前飞时完成旋翼直径减小过程。同时基于西科夫斯基变直径旋翼设计了一种变截面扭管形式的变直径旋翼操纵策略。
2023, 55(2):202-208.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2023.02.004
摘要:
为研究新型分布式涵道尾桨噪声特性，建立了基于滑移网格和可穿透积分面的分布式涵道尾桨气动、噪声特性分析方法并验证了方法的有效性。流动控制方程采用非定常雷诺平均N-S方程，空间离散采用二阶逆风Roe格式，时间推进方法采用隐式LU-SGS格式，湍流模型采用S-A一方程湍流模型，噪声求解方法采用FW-H方程。基于建立的方法，对比分析了传统变总距孤立尾桨和电动变转速多涵道尾桨气动与噪声特性。结果表明：相同气动力状态下，相比于变总距孤立尾桨，在尾桨噪声主要影响方位（桨盘平面内），三涵道尾桨噪声降低5~6 dB。随着转速降低，分布式涵道尾桨噪声声压级逐渐降低。
为研究新型分布式涵道尾桨噪声特性，建立了基于滑移网格和可穿透积分面的分布式涵道尾桨气动、噪声特性分析方法并验证了方法的有效性。流动控制方程采用非定常雷诺平均N-S方程，空间离散采用二阶逆风Roe格式，时间推进方法采用隐式LU-SGS格式，湍流模型采用S-A一方程湍流模型，噪声求解方法采用FW-H方程。基于建立的方法，对比分析了传统变总距孤立尾桨和电动变转速多涵道尾桨气动与噪声特性。结果表明：相同气动力状态下，相比于变总距孤立尾桨，在尾桨噪声主要影响方位（桨盘平面内），三涵道尾桨噪声降低5~6 dB。随着转速降低，分布式涵道尾桨噪声声压级逐渐降低。
2024, 56(2):234-241.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.02.005
摘要:
为研究非线性因素对滑橇式直升机地面共振的影响，针对滑橇式起落架弹性结构及机体阻尼器连接方式的特点，建立了简洁有效的直升机地面共振当量平面模型。该模型不仅计入了桨叶减摆器以及机体阻尼器的非线性，还考虑了机体阻尼器非比例阻尼对机体固有特性的影响。通过激振法激出机体模态稳态响应，并采用模态阻尼识别法对瞬态响应进行模态阻尼识别。分析可知，机体阻尼器提供的非比例非线性阻尼使得机体模态阻尼在时域上呈现较复杂的变化，系统稳定时，激出的阻尼器稳态响应速度幅值越大，其变化就越滞后。
为研究非线性因素对滑橇式直升机地面共振的影响，针对滑橇式起落架弹性结构及机体阻尼器连接方式的特点，建立了简洁有效的直升机地面共振当量平面模型。该模型不仅计入了桨叶减摆器以及机体阻尼器的非线性，还考虑了机体阻尼器非比例阻尼对机体固有特性的影响。通过激振法激出机体模态稳态响应，并采用模态阻尼识别法对瞬态响应进行模态阻尼识别。分析可知，机体阻尼器提供的非比例非线性阻尼使得机体模态阻尼在时域上呈现较复杂的变化，系统稳定时，激出的阻尼器稳态响应速度幅值越大，其变化就越滞后。
2024, 56(2):217-226.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.02.003
摘要:
针对武装直升机的宽带隐身问题，提出利用射线追踪和逆合成孔径雷达（Inverse synthetic aperture radar， ISAR）成像确定直升机强散射源位置的方法，形成电磁超构材料和磁性材料一体化设计直升机部分强散射源的隐身设计构想，并计算分析了两款隐身材料加载后对整机隐身效果的影响。首先，分析等效媒质理论、射线追踪与ISAR成像原理。然后，通过射线追踪以及ISAR成像的计算，精确且直观地捕获强散射源部位。最后，给出了两款材料的反射系数并分析加载直升机后单站雷达散射截面（Radar cross section， RCS）变化。计算结果表明，两种不同类型隐身材料覆盖直升机强散射源部位后可以达到局部角域范围内RCS缩减的目的，为隐身材料和直升机蒙皮及旋翼的融合设计提供了参考。
针对武装直升机的宽带隐身问题，提出利用射线追踪和逆合成孔径雷达（Inverse synthetic aperture radar， ISAR）成像确定直升机强散射源位置的方法，形成电磁超构材料和磁性材料一体化设计直升机部分强散射源的隐身设计构想，并计算分析了两款隐身材料加载后对整机隐身效果的影响。首先，分析等效媒质理论、射线追踪与ISAR成像原理。然后，通过射线追踪以及ISAR成像的计算，精确且直观地捕获强散射源部位。最后，给出了两款材料的反射系数并分析加载直升机后单站雷达散射截面（Radar cross section， RCS）变化。计算结果表明，两种不同类型隐身材料覆盖直升机强散射源部位后可以达到局部角域范围内RCS缩减的目的，为隐身材料和直升机蒙皮及旋翼的融合设计提供了参考。
