摘要：基于网格重构技术建立了直升机涵道尾桨非定常数值模拟计算方法,并对某型直升机涵道尾桨非定常气动特性进行了计算。开展了涵道尾桨地面台架试验并对计算结果的精度进行了试验验证,验证了计算方法的准确性。通过分析某型直升机涵道尾桨非定常气动特性计算结果和试验结果,明确了涵道尾桨直升机涵道与尾桨相互作用的气动机理,进行了涵道尾桨直升机的涵道外形设计参数分析。分析了世界先进直升机涵道尾桨导流叶片构型,计算了某型直升机涵道尾桨加装导流叶片后的气动特性变化,阐释了导流叶片对涵道尾桨产生影响的气动机理。

摘要：在高高原试飞时,直升机接近使用限制边界,试飞风险高,需要研究制定合理安全的试飞方法,在保证安全的同时获得准确的直升机性能参数。本文依据适航规章对直升机高原试飞及数据外推的要求,分析确定高高原试飞所需环境条件及试飞科目,研究高高原试飞方法和数据处理分析方法,并应用确定的试飞方法进行H425-100型机高高原试飞。结果表明:本文所确定的试飞方法合理可行,系留悬停法可以提高试飞工作效率,单发模拟模式能够有效地降低试飞风险,拟合方法可以更准确地确定直升机起飞着陆距离。

摘要：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。

摘要：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。

摘要：为提高正弦逆变电源的波形质量和系统的动静态响应性能,在正弦逆变控制中引入了数字伺服系统的控制原理。算法将逆变电源视为参考正弦波的伺服系统,内环利用系统状态反馈和极点配置来消除负载扰动,改善系统的动态性能;外环利用积分器以消除系统输出的静态误差,提高系统的静态性能。利用Matlab仿真软件对算法进行了在线仿真研究,并利用DSP微控制器构建的实验平台对算法进行了实验验证。结果表明,在采用该算法设计的控制器控制下,正弦逆变器的逆变输出稳定,波形畸变小,抗负载干扰能力强。