摘要：高速化是未来直升机的发展趋势之一。针对共轴高速直升机旋翼大反流区特点,开展了反流区翼型设计研究。首先分析了旋翼根部双钝头翼型在高速飞行状态下的绕流特点和减阻机理,然后针对旋翼反流区的工作环境,提出了一种“吸力面气动前缘半径大、中后部平坦”的双钝头翼型设计思路。相比于标准椭圆翼型,该翼型改善了顺/反流状态流动分离问题,在维持顺流状态低阻特性的同时,反流状态马赫数0.1减阻可达10%以上。以该翼型为基准,开展考虑吸力面流动特征的混合反设计/优化设计。优化翼型维持了反流状态的低阻特性,且顺流状态升阻特性显著提升。

摘要：对共轴刚性旋翼/机身气动干扰开展试验和计算研究,分析了悬停状态下机身气动干扰对双旋翼气动特性以及机身表面压力分布的影响。结果表明,机身气动干扰使上、下旋翼桨叶尖部高升力区域范围增大,同拉力系数下的旋翼功率系数降低,旋翼最大悬停效率(FM)增大约4.6%;受旋翼下洗流的影响,机身会产生垂直向下载荷,大小约为旋翼拉力的7%,扣除机身垂向力旋翼最大悬停效率相比孤立旋翼状态降低约6%;在旋翼气动干扰下,机身产生抬头力矩,大小与旋翼拉力系数成正比;机身表面压力呈4倍旋转频率的非定常变化。

摘要：基于自由尾迹结合FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的方法建立了倾转旋翼气动噪声计算模型,并采用倾转旋翼模型噪声试验数据验证了计算分析方法的有效性。选取典型过渡路径,进行考虑配平的倾转双旋翼气动噪声特性计算,获得了旋翼桨叶剖面非定常气动载荷以及不同测点气动噪声等计算结果,分析了倾转旋翼在不同前倾角下噪声指向性和噪声声压级的变化。结果表明:由于双旋翼噪声在传播中的叠加和抵消,倾转双旋翼和孤立单旋翼的噪声指向特性存在较大的不同;倾转旋翼噪声随前倾角增加总体上呈现先增加后减小的变化趋势,在前倾角30°附近噪声最强;不同前倾角下噪声声压级和指向性的变化与旋翼桨尖马赫数、气动载荷和桨盘角度等多种因素相关。

摘要：基于计算流体动力学(CFD)方法和噪声求解的FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程计算分析了共轴刚性旋翼在悬停状态下的气动噪声,并开展了气动干扰对噪声特性影响分析。结果表明:在悬停状态下,对于上下各四片桨叶的共轴刚性旋翼,桨叶表面压力随着桨叶旋转呈周期性变化,旋转一周出现8个小周期;声源的周期性变化导致在旋翼桨盘平面内,不同方向上的观测点的声压产生的“叠加效应”不一致,上、下旋翼桨叶交汇处的噪声水平要高于其他方位角;由于载荷的时变性导致在旋转轴方向上仍有明显的辐射噪声,在该方向上的噪声声压级明显要比单旋翼大得多。随着旋翼间距增大,双旋翼之间的干扰减小,桨叶表面的法向力波动减小,声辐射球上最大噪声声压级也明显减小。

摘要：为分析双层平尾气动特性,采用CFD方法建立了直升机平尾计算模型,获得了低速前飞和机身大迎角状态不同构型平尾的气动特性,分析了单层和双层平尾构型的气动特性和流场特点,研究了双层平尾对低速前飞状态和大迎角状态的纵向静稳定性改善作用机理。结果表明:双层平尾构型通过抑制旋翼/平尾干扰改善低速前飞状态下的直升机俯仰力矩突增问题,前进比为0.05时,双层平尾俯仰力矩比单层平尾减小56.8%;双层平尾的失速迎角和最大俯仰力矩增大,从而增强直升机大迎角状态的纵向静稳定性,迎角20°时,双层平尾俯仰力矩比单层平尾增大60.1%。