2024, 56(2):197-207.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.02.001
摘要:
直升机尾传动轴在军事应用中容易遭受弹击损伤，严重影响直升机飞行安全。为此，国内外开展了大量直升机尾传动轴抗弹击损伤研究工作。本文首先从军事需求角度阐述尾传动轴抗弹击损伤研究的重要意义。然后从尾传动轴弹击损伤评定指标、研究方法、影响因素以及尾传动轴抗弹击性能提升方法4方面介绍了国内外直升机尾传动轴抗弹击损伤研究现状及其发展趋势。最后论述了国内在尾传动轴抗弹击损伤研究方面的不足之处，并从材料性能参数测试、新型数值仿真模拟方法、尾传动轴抗破片冲击研究和弹击复合材料尾传动轴数值模拟4方面展望了我国在尾传动轴抗弹击损伤方面亟需开展的研究。
直升机尾传动轴在军事应用中容易遭受弹击损伤，严重影响直升机飞行安全。为此，国内外开展了大量直升机尾传动轴抗弹击损伤研究工作。本文首先从军事需求角度阐述尾传动轴抗弹击损伤研究的重要意义。然后从尾传动轴弹击损伤评定指标、研究方法、影响因素以及尾传动轴抗弹击性能提升方法4方面介绍了国内外直升机尾传动轴抗弹击损伤研究现状及其发展趋势。最后论述了国内在尾传动轴抗弹击损伤研究方面的不足之处，并从材料性能参数测试、新型数值仿真模拟方法、尾传动轴抗破片冲击研究和弹击复合材料尾传动轴数值模拟4方面展望了我国在尾传动轴抗弹击损伤方面亟需开展的研究。
2024, 56(6):1082-1089.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.06.011
摘要:
针对无人直升机系统，在保证姿态约束在指定范围的前提下，研究其全自由度控制问题。考虑到系统的强非线性、强耦合性、欠驱动性以及中间控制变量需保证有界等特点，文中通过反馈线性化方法降低非线性和耦合性的强度，设计控制器直接控制3个位置自由度和偏航角。同时，利用障碍Lyapunov函数方法局部约束中间变量来间接控制滚转角和俯仰角，保证直升机姿态有界。结合非线性系统控制理论，在保证跟踪误差系统有界的同时对系统进行稳定性分析。最后通过模拟实例验证了该方法的有效性。
针对无人直升机系统，在保证姿态约束在指定范围的前提下，研究其全自由度控制问题。考虑到系统的强非线性、强耦合性、欠驱动性以及中间控制变量需保证有界等特点，文中通过反馈线性化方法降低非线性和耦合性的强度，设计控制器直接控制3个位置自由度和偏航角。同时，利用障碍Lyapunov函数方法局部约束中间变量来间接控制滚转角和俯仰角，保证直升机姿态有界。结合非线性系统控制理论，在保证跟踪误差系统有界的同时对系统进行稳定性分析。最后通过模拟实例验证了该方法的有效性。
2024, 56(2):227-233.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.02.004
摘要:
本文建立了一种基于Navier-Stokes方程的直升机着舰流场计算方法，可应用于着舰区域旋翼/机身/尾桨气动力的计算。该方法采用隐式耦合的求解方式，以双时间方法进行推进来模拟直升机着舰过程中着舰域的流场特性。为提高计算效率，旋翼和尾桨采用动量源模型来计算其在流场中的作用。在使用该计算方法的同时，本文采取多项式拟合的方式修正直升机非线性飞行动力学模型的计算结果，以此实现复杂流场中的直升机配平计算。应用所建立的方法，文中以UH-60A直升机和SFS2舰船为研究对象，进行了单机的耦合CFD方法的全机配平分析，验证了配平方法的可行性。然后引入了直升机安全着舰判据，利用耦合CFD的配平方法和安全着舰判据，计算了该机/舰组合的理论着舰风限图。
本文建立了一种基于Navier-Stokes方程的直升机着舰流场计算方法，可应用于着舰区域旋翼/机身/尾桨气动力的计算。该方法采用隐式耦合的求解方式，以双时间方法进行推进来模拟直升机着舰过程中着舰域的流场特性。为提高计算效率，旋翼和尾桨采用动量源模型来计算其在流场中的作用。在使用该计算方法的同时，本文采取多项式拟合的方式修正直升机非线性飞行动力学模型的计算结果，以此实现复杂流场中的直升机配平计算。应用所建立的方法，文中以UH-60A直升机和SFS2舰船为研究对象，进行了单机的耦合CFD方法的全机配平分析，验证了配平方法的可行性。然后引入了直升机安全着舰判据，利用耦合CFD的配平方法和安全着舰判据，计算了该机/舰组合的理论着舰风限图。
2024, 56(3):534-544.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.03.017
摘要:
