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。

为了准确地模拟直升机飞行中的外部噪声,建立了耦合计算流体力学/计算气动声学(Computational fluid dynamics/Computational aeroacoustics,CFD/CAA)的直升机机外噪声预测方法。气动计算采用CFD方法模拟旋翼、尾桨气动力以及气动干扰;噪声计算采用声学无限元方法,考虑固体边界的声散射效应和大气传播中的声衰减特性。以AC311A直升机为例,开展适航规范要求下的飞越噪声计算和分析。飞行试验结果对比分析验证了本文方法能够有效地用于直升机机外噪声的评估与分析。最后进行了误差分析,为直升机外部噪声评估算法和仿真模型的优化提供参考。

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。