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高速直升机涵道风扇矢量推进系统模型悬停状态的气动力测量研究 总被引:2,自引:0,他引:2
为了提高直升机的飞行速度,出现了用涵道风扇矢量推力系统取代常规的尾桨和尾翼的复合式高速直升机.然而,涵道风扇矢量推进系统各部件间相互作用很复杂,从理论上确定涵道风扇矢量推进系统的气动特性尚有相当难度,为了研究涵道风扇矢量推进系统气动特性,利用涵道风扇矢量推进系统试验模型,通过试验实测该系统在轴流状态的气动力及舵面偏角和设计参数对系统气动力的影响,得到了一些涵道风扇矢量推进系统所特有的气动现象,其结果可作为理论建模的依据. 相似文献
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航空发动机风扇转子叶片外物损伤I.鸟撞击试验研究(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
本文改进了叶片鸟撞击试验条件。对某型发动机风扇一级转子叶片进行了鸟撞击试验。通过对叶片的鸟撞击瞬态响应分析和撞击前后叶片叶型变化的分析,验证了风扇一级转子叶片的抗鸟撞击性能,为某型发动机风扇转子叶片的抗外物损伤设计提供了依据。 相似文献
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典型直升机旋翼翼型气动特性试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用高升阻比特性的翼型是提高直升机旋翼气动性能的关键。对在典型的OA309旋翼翼型基础上开发的CH309翼型,进行了低、高速气动特性风洞试验研究。试验分别在FL14风洞和NF-6风洞中进行,采用表面测压和尾耙型阻测量技术。试验结果表明:CH309翼型的总体性能优于OA309翼型。试验结果为直升机旋翼设计时翼型的选取提供了参考。 相似文献
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直升机座椅的抗坠毁性能是保护驾驶员的重要保障之一,座椅的静强度与动强度性能是衡量座椅可靠性的重要指标。本文以座椅静强度性能为出发点,以某型直升机座椅为例,根据适航要求设计了基于不同加载方向的座椅静强度测试试验。为进一步计算评估座椅的静强度性能,基于有限元分析方法,通过Abaqus对座椅的静载荷加载试验进行了模拟,分析了该座椅在不同加载条件下的变形量、Mises应力分布与材料损伤情况,通过仿真与试验结果相结合的方式验证了该型机座椅的可靠性,并为直升机座椅的性能模拟计算提供了有力的技术支撑。 相似文献
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本文提出了直升机临界决断点及直升机A类起飞、着陆性能验证试飞方法,针对某型机进行了起飞决断点、着陆决断点飞行试验,对飞行试验结果进行了分析,给出了临界决断点及在300m跑道上A类起飞、着陆性能试验结果,并明确了临界决断点飞行安全关键技术,更有助于其他直升机临界决断点飞行试验的顺利开展. 相似文献
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高性能前掠三级轴流风扇的设计与试验研究 总被引:3,自引:1,他引:2
本文介绍了一台高性能前掠叶型三级轴流风扇的设计与试验研究.该风扇以某涡扇发动机为验证平台,全新设计一台三级风扇代替该发动机原四级风扇,并提高性能.新设计的输入条件为:保持原四级风扇的进出口几何尺寸、总压比、转速和喘振裕度,效率不低于原四级风扇试验值.设计中采用了叶片掠型设计、叶片三维成型技术和三维气动设计分析等先进技术.试验结果表明,新设计的三级风扇流量增加了8%,效率提高了3.5%,超过了设计指标.该新三级风扇串装于某发动机顺利完成地面试车,其不加力最大推力增加464daN,超过了原计划增加200daN的指标. 相似文献
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为适应未来航空电气化的发展需求,研究了30kW级航空电驱动涵道风扇设计方法。涵道风扇性能设计基于航空发动机压缩部件设计流程。以推进系统总体性能为设计目标,完成了转子、流道以及短舱的气动外形设计。对各组成部件建立性能分析模型,评估全工况范围特性。涵道风扇结构设计采用风扇-电机一体化设计思想,简化连接方式的同时减少零件数。采用航空发动机结构强度分析方法,对涵道风扇各部件的应力、振动等特性进行评估分析。完成了30kW涵道风扇试制并开展地面和飞行试验研究。按照航空发动机整机试验方法,在整机试验台架完成涵道风扇地面性能试验。通过对比分析,试验结果与设计值误差在5%以内,验证了设计方法的有效性与正确性。涵道风扇配装轻型通航飞机完成了飞行试验,全系统工作正常,进一步验证了实际使用环境下涵道风扇的工作可靠性。 相似文献
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通过理论分析、数值仿真与试验比较相结合的方法,对某型直升机用轴流风机不同工况下的内部流动进行了分析.结果表明,叶轮内部相对速度分布的理论假设适用于额定工况,但不适用于小流量工况.当直升机高空飞行时,风机工作流量低于额定工况,叶顶处容易出现回流,二次流损失加剧;同时飞行高度增加还易导致边界层分离、射流-尾迹区域扩大,从而使风机效率进一步降低;低能流体的集中,促使叶轮失速往往首先从叶顶处出现.在设计直升机滑油系统用轴流风机时,应注意对其变工况性能进行研究,对影响变工况下叶轮内部流动损失的主要气动参数进行优化设计,以提高系统高空工作的稳定性. 相似文献
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吊扇的设计方法是以旋翼空气动力学的二维流动模型为基础,这对吊扇叶身部分比较吻合。然而占扇叶长度约10%的叶尖区域却处在强烈的三维流动状态下,用四氯化钛所作的吊扇流场显示实验可清楚观察到。如图1所示,叶尖部分有清晰的径向流动,叶尖线速度越大,叶尖区域气流径向流动速度也越高,紧靠叶尖 相似文献
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准确计算直升机在不同飞行状态的有效气动参数对于确定直升机飞行性能具有重要意义。然而,由于复杂的旋翼空气动力现象以及直升机状态和环境条件的变化,准确预估气动参数有较大难度。为此,采用无量纲分析法建立直升机悬停状态的数学模型,首先对参数重组,确定了几个悬停状态重要参数,包括气动参数和直升机状态参数;然后,以直-9×型直升机为例,结合实际试飞数据,提出了用最小二乘法对该模型进行参数辨识的方法;最后,通过相关性分析,确定了辨识方法的可行性,并将辨识结果有效地用于直升机悬停性能拓展。结果表明,这种利用参数辨识进行性能拓展的方法是可行的,由于辨识结果是利用实际试飞数据确定的,拓展结果具有较高的可信度。这种数据处理方法可有效减少试飞周期,节约试验成本。 相似文献
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滑油散热器和冷却风扇匹配设计是直升机外滑油系统设计的关键问题。本文就滑油散热器的设计计算和冷却风机的选型计算作了初步的探讨。 相似文献
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涵道尾桨的CFD模拟与验证 总被引:2,自引:3,他引:2
采用CFD(计算流体力学)方法分析在悬停和侧飞时直升机涵道尾桨的流场与性能。在轴对称的圆柱坐标系中,用有限容积法和SIMPLE(压力耦合方程的半隐式法)算法求解定常不可压的湍流N-S方程。在分析中,旋转的螺桨被描绘成沿螺桨桨叶展向分布的、与本地流动参数相关的、时间平均的动量源项,通过在N-S方程中加入此动量源项来替代螺桨对流体的作用。计算方法还包括涵道壁的阶梯型近似,原始变量的交错网格,k-ε湍流模型和涵道壁上的壁面函数法等措施。涵道尾桨的流场分析和性能预测同实验测量数据的良好的一致性表明,这种CFD方法可以有效的分析涵道尾桨的具体设计问题。 相似文献