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航空动力学报 2025年

作者：孙会迅袁明川杨永飞陈金鹤黄水林樊枫中国直升机设计研究所直升机动力学全国重点实验室

针对多旋翼倾转机翼飞行器，开展了直升机模式机翼/旋翼气动干扰计算分析。基于CFD方法建立了适用于多旋翼倾转机翼飞行器气动干扰分析的计算模型，然后对直升机模式时悬停和前飞状态下的机翼/旋翼气动干扰进行了数值计算，重点分析了... 详细信息

针对多旋翼倾转机翼飞行器，开展了直升机模式机翼/旋翼气动干扰计算分析。基于CFD方法建立了适用于多旋翼倾转机翼飞行器气动干扰分析的计算模型，然后对直升机模式时悬停和前飞状态下的机翼/旋翼气动干扰进行了数值计算，重点分析了气动干扰对机翼气动特性的影响，并进一步研究了襟翼及副翼偏转对机翼/旋翼气动干扰特性的影响规律。结果表明：悬停状态，受旋翼尾流影响，机翼产生较大的后向力，约占旋翼总拉力的5.4%；悬停时襟翼及副翼偏转可实现纵向和航向的有效操纵，前飞时通过襟翼及副翼上偏可以使机翼后向力降低约30%，从而提高最大前飞速度。

关键词：分布式多旋翼倾转机翼垂直起降直升机模式气动干扰

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多机吊挂自抗扰控制器设计

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兵器装备工程学报 2025年第3期46卷 242-251页

作者：姬乐强徐尤松陈媛涂天佳中国直升机设计研究所江西景德镇333001 南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016

针对多机组合吊挂飞行扰动大、控制精度低的问题,提出多机吊挂自抗扰控制器设计方法。多机组合吊挂系统与单机吊挂系统相比,其控制问题更加复杂,因此建立四涵道吊挂飞行器模型,设计组合飞行器控制分配模块,实现对飞行器的解耦控制。建... 详细信息

针对多机组合吊挂飞行扰动大、控制精度低的问题,提出多机吊挂自抗扰控制器设计方法。多机组合吊挂系统与单机吊挂系统相比,其控制问题更加复杂,因此建立四涵道吊挂飞行器模型,设计组合飞行器控制分配模块,实现对飞行器的解耦控制。建立动态风扰模型,基于自抗扰控制器对组合飞行器设计了抗扰控制律,实现多机组合下的单体控制策略。利用扩张状态观测器估计出系统未知扰动,对其控制量进行修正,以提高控制精度、增强系统抗扰动性能,降低未知扰动对系统的影响。开展多机吊挂抗风扰控制仿真,计算结果表明:在设计的仿真场景下,多机吊挂具有较好的抗风扰性能,自抗扰控制器可以有效抑制干扰,效果优于传统PID控制。

关键词：飞行器姿态控制吊挂系统动态风扰模型自抗扰控制器

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沉浮运动对翼型非定常气动力的影响

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科学技术与工程 2025年第5期25卷 2146-2152页

作者：彭裕虞志浩江期凰刘勇南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室南京210016 中国直升机设计研究所景德镇333001

采用计算流体力学的方法,建立了针对翼型动态失速数值模拟的数值计算模型,分析沉浮运动对翼型非定常气动力的影响。通过与NACA0012翼型的俯仰运动风洞实验数据进行比较,模型在轻度失速和深度失速状态下的模拟结果与试验值吻合较好,验证... 详细信息

采用计算流体力学的方法,建立了针对翼型动态失速数值模拟的数值计算模型,分析沉浮运动对翼型非定常气动力的影响。通过与NACA0012翼型的俯仰运动风洞实验数据进行比较,模型在轻度失速和深度失速状态下的模拟结果与试验值吻合较好,验证了所提数值计算模型的准确性和可行性。将NACA23012翼型的沉浮运动等效为俯仰运动,两种运动方式计算得到的翼型升力特性很接近,但力矩特性差异明显,随着沉浮幅值和来流马赫数的增大,力矩特性差异进一步扩大。增加沉浮幅值,俯仰和沉浮运动气动力矩的阻尼作用明显增强,增大来流马赫数,力矩阻尼作用减小,并在马赫数为0.85时出现力矩发散现象。

关键词：非定常气动力翼型动态失速沉浮运动计算流体力学

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大尺寸四旋翼无人机振动分析

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中国科技信息 2025年第9期 29-33页

作者：孙芳斌杨仁国邢龙涛张学东罗骏中国直升机设计研究所直升机动力学全国重点实验室

0背景四旋翼飞行器因其易用性、易维护性，在航拍测绘等领域应用广泛。21世纪初以来，由于微型飞控系统的快速发展，四旋翼飞行器成为国内外研究热点。现有研究多集中于各种控制模型算法的搭建，或是传感器振动滤波的研究。小型四旋翼...

