共查询到20条相似文献,搜索用时 984 毫秒
1.
2.
3.
倾转旋翼机飞行力学特性 总被引:5,自引:2,他引:3
总结和分析了旋翼、机翼、机身、短舱和尾翼气动力模型和操纵机构特点,其中旋翼气动力模型以准定常叶素理论为基础,机翼和尾翼气动力模型以升力线理论为基础,并分析了旋翼尾流对机翼气动力气动干扰问题;建立了全量非线性倾转旋翼机飞行力学模型;以XV-15为样机,对倾转旋翼机在不同飞行模式和飞行速度下飞行力学特性展开了详细研究,得到的结论有助于深入了解倾转旋翼机飞行力学特性,也可用于倾转旋翼机飞行控制系统设计. 相似文献
4.
倾转旋翼机在倾转过渡过程中气动构型不断变化,气动特性具有强非线性的特点。针对倾转旋翼机复杂的连续倾转过渡状态,基于运动嵌套网格和局部坐标系理论建立一套适合于模拟倾转旋翼机连续倾转过渡状态的网格系统,并采用 RANS 方程建立适合于强非线性气动特性的非定常流场分析的 CFD 方法;采用该方法模拟某型倾转旋翼机从直升机模式到固定翼模式的连续倾转过渡状态的气动特性。结果表明:对于不同的倾转过渡时间,旋翼和机体气动特性随旋翼倾转角增加变化趋势基本一致;随着旋翼倾转角增加,机体升力系数先增大后减小,在旋翼倾转角 40°附近达到最大,相比初始状态及平飞状态增大约 30%;随着旋翼倾转角、总距角及前飞速度线性增大,旋翼拉力系数及其垂向分量逐渐减小;旋翼倾转角和前飞速度线性增大,采用合适的总距角非线性变化曲线,倾转旋翼机总升力可以保持在目标值附近。 相似文献
5.
6.
建立倾转旋翼机飞机模式的分析模型,分析系统的频率和阻尼特性,揭示了对系统稳定性起主要作用的一些模态;分析了旋翼摆振运动、机翼气动力和自转状态假设对系统稳定性的影响;分析了系统一些重要参数,如桨叶固有频率和机翼固有频率,对系统回转颤振稳定性的影响。分析结果表明:本文建立的模型可以有效地分析倾转旋翼机的回转颤振特性。 相似文献
7.
8.
基于优化算法的倾转旋翼准定常气动模型 总被引:1,自引:0,他引:1
取消了传统直升机旋翼准定常气动模型中对飞行工况和桨叶形状的诸多假设和限制,建立了适合倾转旋翼特殊桨叶形状、桨毂构造以及飞行工况的准定常气动模型.桨叶气动载荷计算基于叶素理论进行数值积分,旋翼挥舞系数通过序列二次规划算法(SQP)进行数值优化求解,诱导速度分布采用Pitt-Peters动态入流模型的稳态形式.利用该方法计算了XV-15倾转旋翼机的旋翼在不同工况下的气动性能以及挥舞系数.计算结果与风洞实验数据吻合良好,误差在8%以内且计算效率高,单一工况求解耗时在5min以内,该方法可用于倾转旋翼机总体设计阶段的性能分析或建立其飞行动力学模型. 相似文献
9.
10.
11.
倾转旋翼飞行器的建模和操纵分配策略 总被引:7,自引:3,他引:4
针对倾转旋翼飞行器试飞样机建立了旋翼、机翼、短舱、机身、平尾、垂尾等部件的非线性气动模型和飞行动力学模型,研究了直升机模式、倾转过渡模式和飞机模式下的操纵特性,根据配平分析和小扰动线性化处理结果得到了不同飞行模式下的操纵效率,提出了一套适用于全飞行模式的操纵分配策略,解决了飞行控制随飞行模式变化出现的气动结构部件变化与操纵冗余的难题.利用所提出的操纵分配策略可使飞行控制器统一设计,无需按不同飞行模式设计不同控制律,有效降低了飞行控制器的设计难度.仿真验证了倾转旋翼飞行器飞行动力学模型的可信性和操纵分配策略的有效性. 相似文献
12.
倾转旋翼典型飞行状态气动特性的CFD分析 总被引:6,自引:4,他引:2
针对倾转旋翼特有的悬停、巡航、过渡3种飞行模式,基于CFD方法分别对倾转旋翼的上述3种典型飞行状态进行了数值模拟.首先,基于运动嵌套网格思想建立了适合倾转旋翼运动模拟的多层运动嵌套网格系统.然后,基于RANS(Reynolds averaged Navier-Stokes)方程建立了适用于非定常流场分析的CFD模拟方法.为了提高整个流场的计算效率,时间推进采用高效的隐式LU-SGS(lower upper symmetric Gauss Seidel)方法,并运用SPMD(single program multiple data)并行计算模式.最后,采用所建立的网格生成方法和流场求解器,进行了不同飞行状态下的倾转旋翼气动特性数值分析,验证了建立CFD方法的有效性并得出了多种飞行状态下的气动特性.结果表明:悬停状态下倾转旋翼相对于直升机旋翼有更加明显的下洗流影响区域.巡航状态两旋翼中心间距为2.5R时,倾转旋翼之间存在明显的气动干扰.过渡状态下,倾转旋翼提供的拉力在倾转角为45°前下降较快,且在倾转角较小时,倾转旋翼桨叶表面拉力分布仍能表现出直升机旋翼的特性. 相似文献
13.
