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共轴式直升机桨毂阻力特性计算研究 总被引:1,自引:0,他引:1
共轴式直升机桨毂迎风面积大,表面结构复杂,产生的气动阻力占全机废阻的50%以上。采用求解N-S方程的方法对某型共轴式直升机桨毂的阻力特性进行了计算,分别研究了飞行速度、上下桨毂方位角和计算模型尺寸的变化对桨毂阻力特性的影响。通过分析计算结果发现上下支臂的气动阻力比较大,直升机飞行速度、上下桨毂方位角和计算模型尺寸变化对桨毂阻力的影响比较小。研究结果可为直升机桨毂减阻设计、阻力特性风洞试验和数值计算等提供一定的参考。 相似文献
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在常用的雷达波频率范围内,军用直升机桨毂系统具有数平方米~数十平方米水平的雷达散射截面,不满足隐身要求。采用具有全反射性能的桨毂整流罩对某共轴式直升机桨毂系统进行屏蔽,在S、C、X、Ku波段,HH和VV极化,仰角-30°~30°范围,使其RCS峰值降低到-10dBm2以下,RCS均值在-11~-18dBm2之间,而对直升机升力影响很小,碳纤维复合材料桨毂整流罩重量约为70kg。 相似文献
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为研究旋翼布局对共轴刚性旋翼直升机气动特性的影响,建立了一种基于计算流体力学(CFD)技术的共轴刚性旋翼直升机全机气动干扰分析方法。通过某模型旋翼进行计算并与试验数据对比,验证了该方法的正确性。然后,针对旋翼间距、旋翼轴前倾角和桨毂中心相对直升机重心位置对共轴旋翼与旋翼/机身的气动特性进行了研究,分析了旋翼布局改变对共轴旋翼及旋翼/机身气动影响。结果表明:3个旋翼布局参数改变对悬停及前飞状态的气动特性均存在一定影响,其中旋翼轴前倾角影响明显;随旋翼轴前倾程度增加,悬停状态下轴向速度峰值与机身上表面相对压力峰值出现前移情况,前飞状态下桨毂中心后侧的轴向速度和机身上表面相对压力数值均有所减小。 相似文献
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为了降低亚声速飞机的阻力,提升运行的经济性,选择某一典型亚声速飞机为研究对象,分析了其阻力产生的原因及分类,提出了针对不同阻力源的减阻措施。数值研究结果表明,通过在机身后体加装涡流发生器能够减小摩擦阻力;加装侧鳍能够显著减小压差阻力,改善大迎角性能;使用拐折式翼梢小翼能够进一步减小诱导阻力。 相似文献
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本文基于计算流体力学(CFD)方法研究了直升机尾部流动分离的特征及机理,采用了加装导流片的方式对尾部流动进行控制,并计算分析了导流片的位置、安装角和尺寸对机身减阻效果的影响。计算结果表明,导流片能对机身尾部分离涡进行有效抑制,从而减小机身阻力;导流片安装在尾舱门与尾梁交接处两侧减阻效果较好,导流片尺寸对减阻效果影响显著,巡航状态选定的导流片方案相比无导流片机身可减阻15.8%,且可使机身横向静稳定性略有提升。 相似文献
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伺服小翼对小型共轴式直升机操稳特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
运用经典的叶素法和一阶谐波理论,推导了计入气动干扰的伺服小翼挥舞动力学方程,建立了带有伺服小翼的小型共轴式直升机飞行动力学模型,以在研的某小型共轴式无人直升机为研究对象,通过数值法计算了该型直升机的稳定性导数和操纵导数。结合直升机的飞行试验,分析了不同安装形式的伺服小翼对小型共轴式直升机的稳定性和操纵性的影响。研究表明:伺服小翼对小型共轴式直升机的稳定性和操纵性有较大的影响,不同安装形式的伺服小翼对直升机的影响不同,其中采用上旋翼加装伺服小翼的直升机操稳特性较好。 相似文献
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共轴式直升机全差动航向操纵的动态响应分析 总被引:1,自引:0,他引:1
运用经典的垂直飞行涡流理论及共轴双旋翼全差动操纵的结构特征,推导了共轴式双旋翼直升机垂直飞行的航向动力学方程。根据有关共轴双旋翼在悬停及垂直飞行状态时气动特性的理论和实验数据,得出了共轴双旋翼直升机垂直飞行航向动力学方程的解析式。某型共轴双旋翼直升机计算实例,所得结果与该型直升机飞行特性一致。 相似文献
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根据阻力产生的物理机理将阻力分解为近场阻力和中场阻力,建立实现了阻力精确分解方法:近场阻力法和中场阻力法,前者对飞行器表面压强和切应力积分将阻力分解为压差阻力和摩擦阻力,后者通过区域划分式积分将阻力分解为波阻、粘阻、诱导阻力和数值耗散阻力.选取RAE2822翼型、M6机翼和某宽体标模进行数值模拟,验证阻力分解方法的正确性,对比两种方法进行阻力分解辨识的能力与不足.研究结果表明,中场阻力法可以给出详细的阻力构成,更有利于进行阻力产生分析和减阻优化设计;近场阻力和中场阻力计算可以很好地达到阻力平衡,但由于消除了数值耗散阻力,中场阻力法的计算结果要比近场阻力法更接近实验值. 相似文献
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重心位置对飞机阻力及其飞行性能的影响 总被引:3,自引:1,他引:2
为了降低配平状态下飞机的阻力问题,推导了飞机升致阻力与重心位置间的关系式。以一架典型的后平尾飞机为例。计算了向后移动飞机重心的位置,放宽对飞机固有静稳定度的要求对飞机配平升致阻力和总阻力以及对部分性能的影响。结果表明,当向后移动重心位置时,其配平升致阻力下降,并在某一重心位置时达最小值。 相似文献
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三维侧压式高超声速进气道阻力特性分析 总被引:3,自引:1,他引:2
为了研究三维侧压式高超声速进气道(取喉道以前)的内部阻力特性,采用了数值模拟、流线追踪技术和等动载条件(Ma=4.65~6.65),结果表明:①压差阻力、总阻力均随马赫数的增加而减小;摩擦阻力则随马赫数的增加而增加,其所占比重的最大值不超过20%;②推力效率、推阻比都随马赫数的增加而增大,它们分别增加了13.8%和2.73;③附加阻力随马赫数的增加而减小,在高马赫数下,附加阻力会变成实际意义上的"附加推力". 相似文献
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三维侧压式进气道的减阻研究 总被引:1,自引:1,他引:0
为实现三维侧压式进气道的减阻,采用了数值模拟和来流马赫数Ma0=5.3风洞试验相结合的方法研究了两种三维侧压式进气道,其中之一为基准进气道,其二是在基准进气道的基础上采用某些减阻措施的低阻进气道.结果表明:所采用的减阻措施是有效的,在Ma0=5.3的条件下,进气道的压差阻力可以减少4.7%左右,摩擦阻力可以减少约4.9%,附加阻力可以转化为附加推力,总阻力可以减少4.7%左右.与此同时,进气道的总体性能也得到明显改善. 相似文献
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民用飞机翼尖设计研究 总被引:1,自引:0,他引:1
利用机翼翼尖装置减少机翼诱导阻力是飞机减阻研究的重要组成部分。综合介绍了机翼翼尖装置的减阻技术研究的新发展,着重讨论了几种典型的翼尖装置减阻原理、特性以及应用情况。研究结果表明,使用翼尖装置在减少诱导阻力方面会起到很大的作用。最后,基于翼尖装置的研究和发展现状,对其发展前景进行了评述和展望。 相似文献