摘要：为提高风洞试验效率,现代试验设计(MDOE)方法正越来越频繁地用于各类飞行器风洞试验。然而,基于MDOE方法的风洞试验尽管理论上减少了试验点数量,有效缩短了风洞吹风时间,但也带来了试验数据精度下降的问题。为此发展了一种基于D-最优设计准则和二元三次多项式响应面模型的MDOE方法,同时引入遗传算法进一步提高响应面模型的拟合精度。结果表明,所开发的MDOE风洞试验方法仅需单变量(OFAT)方法30%左右的试验点数,吹风时间较OFAT方法大约缩短了60%;与最初拟合的多项式响应面模型相比,遗传算法优化后的响应面拟合精度提高了5%左右,内插得到的数据误差更小。

摘要：樊枫 1958年生于武汉市。毕业于南京市艺术学院美术系。中国美术家协会会员，湖北省美术家协会国画艺术委员会委员，武汉市美术家协会副主席．武汉书院专业画家、国家一级美术师，武汉美术馆馆长，享受政府专项津贴。作品多次入选由文化部、中国美术家协会主办的各类大型美术作品展览。1996年，获德国杜伊斯堡市政府和鲁尔卡莱茵企业联合会文化奖学金，

摘要：基于计算流体力学(CFD)建立了适用于剪刀式尾桨的流场计算模型,采用嵌套网格方法模拟尾桨运动,采用双时间方法进行时间推进。针对不同的尾桨构型,采用高效配平策略“差量法”将剪刀式尾桨配平至相同负载状态。在此基础上,采用Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)方程计算剪刀式尾桨的气动噪声特性。应用该方法对不同前飞速度下剪刀式尾桨的气动力和噪声进行计算分析,着重研究了剪刀角和轴向间距两个重要构型参数的影响。计算结果表明:剪刀角对剪刀式尾桨气动力和气动噪声特性均有重要影响,而轴向间距在合理的变化范围内,对尾桨影响较小。与常规尾桨相比,前飞状态下剪刀式尾桨的噪声指向性变化较小,但噪声幅值变化显著。

摘要：研究证明,传统膜片钳放大器在电流钳模式下记录到的快速电压信号会存在失真,且造成失真的根本原因是由于膜片钳的探头电路设计.为了克服这些缺陷重新设计了一种探头,新探头电路不仅能像传统的电压跟随器一样测量瞬态电压,而且适用于传统的电压钳工作模式.此外,一种命名为电压钳控制的电流钳技术被应用来改进传统的膜片钳放大器.用可变的低通滤波器来调整电压钳模块的响应速度,从而在实现膜电位钳位的同时准确记录快速电压信号.桥平衡电路用来消除命令电流流过串联电阻时带来的电压误差.而传统膜片钳中的快电容补偿环节则被改进用来补偿电极分布电容和探头放大器输入电容并提高电流钳模式下系统的响应速度.细胞模型实验结果表明,改进后的膜片钳放大器能够满足电生理研究中快速电位变化测量的需要.

摘要：以HARTⅡ模型旋翼为研究对象,开展了高原环境下翼型气动特性对旋翼气动性能影响的研究。首先,基于CAMRADⅡ综合分析软件,采用自由尾迹模型建立适合于HARTⅡ旋翼的气动计算模型,并采用相关试验数据进行了计算验证。在此基础上,针对悬停和前飞状态开展了计算研究,分析了不同飞行速度和海拔高度下剖面翼型气动环境对直升机旋翼性能的影响规律。计算结果表明,高原环境悬停效率受翼型本身阻力特性的影响在大拉力系数下下降更快;高原环境旋翼升阻比曲线受剖面翼型工作迎角和马赫数的影响在平原环境升阻比曲线之下;高海拔大前进比时,桨叶尖端区域剖面翼型前行侧的来流马赫数超出阻力发散马赫数,受空气压缩性影响,旋翼性能降低。