14.
Augmented flight dynamics model for pilot workload evaluation in tilt-rotor aircraft optimal landing procedure after one engine failure 总被引:1,自引:0,他引:1
An augmented flight dynamics model is developed to extend the existing flight dynamics model of tilt-rotor aircraft for optimal landing procedure analysis in the event of one engine failure.Compared with the existing flight dynamics model, the augmented model involves with more pilot control information in cockpit and is validated against the flight test data. Based on the augmented flight dynamics model, the optimal landing procedure of XV-15 tilt-rotor aircraft after one engine failure is formulated into a Nonlinear Optimal Control Problem(NOCP), solved by collocation and numerical optimization method. The time histories of pilot controls in cockpit during the optimal landing procedure are obtained for the evaluation of pilot workload. An evaluation method which can synthetically quantify the pilot workload in time and frequency domains is proposed with metrics of aggressiveness and cutoff frequencies of pilot controls. The scale of the pilot workload is compared with those of the shipboard landing procedures, bob-up/bob-down and dash/quickstop maneuvers of UH-60 helicopter. The results show that the aggressiveness of pilot collective and longitudinal controls for the tilt-rotor aircraft optimal landing procedure after one engine failure are higher than those for UH-60 helicopter shipboard landing procedures up to the condition of sea state 4, while the pilot cutoff frequency of collective control is lower than that of the bob-up/bob-down maneuver but the pilot cutoff frequency of longitudinal control is higher than that of the dash/quick-stop maneuver. The evaluated pilot workload level is between Cooper–Harper HQR Level 2 and Level 3. 相似文献
15.
16.
胡国才 《海军航空工程学院学报》2006,21(6):601-606
针对新型半铰接式、摆振柔软的倾转旋翼机,建立了旋翼/动力舱/机翼气动弹性稳定性分析模型,并导出了系统的动力学方程。分析模型采用了当量铰、弹性约束的刚性桨叶和弹性机翼假设,采用Pitt-Peters动力入流模型计入了非定常气动力的影响。所建模型为进行新型倾转旋翼机大速度飞行时气弹稳定性分析奠定了基础。 相似文献
17.
18.
倾转旋翼气动优化设计 总被引:4,自引:0,他引:4
倾转旋翼的气动外形设计需要对其在直升机模式和飞机模式下的不同要求进行综合考虑,对其气动外形相关参数进行优化以使倾转旋翼同时具有较高的悬停效率和巡航效率。本文基于自由尾迹分析方法建立了倾转旋翼的气动特性分析模型,以悬停和巡航效率为目标函数,以桨叶弦长分布、预扭角分布、厚度分布及翼型分布位置和旋翼转速为设计变量,以旋翼功率和桨叶重量为约束,提出了倾转旋翼气动多目标协同优化策略,对桨叶气动外形进行了优化设计,优化后的旋翼具有更优的气动性能,表明所提出的优化方法是可行的。 相似文献
19.
由于倾转四旋翼飞行器具有特殊的构型,针对直升机模式下的操纵策略,建立了样机的非线性飞行动力学模型并结合试验数据进行了验证,提出了适用于直升机模式的四种操纵方式,对比了不同操纵方式相应的配平值、操纵功效及操纵耦合,随后确定了一组相对合理的操纵方式,解决了倾转四旋翼飞行器在直升机模式下操纵冗余的问题。分析了重心位置对所确定操纵方式的配平特性和操纵功效的影响。结果表明:纵横向通道下总距差动引起的操纵功效比周期变距联动大得多;偏航通道下周期变距差动引起的操纵功效大于总距差动,横向周期变距差动引起的交叉耦合小于纵向周期变距差动;正常重心位置所得到的配平量和交叉耦合最小。 相似文献
20.
The aerodynamic layout of the Canard Rotor/Wing(CRW) aircraft in helicopter flight mode differs significantly from that of conventional helicopters. In order to study the flight dynamics characteristics of CRW aircraft in helicopter mode, first, the aerodynamic model of the main rotor system is established based on the blade element theory and wind tunnel test results. The aerodynamic forces and moments of the canard wing, horizontal tail, vertical tail and fuselage are obtained via theoretical analysis and empirical formula. The flight dynamics model of the CRW aircraft in helicopter mode is developed and validated by flight test data. Next, a method of model trimming using an optimization algorithm is proposed. The flight dynamics characteristics of the CRW are investigated by the method of linearized small perturbations via Simulink. The trim results are consistent with the conventional helicopter characteristics, and the results show that with increasing forward flight speed, the canard wing and horizontal tail can provide considerable lift,which reflects the unique characteristics of the CRW aircraft. Finally, mode analysis is implemented for the linearized CRW in helicopter mode. The results demonstrate that the stability of majority modes increases with increasing flight speed. However, one mode that diverges monotonously,and the reason is that the CRW helicopter mode has a large vertical tail compared to the conventional helicopter. The results of the dynamic analysis provide optimization guidance and reference for the overall design of the CRW aircraft in helicopter mode, and the model developed can be used for control system design. 相似文献