基于运动嵌套网格方法建立了一套针对直升机旋翼/机身/平尾非定常干扰流场的数值模拟方法，并通过ROBIN机身和Caradonna & Tung旋翼算例进行了验证。应用该方法计算了悬停和前飞状态下直-9直升机旋翼/机身/平尾干扰流场，并与孤立旋翼、孤立机身流场的数值模拟结果进行了对比，分析了不同前飞速度下的旋翼/机身/平尾非定常气动干扰规律。计算结果表明，机身对旋翼诱导速度的干扰具有很强的方向性，并且会导致旋翼桨尖涡涡管畸变，引起旋翼拉力系数波动峰峰值增加；在旋翼下洗流作用下，机身/平尾表面呈现出复杂的非定常压力分布；随前进比增大，旋翼尾流远离平尾区域，气动干扰显著减弱。
基于运动嵌套网格方法建立了一套针对直升机旋翼/机身/平尾非定常干扰流场的数值模拟方法，并通过ROBIN机身和Caradonna & Tung旋翼算例进行了验证。应用该方法计算了悬停和前飞状态下直-9直升机旋翼/机身/平尾干扰流场，并与孤立旋翼、孤立机身流场的数值模拟结果进行了对比，分析了不同前飞速度下的旋翼/机身/平尾非定常气动干扰规律。计算结果表明，机身对旋翼诱导速度的干扰具有很强的方向性，并且会导致旋翼桨尖涡涡管畸变，引起旋翼拉力系数波动峰峰值增加；在旋翼下洗流作用下，机身/平尾表面呈现出复杂的非定常压力分布；随前进比增大，旋翼尾流远离平尾区域，气动干扰显著减弱。
2024, 56(6):1048-1056.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.06.007
摘要:
针对存在未知不确定性的倾转旋翼机从直升机模态到固定翼模态的模型切换稳定性问题，提出了基于模型依赖平均驻留时间方法的模糊自适应切换控制策略。首先，建立了倾转旋翼机的纵向运动系统模型。其次，针对倾转旋翼机过渡过程存在的未知不确定性，采用模糊逻辑系统对其不确定项进行逼近；针对存在不确定性的倾转旋翼机平稳切换问题，提出了模糊自适应鲁棒飞行控制策略，并从理论分析层面严格证明了所提出控制器的有效性。最后，仿真结果表明所提出的控制方法能够有效地实现倾转旋翼机模态转换过程中的轨迹跟踪，提升了飞行器的操控性和稳定性。
针对存在未知不确定性的倾转旋翼机从直升机模态到固定翼模态的模型切换稳定性问题，提出了基于模型依赖平均驻留时间方法的模糊自适应切换控制策略。首先，建立了倾转旋翼机的纵向运动系统模型。其次，针对倾转旋翼机过渡过程存在的未知不确定性，采用模糊逻辑系统对其不确定项进行逼近；针对存在不确定性的倾转旋翼机平稳切换问题，提出了模糊自适应鲁棒飞行控制策略，并从理论分析层面严格证明了所提出控制器的有效性。最后，仿真结果表明所提出的控制方法能够有效地实现倾转旋翼机模态转换过程中的轨迹跟踪，提升了飞行器的操控性和稳定性。
2024, 56(2):208-216.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.02.002
摘要:
直升机高原重载快速飞行时，旋翼处于大总距状态，更易发生旋翼失速，导致操纵载荷显著增加。为解决这一问题，本文提出了基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法。传统直升机旋翼设计中，性能、噪声、空机重量控制等要求是常规的设计目标，对拉力性能影响不大的旋翼失速问题往往被忽视，但其对高原直升机来说影响重大。文中构建了旋翼动力学模型，并据此计算了桨叶动态气动力矩系数Cm随单位实度拉力系数CT/σ的变化曲线。以Cm突增作为旋翼失速基本判据，分析不同前进比μ ![]()
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直升机高原重载快速飞行时，旋翼处于大总距状态，更易发生旋翼失速，导致操纵载荷显著增加。为解决这一问题，本文提出了基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法。传统直升机旋翼设计中，性能、噪声、空机重量控制等要求是常规的设计目标，对拉力性能影响不大的旋翼失速问题往往被忽视，但其对高原直升机来说影响重大。文中构建了旋翼动力学模型，并据此计算了桨叶动态气动力矩系数Cm随单位实度拉力系数CT/σ的变化曲线。以Cm突增作为旋翼失速基本判据，分析不同前进比
2024, 56(2):242-252.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.02.006
摘要:
为精确预估流固耦合效应对旋翼桨叶振动响应及噪声计算的影响，本文建立了计算流体力学（Computational fluid dynamics，CFD）模型和高精度结构有限元模型，基于弱流固耦合方法完成了旋翼单向及双向流固耦合计算，并采用基于Kirchhoff方法对FW-H方程进行求解，分析了旋翼近场旋转噪声。首先，基于地面模态分析试验对桨叶结构有限元模型进行高精度建模，同时完成旋翼旋转状态的CFD计算，并采用两种网格映射方式和四点插值法进行流场与结构的数据传递，完成了旋翼单向稳态及单向瞬态流固耦合分析。然后采用双向弱流固耦合方法计算结构动响应及非定常流场，分析比较单、双向流固耦合计算方法下桨叶振动响应的差异。最后，基于单、双向流固耦合计算得到桨叶表面的时变气动压强，计算旋翼旋转噪声，分析比较单、双向流固耦合计算方法的旋转噪声大小及分布特征。结果表明，文中基于高精度桨叶模型及双向流固耦合方法计算出的桨叶动响应及噪声分布符合悬停旋转噪声规律，可为未来桨叶结构设计、强度校核及噪声预估提供参考。
