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两种桨尖形状旋翼模型试验特性对比 总被引:1,自引:0,他引:1
本文介绍了一副研制型旋翼模型在CARDC 8m×6m低速风沿的试验概况,给出了两种桨尖形状旋翼模型试验的悬停效率、前飞需用功率、变距拉杆载荷、桨叶载荷及振动特性的对比结果。并对结果进行分析,得出不同桨尖形状对旋翼一些特性的贡献。 相似文献
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加装格尼襟翼的自转旋翼气动特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究格尼襟翼对自转旋翼气动特性的影响,首先建立了翼型加装格尼襟翼的二维气动特性计算模型,分析了NACA0012翼型及该翼型加装1%、2%弦长高度格尼襟翼的气动特性,理论计算结果与试验结果的对比表明了本计算模型的正确性。基于叶素理论建立了自转旋翼动力学模型,采用Pitt-Peters动态入流模型捕捉自转旋翼诱导速度沿桨盘的非均匀分布特性。最后进行了自转旋翼加装不同高度格尼襟翼的气动特性分析,结果表明:翼型加装1%弦长高度的格尼襟翼后,在20 m/s到35 m/s的来流速度下,自转旋翼的阻力平均减小可达26%;加装高度为2%弦长的格尼襟翼后,在20 m/s到35 m/s的来流速度下,自转旋翼的阻力平均减小达17%。自转旋翼的气动效率得到明显提高。 相似文献
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为了研究剪刀式旋翼的气动特征,在2m直升机旋翼模型试验台上进行了试验研究。试验中采用了新型研制的高精度旋翼天平和扭矩天平测量系统以及动态数据采集和处理系统,以确保试验结果的可靠性。作为对比,笔者首先针对普遍行浆进行了试验,给出了旋翼拉力和扭矩随总跷有变化的试验结果,然后,着重进行了剪刀式旋翼的试验,测量了旋翼的拉力和扭矩随不同的剪刀角的变化,并对不同旋翼间距对旋翼拉力和扭矩的影响进行了对比。结果表明,剪刀式旋翼的剪刀角和旋翼间距影响尾浆拉力大小,但对扭矩的影响不大。 相似文献
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变转速旋翼气动特性分析及试验研究 总被引:4,自引:0,他引:4
直升机旋翼以固定不变的转速工作,仅能使有限状态的旋翼效率达到最优,而通过旋翼转速的变化,可以实现不同飞行状态下的旋翼效率最优.为了研究不同旋翼转速时的旋翼气动特性,首先建立了适合旋翼在低转速飞行情况下的气动特性分析模型,该模型包含了Leishman-Beddoes非定常动态失速模型与适合于低马赫数(Ma<0.3)分析的Sheng失速修正模型;其次,在低速风洞2.5m旋翼模型试验台上试验研究了模型旋翼的悬停效率及前飞需用功率与旋翼转速之间的关系.试验与计算结果的对比表明:所建立的气动分析模型能够准确地计算旋翼在低转速情况下的气动特性;通过优化旋翼转速,增大了桨叶剖面迎角,提高了桨叶剖面的升阻比;并且当旋翼以最优转速旋转时,模型旋翼的悬停效率最大可以提高32%,前飞需用功率最大可以降低22%. 相似文献
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旋翼几何参数对共轴双旋翼悬停性能的影响 总被引:5,自引:4,他引:1
为研究旋翼几何参数对共轴双旋翼悬停性能的影响,建立了基于自由尾迹法和2阶升力线法的共轴双旋翼气动模型,分别计算和分析了共轴双旋翼的旋翼翼型、上下旋翼半径之比、上下旋翼间距、桨叶扭转角以及桨叶尖削比等参数对共轴双旋翼悬停性能的影响,最后基于分析结果综合优化了悬停状态下各旋翼的几何参数.结果表明:旋翼翼型、上下旋翼间距、桨叶扭转角以及桨叶尖削比对共轴双旋翼悬停性能有一定的影响,上下旋翼间距对其影响较小,综合优化旋翼在拉力系数为0.01时与基准旋翼相比,扭矩系数降低10.5%,悬停效率提高9.5%. 相似文献
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多旋翼飞行器涡环状态数值模拟 总被引:2,自引:1,他引:1
旋翼类飞行器在进入涡环状态时极易发生安全事故。采用基于非结构网格的滑移网格技术对多旋翼飞行器的气动特性进行了数值模拟,并进行了试验验证。分别模拟了多旋翼飞行器垂直下降状态和30°斜向下下降状态时的流场,得到该状态下多旋翼飞行器的气动特性和滑流区流场规律,并分析了力与功率的变化规律。研究发现:多旋翼飞行器在垂直下降状态和30°斜向下状态均会进入涡环状态,在垂直下降速度为4 m/s时,多旋翼飞行器已经处于涡环状态,旋翼的拉力损失会达到15%,旋翼功率随下降速度的增大先增大后减小,且不同旋翼拉力大小和功率大小不一致。当30°斜下降速度为4~6 m/s时,多旋翼飞行器处于涡环状态。该结论可为多旋翼无人机的安全飞行提供参考。 相似文献
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旋翼在近水面高速旋转产生的水气交混流场会引发近水面效应,为了解近水面效应对飞行器介质跨越造成的潜在风险,通过近水面与地面实验详细对比了不同直径的碳纤维旋翼桨叶在无地效、地面效应与近水面效应工况下的气动特性。研究分析了旋翼近水面效应关键影响因素,指出了旋翼在近水面工作时拉力、扭矩与功率剧烈变化的原因,初步认识了液滴对于旋翼的作用,揭示了近水面效应影响规律:对于直径0.56 m桨叶,在高油门、低水面距离工况下,近水面效应具有非线性增升、增阻、转速降低、需用功率增大的效果;低油门、高水面距离工况下具有增升、减阻的效果;同时近水面效应又受旋翼直径、桨叶类型、转速影响。对于直径0.25 m桨叶,在不同工况下近水面效应都具有增升、减阻的效果。 相似文献