0背景四旋翼飞行器因其易用性、易维护性，在航拍测绘等领域应用广泛。21世纪初以来，由于微型飞控系统的快速发展，四旋翼飞行器成为国内外研究热点。现有研究多集中于各种控制模型算法的搭建，或是传感器振动滤波的研究。小型四旋翼飞行器振动问题并不突出，对飞行器各方面影响较小，而飞行器尺寸一旦变大，结构固有频率与旋翼工作转速范围接近，面临的动力学问题则会变得越来越明显。对于大尺寸的重载多旋翼飞行器或油动多旋翼飞行器，设计之初便要考虑结构振动问题，尽可能使结构固有频率避开旋翼/电机（发动机）工作转速范围。在飞行器设计阶段使用有限元软件进行结构强度校核和频率分析已经比较成熟，部分振动问题可在设计阶段发现并予以规避。

关键词：

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对称式斜铰旋翼动力学建模及响应

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中国科技信息 2025年第6期 127-131页

作者：王可心王磊张学东中国直升机设计研究所直升机动力学全国重点实验室

本文针对对称式斜铰旋翼，提出包含电机控制的动力学建模方法。在小型旋翼飞行器领域，起到为后续实验及机型上应用提供理论支撑及操纵效果等数据预测作用。对称式斜铰旋翼如付诸现实将应用在小型多旋翼无人机上，提高飞行器机动性，产...

本文针对对称式斜铰旋翼，提出包含电机控制的动力学建模方法。在小型旋翼飞行器领域，起到为后续实验及机型上应用提供理论支撑及操纵效果等数据预测作用。对称式斜铰旋翼如付诸现实将应用在小型多旋翼无人机上，提高飞行器机动性，产生经济效益。0背景旋翼飞行器包括多种构型的直升机、多旋翼飞行器及倾转旋翼机等，这类飞行器具有垂直起降及悬停能力，具备较好的低速机动性，对机场环境要求低，在军事、民用领域都有着丰富的应用需求。旋翼既是升力系统又是操纵系统，传统的直升机旋翼系统采用自动倾斜器及其他作动器组成的机构进行操纵控制，结构较为复杂，桨榖重量大、成本高、加工及维护难度大。一种无自动倾斜器旋翼设计可以一定程度解决这些问题。这种设计用更简洁的摆振-变距耦合斜铰结构代替自动倾斜器，利用转速变化操纵桨距。现有多旋翼飞行器多采用不同旋翼间转速差动调节进行机动控制，一些新型多旋翼飞行器设计中使用变桨距旋翼，以实现提高操控速度、增强机动性的目的。对称式斜铰旋翼，综合了这两种控制方法的优势，利用桨叶惯性，在转速的改变的同时引起桨距角的变化，转速与桨距的叠加大大提升了操纵的效率，同时又不需要加入桨叶变距机构，有效减小结构重量及复杂度，使用和维护难度降低，是一种有利的旋翼设计方案。

关键词：

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整体盒式风洞应变天平研制

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中国科技信息 2025年第11期 141-144页

作者：刘光陈卫星余莹熊波中国直升机设计研究所直升机动力学全国重点实验室

0背景多桨倾转机翼飞行器综合利用分布式旋翼与倾转机翼概念，分布式布局采用倾转机翼布局，多个分布式电驱动的旋翼单元分布于前后机翼。该飞行器的特点是旋翼为分布式布局，旋翼带动力驱动，前后机翼翼展大，且前后机翼均可倾转，机...

0背景多桨倾转机翼飞行器综合利用分布式旋翼与倾转机翼概念，分布式布局采用倾转机翼布局，多个分布式电驱动的旋翼单元分布于前后机翼。该飞行器的特点是旋翼为分布式布局，旋翼带动力驱动，前后机翼翼展大，且前后机翼均可倾转，机身细长，飞行模式多，具有直升机模式、倾转过渡模式和固定翼模式。为获取该飞行器在不同状态下的风洞试验数据，风洞应变天平则必不可少。风洞应变天平是一种多维力传感器，广泛用于重大装备的风洞实验中。

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面内碰摩作用下带冠叶片组合共振动力学特性研究

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装备环境工程 2025年第1期22卷 69-80页

作者：苑高飞冯志壮谷晓宁邢龙涛樊枫中国直升机设计研究所直升机动力学全国重点实验室江西景德镇333001 大连理工大学机械工程学院辽宁大连116024

目的研究面内碰摩作用下带冠叶片组合共振的动力学特性。方法将带冠叶片等效为端部具有集中质量的旋转悬臂梁结构,随后基于宏观滑移原理建立冠间碰摩载荷的力学模型,并采用谐波平衡法求解该载荷的等效刚度和等效阻尼,最后采用多尺度法... 详细信息