为精确预估流固耦合效应对旋翼桨叶振动响应及噪声计算的影响，本文建立了计算流体力学（Computational fluid dynamics，CFD）模型和高精度结构有限元模型，基于弱流固耦合方法完成了旋翼单向及双向流固耦合计算，并采用基于Kirchhoff方法对FW-H方程进行求解，分析了旋翼近场旋转噪声。首先，基于地面模态分析试验对桨叶结构有限元模型进行高精度建模，同时完成旋翼旋转状态的CFD计算，并采用两种网格映射方式和四点插值法进行流场与结构的数据传递，完成了旋翼单向稳态及单向瞬态流固耦合分析。然后采用双向弱流固耦合方法计算结构动响应及非定常流场，分析比较单、双向流固耦合计算方法下桨叶振动响应的差异。最后，基于单、双向流固耦合计算得到桨叶表面的时变气动压强，计算旋翼旋转噪声，分析比较单、双向流固耦合计算方法的旋转噪声大小及分布特征。结果表明，文中基于高精度桨叶模型及双向流固耦合方法计算出的桨叶动响应及噪声分布符合悬停旋转噪声规律，可为未来桨叶结构设计、强度校核及噪声预估提供参考。
2024, 56(2):264-272.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2024.02.008
摘要:
火星大气密度极低、热容小，致使火星的大气压和大气密度伴随着温度大幅度变化，具有较强的不确定性。针对单一大气密度进行旋翼确定性气动设计，可能导致旋翼在非设计点功耗大幅增加，影响火星无人机的正常使用。为了避免上述问题，本文从火星大气环境研究入手，建立火星大气密度概率分布模型。针对应用潜力更大的火星六旋翼无人机，采用黏性涡粒子方法建立火星大气环境下高置信度的旋翼精细化气动模型，并通过快速非支配排序遗传算法Ⅱ开展旋翼气动外形的稳健设计优化。设计得到的旋翼气动外形方案在面对火星大气密度变化时能保持较好的气动性能，且具备更强的稳健性，有利于火星六旋翼无人机在不同大气环境下执行更远距离、更长时间的火星探测任务。
火星大气密度极低、热容小，致使火星的大气压和大气密度伴随着温度大幅度变化，具有较强的不确定性。针对单一大气密度进行旋翼确定性气动设计，可能导致旋翼在非设计点功耗大幅增加，影响火星无人机的正常使用。为了避免上述问题，本文从火星大气环境研究入手，建立火星大气密度概率分布模型。针对应用潜力更大的火星六旋翼无人机，采用黏性涡粒子方法建立火星大气环境下高置信度的旋翼精细化气动模型，并通过快速非支配排序遗传算法Ⅱ开展旋翼气动外形的稳健设计优化。设计得到的旋翼气动外形方案在面对火星大气密度变化时能保持较好的气动性能，且具备更强的稳健性，有利于火星六旋翼无人机在不同大气环境下执行更远距离、更长时间的火星探测任务。
2025, 57(2):205-225.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.001
摘要:
半个多世纪以来，旋翼动态失速始终是直升机空气动力学领域的研究热点与难点。通过持续深入的探索，研究人员在旋翼动态失速的测量与预测、流动机理认知、流动控制以及快速建模等方面取得了重大进展。本文首先介绍了动态失速试验测量与数值分析技术的发展情况，总结了当前技术水平，并剖析了这两类技术未来的发展方向。接着，从旋翼翼型、有限翼展机翼和旋翼等多个层面，系统梳理了动态失速机理的研究进展，对现有研究进行总结与分析，指出了当前研究存在的不足与难点。然后，阐述了旋翼动态失速流动控制方法的研究现状，对比了主动与被动流动控制各自的优缺点及发展潜力。最后，介绍了旋翼动态失速半经验模型的发展，特别指出近年来迅猛发展的人工智能技术，为半经验模型降低对试验数据的依赖、提升预测精度与效率带来了新契机。模态分解、数据驱动与机器学习等先进分析技术，为直升机旋翼动态失速研究注入了新活力，推动了相关研究的发展。可以预见，人工智能技术将在未来旋翼动态失速研究中发挥重要作用。
