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991.
992.
基于多体动力学分析方法建立倾转旋翼过渡状态瞬态响应分析模型,研究过渡状态下倾转旋翼非线性非定常气弹耦合动力学特性;通过引入倾转过程旋翼尾迹弯曲的影响,修正了直升机旋翼常规动态入流模型。集成非定常动态入流方程与倾转过渡状态的多体动力学方程,建立倾转旋翼过渡状态下时域非定常耦合分析模型。以两片桨叶的跷跷板旋翼为例,分析倾转过渡状态旋翼瞬态挥舞响应及旋翼气动力的时间响应历程。利用旋臂式模型机动飞行试验机进行倾转过渡状态下旋翼瞬态拉力的试验研究,试验与理论计算结果表现出很好的相关性。数值计算和试验结果表明:建立的时域模型能够有效分析倾转旋翼过渡状态的瞬态特性;倾转过渡状态旋翼尾迹弯曲对非定常动态入流的影响是显著的,对于倾转过渡状态动态入流尾迹弯曲的修正是很必要的。 相似文献
993.
使用高阶逆风通量差分裂格式的悬停旋翼流场数值模拟 总被引:4,自引:3,他引:1
为减少Jameson二阶中心差分有限体积法导致的旋翼尾迹的数值耗散,将三阶逆风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合,建立了一个三维雷诺平均N-S方程数值模拟悬停状态旋翼流场的方法。为了充分考虑旋翼尾迹对流场的影响,采用周期性边界条件和由动量理论导出的远场边界条件。为进一步减少尾迹数值耗散和便于添加上述边界条件,采用了嵌套网格方法。然后,进行了算例计算,给出了桨叶表面的压强分布,与可得到的试验数据及二阶中心差分方法的计算结果进行了对比,并针对几种不同桨尖形状的旋翼悬停流场进行计算,数值结果显示:后掠桨尖可减弱超临界流动。此外,还计算和分析了旋翼下方不同位置上的涡量分布。计算结果表明,本文方法能够有效地减少旋翼尾迹的数值耗散。 相似文献
994.
针对常规的旋翼总距前馈方法难以有效实现共轴高速直升机/发动机快速交联控制的问题,本文提出并设计了适用于共轴高速直升机/发动机的新型交联控制方法。首先,基于共轴高速直升机/发动机综合仿真平台,揭示不同运行工况下,共轴双旋翼、推力桨操纵输入、发动机燃油输入变化规律;其次,在此基础上,提出了综合考虑共轴双旋翼、推力桨桨距的增益自调节交联控制方法,并针对不同的运行工况,开展了数值仿真验证。结果表明,在中等、高速度飞行时,相比于常规的旋翼总距前馈,新型交联控制方法可使动力涡轮转速的超调与下垂量减小36%与70%,可使直升机/发动机快速交联控制品质更优,进一步提升直升机/发动机综合系统的控制品质。 相似文献
995.
996.
直升机机动飞行旋翼的气动力模拟 总被引:5,自引:0,他引:5
探讨了预测机动飞行旋翼气动力的细节问题。在考察非均匀诱速分布、入流动力学和非定常翼型性能的基础上,建立了一种模拟非定常旋翼气动力的新方法。对某一特定机动科目,首先由逆解技术得到操纵输入和飞行姿态;然后综合应用涡流理论、动力入流理论和非定常翼型气动模型来数值模拟非定常的旋翼气动力。通过样例分析给出了紧急转弯和平飞跃升的计算结果。 相似文献
997.
纵列式及横列式双旋翼流动的N-S方程模拟及气动特性的研究 总被引:2,自引:0,他引:2
通过求解带动量源项的N-S方程,模拟了纵列式和横列式双旋翼的流动,给出了两旋翼相互干扰时的流场,特别是桨盘处的下洗速度分布;通过与单旋翼下洗速度分布的比较,分析了双旋翼流场的干扰特性;讨论了此2 种双旋翼的气动性能。 相似文献
998.
999.
基于面元模型的矩量法与快速多极子方法结合分析了直升机机载高频通信天线电磁特性的旋翼调制效应。通过三维计算机辅助实体建模技术,建立了一个尺度与真实直升机相当的仿真模型,实现了机体表面网格的自动剖分。应用准静态法和FFT技术,计算分析了旋转桨叶对天线辐射场幅度和频率的调制效应,还分析了桨叶旋转对天线输入导纳和互导纳的影响。计算结果表明,旋转桨叶对直升机机载天线辐射场产生了显著的影响。本方法亦适用于其它类型的直升机和其它具有旋转桨叶的载体上天线电磁特性的分析。 相似文献
1000.
带气弹稳定性约束的复合材料浆叶减振优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
研究以降低直升机旋翼激振力为目标的复合材料桨叶结构动力学减振优化设计 ,分析了桨叶结构特性及桨尖后掠角等参数对N次 /转旋翼桨毂振动载荷的影响。在建立的桨叶二维结构特性有限元分析方程中 ,计入了桨叶剖面翘曲变形的影响 ,并利用哈密尔顿原理推导了旋翼桨叶的一维非线性运动微分方程。以桨毂交变载荷为目标函数 ,直接以复合材料桨叶典型剖面构造节点数据、铺层设计参数和桨尖后掠角等为设计变量 ,引入桨叶挥舞惯量、固有频率和气弹稳定性约束 ,进行旋翼的动力学优化设计 ,并结合 3片桨叶旋翼的设计进行了算例分析 ,优化结果使 3次/转的桨毂载荷降低了 2 4 .9%~ 33%。 相似文献