题目：直升机总体综合技术与性能分析建模研究

       直升机飞行动力学建模是直升机总体设计的基础。长期以来，在直升机飞行动力学问题的研究中，旋翼通常采用简单的诱导入流模型，旋翼/机身的气动干扰依赖于气动干扰经验公式或风洞干扰试验数据，这严重制约了直升机飞行动力学的发展。本文以建立具有离散格式旋翼气动模型的直升机飞行动力学模型为出发点，对直升机的飞行品质、飞行性能和气动干扰进行了深入的研究。最后实现了气动干扰模型与飞行动力学模型的嵌套，以代替风洞干扰试验数据。论文的主要研究工作可归纳如下：

（1）以UH-60A直升机为例，建立了具有离散格式旋翼气动模型的直升机非线性飞行动力学模型，对算例直升机模型进行配平验证，并计算了稳定性、操纵性导数，计算结果与参考数据吻合较好，证明模型可用。根据ADS-33E-PRF和GJB902-90飞行品质规范研究了算例直升机的飞行品质。依照GJB902-90飞行品质规范，选取典型的气动布局参数，分析了飞行品质指标对所选气动布局参数的敏感性。在敏感性计算中，为降低步长对敏感性导数计算的影响，同时保证计算结果正确，直接采用七点中心差分法计算敏感性导数（扰动后不再配平），并找出了影响飞行品质指标的主要气动布局参数。

（2）运用面元法模拟机身流场，计算了前飞状态的ROBIN模型孤立机身顶部中线的压力系数分布，并与参考数据、CFD计算结果对比，验证了本方法的准确性。采用离散涡系模拟平尾、垂尾和短翼等升力面，以带短翼的UH-60直升机为例，采用逐次超松弛迭代求解，研究了升力面参数变化对机身/平尾/垂尾的气动干扰的影响。在直升机初步设计阶段，本方法能较快预估直升机机身/升力面的气动干扰特性。

（3）基于升力面理论开展了旋翼自由尾迹的建模研究，计算了尾迹形状和诱导速度分布，并与试验测量值进行了对比验证。耦合面元法，使用三维面元模型代替机身，采用涡线镜像法模拟机身对尾迹的诱导和堵塞作用。以UH-60A直升机为例，运用自由尾迹/面元法对旋翼下洗干扰进行了定性和定量的分析，并将复杂的旋翼/机身/平尾气动干扰问题嵌入了直升机飞行动力学模型中，代替旋翼下洗风洞试验数据，并将配平结果同涡粒子模型、试飞数据和Sikorsky的GENHEL模型的计算结果进行对比，验证了模型的有效性。

（4）以直升机飞行动力学模型为基础，在原始气动布局下分别对平飞、爬升与下滑和稳定协调转弯情况下的旋翼需用功率曲线进行了配平，结合发动机功率数据，计算了UH-60A直升机的飞行性能指标，计算结果与参考数据吻合较好，证明模型可用。为研究旋翼位置变化对直升机飞行性能的影响，在耦合气动干扰分析，在参数变化范围内，研究了旋翼纵向位置和旋翼/机身距离对飞行性能指标的影响趋势。采用中心差分方法，对旋翼位置参数施加扰动，详细分析了飞行性能对旋翼位置参数的敏感性。