半个多世纪以来，旋翼动态失速始终是直升机空气动力学领域的研究热点与难点。通过持续深入的探索，研究人员在旋翼动态失速的测量与预测、流动机理认知、流动控制以及快速建模等方面取得了重大进展。本文首先介绍了动态失速试验测量与数值分析技术的发展情况，总结了当前技术水平，并剖析了这两类技术未来的发展方向。接着，从旋翼翼型、有限翼展机翼和旋翼等多个层面，系统梳理了动态失速机理的研究进展，对现有研究进行总结与分析，指出了当前研究存在的不足与难点。然后，阐述了旋翼动态失速流动控制方法的研究现状，对比了主动与被动流动控制各自的优缺点及发展潜力。最后，介绍了旋翼动态失速半经验模型的发展，特别指出近年来迅猛发展的人工智能技术，为半经验模型降低对试验数据的依赖、提升预测精度与效率带来了新契机。模态分解、数据驱动与机器学习等先进分析技术，为直升机旋翼动态失速研究注入了新活力，推动了相关研究的发展。可以预见，人工智能技术将在未来旋翼动态失速研究中发挥重要作用。
2025, 57(2):252-258.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.005
摘要:
为降低直升机机身的有限元模型与实际模型之间的偏差，采用了一种基于响应面法的直升机机身模型修正方法。该方法使用一个超曲面函数来近似地替代实际的、隐式的复杂函数关系，避免了传统参数修正方法每次迭代时都调用有限元程序的步骤。同时，通过拉丁超立方采样减少样本点数量从而提高了计算效率。以直升机10%缩比机身模型为例，通过试验与有限元分析分别获得其实际模型与有限元模型的前六阶固有频率，通过灵敏度分析确定了设计参数，利用响应面方法对该机身模型进行了参数修正。机身的有限元模型预测结果与试验测试结果之间的固有频率平均误差由3.54%降低至1.03%，有限元模型的预测精度显著提升。修正结果表明，基于响应面方法的有限元模型修正方法能够有效地应用于直升机机身模型参数修正。
为降低直升机机身的有限元模型与实际模型之间的偏差，采用了一种基于响应面法的直升机机身模型修正方法。该方法使用一个超曲面函数来近似地替代实际的、隐式的复杂函数关系，避免了传统参数修正方法每次迭代时都调用有限元程序的步骤。同时，通过拉丁超立方采样减少样本点数量从而提高了计算效率。以直升机10%缩比机身模型为例，通过试验与有限元分析分别获得其实际模型与有限元模型的前六阶固有频率，通过灵敏度分析确定了设计参数，利用响应面方法对该机身模型进行了参数修正。机身的有限元模型预测结果与试验测试结果之间的固有频率平均误差由3.54%降低至1.03%，有限元模型的预测精度显著提升。修正结果表明，基于响应面方法的有限元模型修正方法能够有效地应用于直升机机身模型参数修正。
2025, 57(2):236-242.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.003
摘要:
直升机发动机规定环控系统引气量不应超出其最大允许值，以避免发动机功率损失过大。考虑到飞行姿态变化对引气参数的影响，提出了“超临界喷嘴流量因子”的概念，并推导出相应的计算公式。试验数据显示，发动机最大引气量的实测数据与理论计算值偏差在3%以内，验证了该方法在发动机引气限流上的准确性和实用性。该方法简化了测试流程，避免了流量传感器对引气流动特性的干扰，提高了测试精度。此外，为减少引气量并消除高温引气管路对周边设备的安全隐患，结合工程实际对引气管路的保温措施进行了改进，并研究了不同引气温度、压力和流量条件下，引气管路出口和保温层外表面的温降特性。本文研究成果为引气管路设计优化，提高热效率及直升机的安全运行提供了技术参考。
直升机发动机规定环控系统引气量不应超出其最大允许值，以避免发动机功率损失过大。考虑到飞行姿态变化对引气参数的影响，提出了“超临界喷嘴流量因子”的概念，并推导出相应的计算公式。试验数据显示，发动机最大引气量的实测数据与理论计算值偏差在3%以内，验证了该方法在发动机引气限流上的准确性和实用性。该方法简化了测试流程，避免了流量传感器对引气流动特性的干扰，提高了测试精度。此外，为减少引气量并消除高温引气管路对周边设备的安全隐患，结合工程实际对引气管路的保温措施进行了改进，并研究了不同引气温度、压力和流量条件下，引气管路出口和保温层外表面的温降特性。本文研究成果为引气管路设计优化，提高热效率及直升机的安全运行提供了技术参考。
2025, 57(2):226-235.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.002
摘要:
为分析低空风切变对某大型直升机起飞过程中飞行特性的影响，建立风切变模型以及耦合风干扰的直升机飞行动力学模型。模拟不同强度和风向的水平风垂直切变，以及不同强度上洗和下洗垂直切变对大型直升机起飞过程中姿态、位移及操纵响应的影响。结果表明：随着水平风垂直切变强度的增大，直升机俯仰姿态逐渐出现振荡，且纵向位置偏移明显。风向的改变显著影响横、纵向周期变距。不论是上洗还是下洗垂直切变，均会引起直升机姿态变化和位置偏移，下洗引起的姿态变化幅度更大，对驾驶员操纵的影响也更为严重。
