主要研究了旋翼液压阻尼器的工作原理及其对旋翼振动的影响,从动力学和动平衡理论对液压阻尼对直升机旋翼系统振动的影响进行了理论分析。并通过现场动平衡的典型问题的解决过程进行总结,得到了旋翼系统液压阻尼器阻尼特性、性能参数的改变,将会影响整个旋翼系统振动水平的结论。

现如今对"低慢小"型无人机的主流气动布局为多旋翼布局,也有少数选择旋翼布局等。但多旋翼无人机的载重能力、飞行速度、续航半径、安全性以及能源利用率普遍偏低。其在出现例如单发失效等特殊险情下,多旋翼无人机的可控性几乎为零。旋翼布局无人机在遇到强气流的影响时其安全性能会明显下降。本文采用的常规布局固定翼无人机则在特种飞行、续航时间、能源利用率等问题上有明显优势。固定翼无人机相比较多旋翼无人机具有着例如小推重比、滑翔性能、可控性能等有着不可磨灭的先天优势。

利用结构网格计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)的翼型气动特性分析方法开展旋翼翼型气动特性计算。通过RAE282,NACA0012,OA212,OA207等翼型压力分布、升力和阻力等特性计算结果与试验结果的对比分析,验证了计算方法的准确性,并进一步完成了HF系列旋翼翼型的气动特性计算。基于翼型的气动特性,采用时间步进自由尾迹的旋翼气动性能分析方法开展旋翼桨叶翼型的气动布局优化设计,对悬停和前飞条件下的旋翼开展计算分析,得到两种条件下的旋翼气动特性。而后通过本文建立的优化方法开展旋翼翼型布局优化设计。

为克服旋翼产生的反扭矩,目前直升机上主要采用单旋翼带尾桨、双旋翼等布局方案,同时发展了尾梁环量控制及尾梁边条技术。本文应用旋翼/机身组合模型风洞试验方法,探究了尾梁边条对直升机悬停及前飞性能的影响。重点研究了悬停及不同前飞速度下,不同长度和不同安装角度尾梁边条对直升机气动性能的影响。试验结果表明,悬停状态尾梁边条可通过提供侧向力来增加机身扭矩,能够帮助尾桨卸载从而减少尾桨功率消耗。而前飞状态尾梁边条对直升机气动性能基本没有影响。

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。

结合旋翼和固定翼的飞行特点,提出了一种可以在垂直起降和水平飞行之间切换状态的飞行器布局。围绕该类飞行器的力学特性、气动特性作出了分析和计算,并根据分析和计算的结果,制作并试飞了实物模型。根据研究结果做出的实物样机试飞参数与理论结果符合较好,初步达到了设计目的,证实了这种飞行器布局具有一定的可行性和应用前景。

直升机抖动问题是直升机在设计、制造和维护中都要进行预防和处理的重要技术问题,直升机抖动不仅降低乘座 舒适性,同时使直升机结构产过大动应力,容易造成机体结构疲劳损伤和机载设备损坏,因此在使用维护中如何正确诊断故 障并采取措施,是保证直升机安全的关键.文中在介绍动态影响系统法的基础上,提出共轴旋翼直升机抖动故障处理措施.

直升机旋翼噪声是直升机工业发展面临的重大问题之一,因其问题复杂,涉及的学科多,一直吸引众多研究者的注意.本文对直升机旋翼噪声的研究进行概述,介绍了旋翼空气动力学的发展,旋翼噪声的理论与试验研究,降低旋翼噪声的方法和智能旋翼研究.最后对未来旋翼噪声研究做出了展望.