摘要：中航工业直升机设计研究所（以下简称直升机所）是我国唯一从事直升机型号研制和直升机技术预先研究的单位。为了加强风险管理，提升企业管理水平，直升机所按照风险管理及中航集团外部监管的有关要求，结合自身发展战略的需要，建立了既符合监管要求又具有自身特色的全面风险管理体系。

摘要：中国直升机设计研究所结合企业技术标准编制程序,开展了特点鲜明的质量管理工作,其质量管理成效通过技术标准的应用得到了显著体现,同时也认识到技术标准质量管理现存的不足,对可能的提升措施进行了评估,相关工作将进一步开展和深化,以促进直升机技术进步和产业发展。

摘要："‘神七'成功发射,凝聚着中国直升机设计研究所全体员工的辛劳、心血和智慧。中国直升机设计研究所为载人航天工程研制了航天员超重训练设备和36套航天座椅。相对于‘神六'飞船上的座椅,‘神七'座椅在设计上更加先进,主要体现在舒适性、安全性和可靠性都得到提高。"接受采访的该所所长邱光荣言语中露出骄傲与自豪。

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：电池、电机技术的进步和分布式电推进系统的应用极大促进了电动垂直起降飞行器的发展。本文概述了不同电动垂直起降飞行器构型优缺点及适用场景,并从性能、经济性等方面对电动垂直起降飞行器与常规燃油飞行器进行了全面对比。在噪声特性方面,电动垂直起降飞行器旋翼间、旋翼-机翼等干扰噪声更为突出,而低桨尖速度、大实度的电推进旋翼系统极大降低了全机噪声水平(噪声降低约15 dB)。在能源方面,锂离子电池是当前和未来电动垂直起降飞行器的主要能源;先进的电池材料体系、电池-机体结构一体化设计及优良的电池管理系统是未来提升全机能量密度和能源安全的有效方式。电动垂直起降飞行器冗余操纵特点增加了飞控系统设计难度,但同时也能够提高全机安全性;故障重构与协同控制是飞控系统设计面临的新课题。电动垂直起降飞行器不仅构型种类丰富且具有高压电动力、电推进、电传飞控、电作动等新颖设计特征,当前缺少试飞数据的情况下,基于系统的工程方法是开展其安全性设计的主要方法。

摘要：为探究差异化的构形参数对复合材料波纹梁吸能性能影响,针对多种构形波纹梁,进行动态压溃试验,对试验现象分析及试验数据处理,给出了多种构形波纹梁的载荷-时间曲线和破坏模式。采用有限元软件ABAQUS模拟波纹梁的瞬态冲击过程,得到吸能特性参数比吸能(SEA)和平均载荷值等,并与试验结果对比,对比结果验证了数值模型的有效性。通过试验及数值分析结果讨论了波纹构形对波纹梁峰值载荷和吸能能力的影响,对不同构形波纹梁以及增加薄弱环节设计的吸能差异作出评估,为实际工程设计提供参考依据。结果表明,利用等截面剖面杆轴向压缩载荷作用下的临界应力方程将波纹梁梁高/波幅比、波长/波幅比设定在相应关系式时波纹梁结构表现出较为稳定的压溃过程,具有一定的应用价值;波纹腹板圆角R值除了对峰值载荷及平均载荷有影响,对波纹梁破坏模式改变也有一定关系,薄弱圆角r值能比较好的改善峰值载荷大小。

摘要：常规直升机由于构型影响,限制了其飞行速度、航程等主要性能指标,高速化已经成为未来直升机发展的重要趋势之一,欧美等国已争先投入大量的资源研发高速直升机,且取得了阶段性的突破。本文首先分析了限制常规直升机速度的本质因素以及可实现速度提升的不同构型型式;然后重点针对4种具有较大发展潜力的高速构型:共轴刚性旋翼高速直升机、倾转旋翼飞行器、双推力复合式高速直升机、多桨倾转旋翼电驱动高速直升机进行分析,系统梳理了不同类别高速直升机研制过程中因构型差异衍生出的特有关键技术,并对各项关键技术展开技术途径分析,指出其中的难点与发展方向。最后,给出了一些高速直升机的发展思路。

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：直升机高原重载快速飞行时,旋翼处于大总距状态,更易发生旋翼失速,导致操纵载荷显著增加。为解决这一问题,本文提出了基于载荷发散控制的旋翼高原气动设计方法。传统直升机旋翼设计中,性能、噪声、空机重量控制等要求是常规的设计目标,对拉力性能影响不大的旋翼失速问题往往被忽视,但其对高原直升机来说影响重大。文中构建了旋翼动力学模型,并据此计算了桨叶动态气动力矩系数C_(m)随单位实度拉力系数C_(T)/σ的变化曲线。以C_(m)突增作为旋翼失速基本判据,分析不同前进比μ下C_(m)突增点,形成旋翼失速载荷发散单位实度拉力系数C_(T)/σ包线,以此作为旋翼高原气动设计边界之一。运用该方法设计的AC313大型民用直升机的理论分析和试飞结果均表明,该设计可极大地减少旋翼在高原典型飞行剖面发生旋翼失速的风险,有效控制旋翼操纵系统的载荷,增加操纵系统使用寿命,提升飞行舒适性,很大程度上保证了飞行安全,在直升机的全生命周期使用中作用积极。