为分析低空风切变对某大型直升机起飞过程中飞行特性的影响，建立风切变模型以及耦合风干扰的直升机飞行动力学模型。模拟不同强度和风向的水平风垂直切变，以及不同强度上洗和下洗垂直切变对大型直升机起飞过程中姿态、位移及操纵响应的影响。结果表明：随着水平风垂直切变强度的增大，直升机俯仰姿态逐渐出现振荡，且纵向位置偏移明显。风向的改变显著影响横、纵向周期变距。不论是上洗还是下洗垂直切变，均会引起直升机姿态变化和位置偏移，下洗引起的姿态变化幅度更大，对驾驶员操纵的影响也更为严重。
2025, 57(2):259-265.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.006
摘要:
在基于激振试验频响数据计算直升机当量至桨毂中心的参数的过程中，取点不同以及幅值误差和相位误差都会造成计算的当量参数不同。针对此问题，采用不同取点方案对某型机大质量状态机体的横向一阶模态当量参数进行计算。计算所得的当量质量和当量刚度相差很大，分析表明，该结果主要是由相位偏差引起。文中推导了当量参数关于幅值误差和相位误差的计算公式，并对其进行分析，给出了关于取点的建议：可根据激出位移响应幅值大小进行选取，选取的两点尽量接近共振点，采用所得当量参数计算频响曲线，并与试验数据对比进行验证；为避免当量参数的计算对幅值误差和相位误差过于敏感，选取的两点的激振频率差值不要过小。
在基于激振试验频响数据计算直升机当量至桨毂中心的参数的过程中，取点不同以及幅值误差和相位误差都会造成计算的当量参数不同。针对此问题，采用不同取点方案对某型机大质量状态机体的横向一阶模态当量参数进行计算。计算所得的当量质量和当量刚度相差很大，分析表明，该结果主要是由相位偏差引起。文中推导了当量参数关于幅值误差和相位误差的计算公式，并对其进行分析，给出了关于取点的建议：可根据激出位移响应幅值大小进行选取，选取的两点尽量接近共振点，采用所得当量参数计算频响曲线，并与试验数据对比进行验证；为避免当量参数的计算对幅值误差和相位误差过于敏感，选取的两点的激振频率差值不要过小。
2025, 57(4):760-768.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.018
摘要:
飞行员驾驶直升机完成目标跟踪任务时，可以通过视觉和运动等线索感知当前飞行状态从而产生相应的控制行为。为研究飞行员在不同运动反馈方式下的控制行为，在无运动反馈和有滚转角运动反馈两种情况下进行了飞行员人在回路仿真试验，并提出一种遗传算法和高斯-牛顿法的混合优化算法用于飞行员模型参数估计。通过方差分析的方法探讨了不同运动反馈方式对飞行员控制行为以及飞行员模型参数的影响。研究结果表明：利用混合优化算法得到的飞行员模型参数，能够有效表示真实的飞行员控制行为与动力学特性；在不同的运动反馈方式下，飞行员会调整其控制策略，从而提高在目标跟踪任务中的表现并调节控制活动。
飞行员驾驶直升机完成目标跟踪任务时，可以通过视觉和运动等线索感知当前飞行状态从而产生相应的控制行为。为研究飞行员在不同运动反馈方式下的控制行为，在无运动反馈和有滚转角运动反馈两种情况下进行了飞行员人在回路仿真试验，并提出一种遗传算法和高斯-牛顿法的混合优化算法用于飞行员模型参数估计。通过方差分析的方法探讨了不同运动反馈方式对飞行员控制行为以及飞行员模型参数的影响。研究结果表明：利用混合优化算法得到的飞行员模型参数，能够有效表示真实的飞行员控制行为与动力学特性；在不同的运动反馈方式下，飞行员会调整其控制策略，从而提高在目标跟踪任务中的表现并调节控制活动。
2025, 57(6):1046-1060.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.06.003
摘要:
扑翼飞行器通过模仿昆虫及鸟类的扑翼运动，在低雷诺数环境下具有优异的气动效率和机动性。而扑旋翼飞行器在扑翼运动的基础上实现了机翼的被动旋转运动，具备更好的悬停及垂直起降能力，是近些年新兴的研究热点。本文系统综述了扑翼微型飞行器（Flapping-wing micro air vehicles， FWMAVs）及扑旋翼微型飞行器（Flapping-wing rotor micro air vehicles， FWRMAVs）在系统建模与控制方法方面近几年的研究进展，分析了仿昆虫扑翼飞行机理中的非定常空气动力学理论，并探讨了已有的基于仿昆虫的FWMAVs及FWRMAVs系统建模及控制方法。最后，提出了目前FWMAVs在飞行动力学和控制方法上面临的柔性翼气动力建模和非定常扰动抑制等问题，分析了FWRMAVs缺乏对其飞行动力学特性和主动姿态控制等方面研究的问题，同时本文对该领域未来进一步的研究做出了展望。
