为了研究凹坑单元不同排列方式对直升机气动阻力的影响，分别在直升机尾舱门处布置矩形排列、菱形排列和等差排列的凹坑单元。采用基于剪切应力输运模型（k-ωSST）的计算流体力学方法，对比分析了不同排列方式的减阻效果、后体局部流场和表面压力分布情况。计算结果表明，以菱形排列的凹坑形非光滑表面可以获得最好的气动减阻效果，机身总减阻率可以达到10.9%。进一步分析发现，由于在相同大小曲面内，菱形排列能够布置最多的半球形凹坑单元，而半球形凹坑单元可以延缓机身后体流动分离，抵消对阻力直接做出贡献的低压区面积，从而减小机身的气动阻力。

针对AC311A轻型民用直升机,开展了适航审定状态的气动噪声数值模拟研究。其中,采用高效的运动嵌套网格技术模拟旋翼各片桨叶之间以及旋翼/机身/尾桨之间复杂的相对运动关系,并基于CFD/FW-H方程建立了一个适合于直升机全机气动噪声的计算模型。然后,针对AC311A轻型民用直升机适航审定状态下孤立旋翼和旋翼/机身/尾桨全机系统,计算得到了其流场、气动和噪声特性,分析了该状态下气动干扰对噪声的影响规律。在此基础上,获得了一些有益的结论。

采用Navier-Stokes控制方程和k-omega湍流模型的数值研究方法,对直升机旋翼与机身的气动干扰流场进行分析。考虑到直升机旋翼/机身流场的研究重点,用作用盘代替旋翼,使用动量源法对流场进行数值模拟,得到关于旋翼/机身干扰流场有实用意义的结论。

使用数值模拟方法研究了前缘缝翼翼型气动特性,并将该前缘缝翼翼型应用于直升机平尾,分析了该直升机全机气动特性,最后通过风洞试验对数值模拟结果进行验证。结果表明,前缘缝翼构型平尾能有效改善直升机的纵向静稳定性。

在一阶诱导速度分布，一阶周期变距，三阶挥舞运动的基本假定下，提出了一种悬挂式跷跷板旋翼桨叶挥舞而内拉力载荷的工程算法，为此，首先推导了含有悬挂高度和桨叶预锥力影响的这类桨叶的挥舞运动方程，并用“此方程法”及“共轭斜量法”求解了一种属于矛盾方程的挥舞运动系数方程组，取得了一致结果。随后，导出了气动拉力载荷表达式，最后，以××无人轻驶直升机悬挂式跷跷板旋翼桨叶算例，计算了拉力载荷并分析了悬挂高度和预锥

一个计算旋翼／机身／尾迹间非定常气功干扰的分析方法是建立在二阶升力线／全展自由涡模型和机射面元模型基础之上的。通过迭代机身在桨盘平面、阡迹定位点的诱导速度和旋翼／尾迹在机身表面的诱导速度，形成一个耦合的分析模型。在分析中计入了非定常项。作为算例，对两种孤立机身表面的平均压强系数分布以及旋翼机身组合体中机身表面的非定常压强系数分布进行了计算，其结果与实验值相吻合。

试验研究了直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。试验结果证实机身阻力与旋翼前进比和桨盘载荷变化密切相关，机身升力和俯爷力相矩的大小与旋翼桨盘载荷关系更大。通过对试验数据的初步分析，确定机射受旋翼尾流影响的气动干扰算式结构，利用最小二乘原理建立了简单有效的直升机机身在旋翼尾流干扰下的气动力算式，该算法可直接用于直升机气动设计和实时仿真模型中。

由于直升机自身的特点，旋翼／机身气动干扰呈现非线性，且受多种因素的影响，用神经网络来解决这一非线性问题是一个很好的办法。将旋翼／机身气动干扰试验数据构造的学习样本，对网络参数进行学习，可以得到旋翼／机身气动干扰神经网络模型，进而可以用该神经网络模型研究直升机机身受旋翼气流干扰时的空气动力特性。参数训练好的旋翼／机身气动干扰神经网络模型可直接用于直升机气动设计和实时仿真。笔者在对旋翼／机身气动干扰神

为了研究剪刀式旋翼的气动特征，在2m直升机旋翼模型试验台上进行了试验研究。试验中采用了新型研制的高精度旋翼天平和扭矩天平测量系统以及动态数据采集和处理系统，以确保试验结果的可靠性。作为对比，笔者首先针对普遍行浆进行了试验，给出了旋翼拉力和扭矩随总跷有变化的试验结果，然后，着重进行了剪刀式旋翼的试验，测量了旋翼的拉力和扭矩随不同的剪刀角的变化，并对不同旋翼间距对旋翼拉力和扭矩的影响进行了对比。结果表明，剪刀式旋翼的剪刀角和旋翼间距影响尾浆拉力大小，但对扭矩的影响不大。

液压系统的故障是导致直升机故障的主要原因之一。液压系统故障往往会引起直升机整机的故障，使直升机无法正常出勤和飞行。本文对直升机液压系统的故障诊断和排除进行了研究，为直升机液压系统的故障诊断和排除提供一定的借鉴和基础。