目的研究面内碰摩作用下带冠叶片组合共振的动力学特性。方法将带冠叶片等效为端部具有集中质量的旋转悬臂梁结构,随后基于宏观滑移原理建立冠间碰摩载荷的力学模型,并采用谐波平衡法求解该载荷的等效刚度和等效阻尼,最后采用多尺度法建立组合共振下柔性带冠叶片的瞬态及稳态振动控制方程。研究叶冠倾角及频率解谐参数对组合共振下叶片瞬态及稳态响应动力学特性的影响。结果特定参数条件下,柔性带冠叶片将发生组合共振,忽略叶冠碰摩作用时,内共振和主共振将不会同时发生。结论组合共振下,主共振能量通过内共振模态间的耦合作用由主共振模态传递到非主共振模态上,且内共振模态稳态响应幅值存在π的相位差。几何非线性在变主共振解谐参数的稳态振动中起硬弹簧作用,而其在变内共振解谐参数的响应中起软弹簧作用。增大叶冠法向接触刚度会抑制组合共振下叶片的稳态响应幅值,并缩窄不稳定域的宽度。

关键词：带冠叶片冠间碰摩几何非线性组合共振多尺度法谐波平衡法

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直升机旋翼载荷飞行测试结果的分析与应用

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南京航空航天大学学报 2011年第3期43卷 419-422页

作者：习娟吴裕平陈平剑中国直升机设计研究所总体气动室景德镇333001

针对直升机试飞实测数据量庞大的问题,采用了内存映像方法,大大提高了数据读取速度,比常用的I/O方法快几十倍甚至几百倍。同时针对直升机机动状态试飞数据周期性不是很强这一特点,提出了新的数据处理方法,并与传统方法进行了比较,结果... 详细信息

针对直升机试飞实测数据量庞大的问题,采用了内存映像方法,大大提高了数据读取速度,比常用的I/O方法快几十倍甚至几百倍。同时针对直升机机动状态试飞数据周期性不是很强这一特点,提出了新的数据处理方法,并与传统方法进行了比较,结果显示了新方法的优越性。文章详细论述了旋翼载荷的测试情况、数据处理方法、旋翼载荷的理论计算方法、载荷的理论计算结果与试飞实测的对比分析,得出了相关状态的修正系数,并进一步应用于同类状态的计算载荷处理上。

关键词：旋翼载荷飞行实测理论计算应用

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无人直升机系留气动载荷CFD计算分析

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北京航空航天大学学报 2021年第9期47卷 1765-1773页

作者：龙海斌吴裕平中国直升机设计研究所总体气动部景德镇333001

系留气动载荷作为无人直升机系留装置的设计输入,通常以机身大风侧向角气动特性风洞试验数据为基础进行计算。采用CFD计算方法对某无人直升机算例样机的机身大风侧向角气动特性进行了计算,包括自由来流、停放在开阔地面和船艉甲板3个状... 详细信息

系留气动载荷作为无人直升机系留装置的设计输入,通常以机身大风侧向角气动特性风洞试验数据为基础进行计算。采用CFD计算方法对某无人直升机算例样机的机身大风侧向角气动特性进行了计算,包括自由来流、停放在开阔地面和船艉甲板3个状态,以机身气动特性CFD计算结果为基础计算了其系留气动载荷。结果表明:无人直升机在开阔地面停放时的系留气动载荷与自由来流时基本一致。而受船体上层建筑的影响,停放在船艉甲板时的系留气动载荷与自由来流时有较大的差别,除部分风侧向角状态的偏航力矩之外,力和部分力矩的绝对值相对较小,部分风侧向角状态的力和力矩方向相反。研究结果可为选取无人直升机系留气动载荷计算方法和不同停放环境下的机身气动特性的CFD计算及风洞试验状态提供一定的参考。

关键词：无人直升机系留气动载荷开阔地面船艉甲板 CFD

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基于欧拉方法的旋翼翼型结冰数值模拟及参数影响

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南京航空航天大学学报 2011年第3期43卷 375-380页

作者：张威林永峰陈平剑中国直升机设计研究所总体气动室景德镇333001 中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室景德镇333001 中国直升机设计研究所技术发展部景德镇333001

从研究二维翼型结冰问题入手,基于水滴流场的概念,采用基于气液两相流的欧拉方法求解水滴流场,得到水滴收集特性,再结合热力学模型数值模拟旋翼翼型结冰过程。通过计算结果和冰风洞试验数据的比较,验证了该方法正确有效。同时研究了气... 详细信息

从研究二维翼型结冰问题入手,基于水滴流场的概念,采用基于气液两相流的欧拉方法求解水滴流场,得到水滴收集特性,再结合热力学模型数值模拟旋翼翼型结冰过程。通过计算结果和冰风洞试验数据的比较,验证了该方法正确有效。同时研究了气象参数对结冰的影响。基于本文建立的方法,计算分析了飞行速度、平均水滴直径、水滴浓度、温度等不同参数对水滴收集效率、冰型、结冰量、结冰范围的影响,深入地探讨了翼型结冰机理和结冰形成条件,得出气象参数影响特征。

关键词：欧拉方法结冰水滴收集冰型参数影响

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