扑翼飞行器通过模仿昆虫及鸟类的扑翼运动，在低雷诺数环境下具有优异的气动效率和机动性。而扑旋翼飞行器在扑翼运动的基础上实现了机翼的被动旋转运动，具备更好的悬停及垂直起降能力，是近些年新兴的研究热点。本文系统综述了扑翼微型飞行器（Flapping-wing micro air vehicles， FWMAVs）及扑旋翼微型飞行器（Flapping-wing rotor micro air vehicles， FWRMAVs）在系统建模与控制方法方面近几年的研究进展，分析了仿昆虫扑翼飞行机理中的非定常空气动力学理论，并探讨了已有的基于仿昆虫的FWMAVs及FWRMAVs系统建模及控制方法。最后，提出了目前FWMAVs在飞行动力学和控制方法上面临的柔性翼气动力建模和非定常扰动抑制等问题，分析了FWRMAVs缺乏对其飞行动力学特性和主动姿态控制等方面研究的问题，同时本文对该领域未来进一步的研究做出了展望。
2025, 57(4):739-748.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.04.016
摘要:
采用雷诺平均Navier-Stokes（Reynolds-averaged Navier-Stokes，RANS）方法结合基于当地变量的γ-R e ? θ t ![]()
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采用雷诺平均Navier-Stokes（Reynolds-averaged Navier-Stokes，RANS）方法结合基于当地变量的γ-
2025, 57(2):243-251.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.004
摘要:
针对高速前飞状态分布式推进旋翼飞行器存在的回转颤振动力学问题，提出了一种通用性强且快速高效分布式多旋翼/倾转机翼耦合气弹动力学分析方法。该方法基于中等变形梁理论，考虑旋翼和机翼间弹性、惯性耦合，采用基于CFD修正的片条理论，建立分布式多旋翼/倾转机翼气弹动力学分析模型，研究其前飞状态下的回转颤振特性。在证明了分析方法的准确性后，同时研究了耦合系统动力学参数（机翼、短舱和旋翼等）对飞行器回转颤振临界速度的影响。结果表明：系统先发生扭转失稳，后发生面内弯曲失稳，机翼扭矩刚度对系统临界颤振速度影响程度最大；其次是面外和面内弯曲刚度，其颤振运动的三维效应十分明显，呈现为机翼扭转和面内外弯曲模态耦合。在低速状态下将升力桨张开并提高旋翼数量能有效增加系统气弹稳定性，无铰式桨叶挥舞刚度对系统临界颤振影响不大，增大旋翼拉力和降低旋翼转速有利于提高系统临界颤振速度，而增加旋翼和短舱高度则会降低系统临界颤振速度。
针对高速前飞状态分布式推进旋翼飞行器存在的回转颤振动力学问题，提出了一种通用性强且快速高效分布式多旋翼/倾转机翼耦合气弹动力学分析方法。该方法基于中等变形梁理论，考虑旋翼和机翼间弹性、惯性耦合，采用基于CFD修正的片条理论，建立分布式多旋翼/倾转机翼气弹动力学分析模型，研究其前飞状态下的回转颤振特性。在证明了分析方法的准确性后，同时研究了耦合系统动力学参数（机翼、短舱和旋翼等）对飞行器回转颤振临界速度的影响。结果表明：系统先发生扭转失稳，后发生面内弯曲失稳，机翼扭矩刚度对系统临界颤振速度影响程度最大；其次是面外和面内弯曲刚度，其颤振运动的三维效应十分明显，呈现为机翼扭转和面内外弯曲模态耦合。在低速状态下将升力桨张开并提高旋翼数量能有效增加系统气弹稳定性，无铰式桨叶挥舞刚度对系统临界颤振影响不大，增大旋翼拉力和降低旋翼转速有利于提高系统临界颤振速度，而增加旋翼和短舱高度则会降低系统临界颤振速度。
2025, 57(2):275-284.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.008
摘要:
动态失速现象严重制约了直升机的飞行性能，文中为揭示非定常来流状态下气动力矩及阻尼特性变化的机理，采用有限体积方法、运动嵌套网格技术、Roe-MUSCL格式和S-A湍流模型构建旋翼翼型非定常流场数值模拟方法。在此基础上，对SC1095翼型及其变形翼型在定常/非定常来流-变迎角状态下的非定常气动特性进行数值模拟。对比分析计算结果发现：动态失速涡（Dynamic stall vortex，DSV）的形成与对流是造成力矩失速的主要原因；后缘涡（Trailing edge vortex，TEV）导致DSV从翼型表面抬起是引起低头力矩系数峰值的主要因素；在本文的研究范围内，定常来流状态下翼型失速方式为前缘失速，非定常来流状态下受气动外形影响翼型失速方式存在前缘失速和后缘失速，其DSV的对流速度及强度显著小于定常来流状态，而各自来流状态下不同外形翼型DSV的对流速度差异较小。在定常、非定常来流状态下，翼型弯度、厚度和前缘半径的变化会引起力矩发散相位角、负阻尼相位角范围、低头力矩系数峰值及其相位角有规律地增大或减小。在不同来流状态下，翼型弯度、厚度和前缘半径的变化对DSV形成及其演化过程的影响规律不同。