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复合式常规旋翼高速直升机是国内外高速直升机重点发展的几种构型之一。本文首先简要介绍了某300kg复合式常规旋翼高速直升机的机身气动布局形式,针对该机设计并加工了1∶1.5机身风洞试验模型,在4m×3m风洞开展了机身气动特性风洞试验。通过对比不同机身部件组合状态在不同迎角、侧滑角条件下的气动力及纵横向气动导数,获得了全机及各部件气动性能。根据风洞试验结果,结合已建立的旋翼气动力模型和螺旋桨气动力模型,建立了全机飞行力学模型,并分析了不同飞行速度下全机的静稳定性,验证了该复合式高速直升机具有合理的机身气动布局,研究结果可为复合式常规旋翼高速直升机的进一步发展提供参考。 相似文献
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本文研究直升机旋翼挥舞运动的变化规律和操纵规律,以桨叶挥舞运动的微分方程为模型,分析研究桨叶挥舞运动中旋翼拉力保持不变,且旋翼保持的挥舞状态,以及影响旋翼挥舞状态的因素。同时,直升机在悬停的基础上以前推杆为例,找出旋翼挥舞角的变化规律和旋翼锥体的倾斜方向变化规律,为分析旋翼挥舞中的实际飞行问题提供理论依据。 相似文献
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直升机旋翼锥体与平衡调整方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
旋翼系统、传动系统和发动机是导致直升机振动的主要振源,而影响最大且与定翼机有根本区别的是旋翼系统.本文主要研究旋翼质量、气动及机械不平衡等内部环境引起的旋翼周期性的持续振动问题,介绍了旋翼生产和外场使用过程中为降低旋翼振动水平所进行的旋翼锥体与平衡调整的方法和措施,并通过有关型号的实施,说明方法的有效性. 相似文献
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本文用谐波平衡法研究了无定心弹簧刚性转子—挤压油膜阻尼器轴承 (SFDB)系统的稳态响应和稳定性,其中通过二个耦合的二阶微分方程来近似模拟运动,非线性油膜力作用处的非同步稳态响应通过运动微分方程的周期解求得。本文建立了油膜力的等效线性化模型。提出了新的稳定性分析方法。利用导出的等效动力特性系数建立了稳定性分析的判据,证明满足此判据的稳态响应是稳定的。 相似文献
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本文介绍了几个不同的空气动力学和动力学模型计算旋翼需用功率的方法,并以SA349/2小羚羊直升机旋翼为算例,进行了不同模型计算结果与飞行试验结果的比较。结果表明,气动模型对预测的旋翼需用功率影响不大,三种组合模型预测的旋翼需用功率与试验结果都吻合得很好,刚性桨叶模型的误差在10%以内,而弹性桨叶模型的误差则可降到5%以下。 相似文献
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本文对直升机桨叶单片互换的原理进行了论述,对标准桨叶的确定原则以及实施方法进行了探讨,并结合直11型机标准桨叶选定工作的流程和结果,对所述方法进行了实例分析。 相似文献
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一、一种理想的转子稳态幅频线 一个转子如采用不同刚性的支承,则转子支承系统的幅频特性(r~ω)线不同。图1中虚线示出同一转子采用低刚性引和较高刚性K2′支承时的幅频特性线1和2。有人想利用改变支承的方法来减小通过临界转速时的振动。方法是对图1(a)情况在转子角速度ω≤ωⅠ时使支承刚性为k2′,ω≥ωⅠ时变支承刚性为K1′;对图1(b)的情况则在ω≤ωⅠ和ωⅡ≤ω≤ω+Ⅲ支承刚性. 相似文献
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SupportedbytheNationalNaturalScienceFoundationandtheShaanxiNaturalScienceFoundationofChinaNomencIaturescd-externaldampingCP-machinedclearanceofbearingD.-externaldampingratio(=c,/(2m,eq))e.-theunbalanceeccentricityfx,f,-fluidfilmforcesk,-complexstiffnessofcrackedshaftk.-stiffnessofuncrackedshaftke,k,-stiffnessofcrackshaftin$,Vdirec-tlonsAse,As,-thelargeststiffnesschangemb,md-masslumpedatbearingandrotormid-spanS,-fiXedSommerfeldnumber(=S/n,SistheSommerfeldnumber)U-unbalanceparameter(=e./… 相似文献
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桨叶动力学设计,其实质是求解非线性高维动力学逆问题的具体实施。本文较全面地阐述了这方面的进展情况,提出了切实可行、有效实用的数值方法。 相似文献