动态失速现象严重制约了直升机的飞行性能，文中为揭示非定常来流状态下气动力矩及阻尼特性变化的机理，采用有限体积方法、运动嵌套网格技术、Roe-MUSCL格式和S-A湍流模型构建旋翼翼型非定常流场数值模拟方法。在此基础上，对SC1095翼型及其变形翼型在定常/非定常来流-变迎角状态下的非定常气动特性进行数值模拟。对比分析计算结果发现：动态失速涡（Dynamic stall vortex，DSV）的形成与对流是造成力矩失速的主要原因；后缘涡（Trailing edge vortex，TEV）导致DSV从翼型表面抬起是引起低头力矩系数峰值的主要因素；在本文的研究范围内，定常来流状态下翼型失速方式为前缘失速，非定常来流状态下受气动外形影响翼型失速方式存在前缘失速和后缘失速，其DSV的对流速度及强度显著小于定常来流状态，而各自来流状态下不同外形翼型DSV的对流速度差异较小。在定常、非定常来流状态下，翼型弯度、厚度和前缘半径的变化会引起力矩发散相位角、负阻尼相位角范围、低头力矩系数峰值及其相位角有规律地增大或减小。在不同来流状态下，翼型弯度、厚度和前缘半径的变化对DSV形成及其演化过程的影响规律不同。
2025, 57(6):1085-1101.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.06.006
摘要:
链式变体旋翼飞行器具有良好的拟态运动条件，但其带载作业易受载荷变化而引起飞行姿态控制稳定问题。为此，本文设计了一种基于自抗扰控制技术（Active disturbance rejection control，ADRC）的飞行器变载荷姿态控制方法。首先，面向变载荷的变体旋翼飞行器构建了动力学模型，分析了载荷变化对飞行器姿态控制的影响；其次，将状态间耦合、载荷变化、内外扰动统一为总扰动，引入扩张状态观测器（Extended state observer， ESO）实现对扰动的跟踪和估计；最后，对飞行器典型构态姿态控制的稳定性、载荷渐变和骤变情况下的姿态控制可行性进行了实飞验证，对比分析了PID与ADRC两种控制器在变载荷姿态控制中的适用性，并进一步分析了变载荷条件下构态转换对飞行器姿态扰动的影响。结果表明，飞行器姿态各轴向角度跟踪偏差最大不超出8°，最大响应时延不超过0.3 s。基于ADRC的变体旋翼飞行器姿态控制体现了良好的稳定性和鲁棒性，为变体旋翼飞行器带载作业能力构建提供了技术参考。
链式变体旋翼飞行器具有良好的拟态运动条件，但其带载作业易受载荷变化而引起飞行姿态控制稳定问题。为此，本文设计了一种基于自抗扰控制技术（Active disturbance rejection control，ADRC）的飞行器变载荷姿态控制方法。首先，面向变载荷的变体旋翼飞行器构建了动力学模型，分析了载荷变化对飞行器姿态控制的影响；其次，将状态间耦合、载荷变化、内外扰动统一为总扰动，引入扩张状态观测器（Extended state observer， ESO）实现对扰动的跟踪和估计；最后，对飞行器典型构态姿态控制的稳定性、载荷渐变和骤变情况下的姿态控制可行性进行了实飞验证，对比分析了PID与ADRC两种控制器在变载荷姿态控制中的适用性，并进一步分析了变载荷条件下构态转换对飞行器姿态扰动的影响。结果表明，飞行器姿态各轴向角度跟踪偏差最大不超出8°，最大响应时延不超过0.3 s。基于ADRC的变体旋翼飞行器姿态控制体现了良好的稳定性和鲁棒性，为变体旋翼飞行器带载作业能力构建提供了技术参考。
2025, 57(2):266-274.
DOI: 10.16356/j.1005-2615.2025.02.007
摘要:
为提升旋翼稳定性并探索替代传统减摆器的新途径，研究了在旋翼桨叶中嵌入碳纳米管（Carbon nanotube， CNT）短纤维，利用其黏弹滑移效应增强结构阻尼的方法。针对CNT的黏弹滑移机理，建立了微观力学模型。基于界面临界剪切应力和施加载荷，分析了CNT的滑移行为，并推导了微观参数与宏观阻尼之间的显式表达式。该模型充分考虑了CNT的几何参数和力学性能等关键参数对其阻尼效应的影响。结果表明，模型预测的阻尼效果与实验结果吻合良好；通过嵌入CNT，可使复合材料的滑移阻尼显著提升，达到基体阻尼的11倍左右。
为提升旋翼稳定性并探索替代传统减摆器的新途径，研究了在旋翼桨叶中嵌入碳纳米管（Carbon nanotube， CNT）短纤维，利用其黏弹滑移效应增强结构阻尼的方法。针对CNT的黏弹滑移机理，建立了微观力学模型。基于界面临界剪切应力和施加载荷，分析了CNT的滑移行为，并推导了微观参数与宏观阻尼之间的显式表达式。该模型充分考虑了CNT的几何参数和力学性能等关键参数对其阻尼效应的影响。结果表明，模型预测的阻尼效果与实验结果吻合良好；通过嵌入CNT，可使复合材料的滑移阻尼显著提升，达到基体阻尼的11倍左右。