倾转旋翼机设计特点及难点浅析

通过对国外倾转旋翼机的发展历程及具有代表性的V-22"鱼鹰"设计特点进行分析,总结了倾转旋翼类飞机的设计特点及技术难点,并对倾转旋翼机的发展前景进行了展望,为国内此类飞机的研制提供思路和参考。     

V-22“鱼鹰”飞机典型事故浅析

本文研究了V-22"鱼鹰"飞机在试验与使用过程中发生的重大意外事故,对V-22飞机存在的主要设计缺陷及反复质量问题等进行了剖析,形成对我国倾转旋翼机发展的启示和建议,为我国后续发展倾转旋翼机装备提供借鉴。     

民用倾转旋翼机的应用需求与关键技术分析

倾转旋翼机适合我国民用航空任务场景，是未来民用直升机的重点发展方向，开展应用需求与关键技术分析是推进我国民用倾转旋翼机发展不可或缺的一步。基于宏观发展环境分析，本文针对应急救援、交通运输和通航作业等领域，研究了民用倾转旋翼机的应用需求。结合XV-15、V-22等典型倾转旋翼机的研制经验和溯源分析，从安全与适航出发，开展了民用倾转旋翼机关键技术元素的识别，并重点分析了飞行控制系统、传动系统、故障模式与安全性设计等关键技术。本文研究成果对我国民用倾转旋翼机的工程化研制具有重要的参考价值。     

V-22通过使用试验与评估

经过二十几年的研发历程,美国海军的使用试验与评估部队最近确认V-22“鱼鹰”倾转旋翼机达到了作战效能和作战适用性要求,海军陆战队也认为该项目基本上接近了可以大批量生产的阶段。美国国防采办委员会很快将对该倾转旋翼机进行评审,如果进展顺利,预计首批12架V-22将在2007年投入使用。     

瞄准未来,需要“勇气”——贝尔第三代倾转旋翼机V-280“勇气”前瞻

<正>2013年10月21日,在美国陆军协会年会上展出了一个全尺寸实体模型,它拥有类似UH-60"黑鹰"直升机的机体和类似V-22"鱼鹰"的倾转旋翼。这就是贝尔直升机公司和洛克希德·马丁公司联合为美国陆军"未来垂直起降飞机"(FVL)计划开发的概念产品V-280"勇气"倾转旋翼机。贝尔直升机公司将其称为第三代倾转旋翼飞机,期望它能够重铸V-22"鱼鹰"的辉煌。     

第一架真正的倾转旋翼机卓越1-G

倾转旋翼机现在越来越受到人们的关注,贝尔/波音公司的MV-22“鱼鹰”现在已被批准全速生产,贝尔公司的无人驾驶“鹰眼”已开始为美海岸警卫队进行研制飞行,贝尔/阿古斯塔公司的BA609恢复了取得民用航空合格证的飞行试验。取得这些成功的贝尔直升机公司的倾转旋翼机历史有详尽的记录,这包括为NASA研究的非常成功的XV-15和为美陆军和空军试制的先驱者XV-3。但是,有些早期鲜为人知的飞机为倾转旋翼机技术的发展作出了重要的贡献。这些飞机是由名为卓越飞机公司(TranscendentalAircraftCorporation)的小公司设计和制造的。这家公司的工程…     

特种作战用倾转旋翼机CV—22

V—22“鱼鹰”基本上是一种海军陆战队用的飞机,它的尺寸大小适于美国海军陆战队突击舰船搭载和装运一个加强步兵班。但是,这种快速、远航程倾转旋翼机对于美国空军特种作战司令部来说具有很大的潜力。美国空军特种作战司令部(AFSOC)将在2003年得到第一架生产型CV—22B“鱼鹰”开始更换40架MH—53J直升机。现在计划要求2004年在佛罗里达州赫尔伯特机场成立第一支拥有8架VC—22的专门部队。在“鱼鹰”机加入AFSOC之前,贝尔—波音倾转旋翼机研制小组必须把适于特种作战的任务设备组件综合到飞机中去。     

2012,鱼鹰飞临东北亚

6月9日,美国政府宣布将于2012年开始在冲绳美军普天间机场部署V-22“鱼鹰”倾转旋翼机.美国国防部发言人莫雷尔在记者会上就V-22“鱼鹰”称:“美国计划在日本的美军基地部署,已经将此事告知日本政府.”这是美国政府首次公开谈及“鱼鹰”在日部署计划.初经战阵的鱼鹰美国计划2012年开始在驻日美军普天间基地部署24个“鱼...     

新机纵横

贝尔-波音公司推出倾转四旋翼机JHL方案9月15日,贝尔-波音公司从美国陆军获得345万美元的合同,将为“联合重型升力”旋翼机(JH L)项目完成其倾转四旋翼机(Q T R)的方案设计和分析。在JH L项目中,贝尔-波音公司将面对西科斯基公司等对手的竞争。目前贝尔-波音公司正在完成Q TR的风洞试验和其他开发工作。Q T R有两副机翼,每个机翼翼端安装一台涡轴发动机及其桨叶,除此之外,Q TR很像双发的V-22“鱼鹰”。贝尔-波音公司称Q TR是V-22倾转旋翼技术的一个发展性应用。Q TR的优势包括高速度、大航程、更大的载荷以及更好的高空性能。根…     

舰载倾转旋翼机着舰域耦合流场数值模拟研究

倾转旋翼机是当前旋翼飞行器研究的热点,但有关舰载倾转旋翼机着舰域耦合流场的研究还很少。以两栖攻击舰(LHA)和V-22"鱼鹰"倾转旋翼机为研究对象,基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和SST k-ω湍流模型对舰载倾转旋翼机着舰域耦合流场进行数值模拟研究,并探讨了不同着舰高度时机/舰耦合流场的相互作用。结果表明:倾转旋翼尾流会与舰船脱落涡、甲板舷涡以及舰岛艉涡发生较强的"涡-涡干扰"现象,加大了耦合流场的湍流强度;舰船流场的低频非稳态特征会导致旋翼桨盘气动载荷发生显著的波动,不利于飞行操纵;垂直降落过程中,舰船甲板会形成"前低后高"的压力分布特征,倾转旋翼RMS气动载荷值也会明显增加,降低了着舰安全性,且右旋翼RMS气动载荷值比左旋翼平均大一倍以上,这也表明右旋翼面临着更加严峻的气动环境。     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。     

Research on Auto-detection for Remainder Particles of Aerospace Relay Based on Wavelet Analysis

Aerospace relay is one kind of electronic components which is used widely in national defense system and aerospace system. The existence of remainder particles induces the reliability declining, which has become a severe problem in the development of aerospace relay. Traditional particle impact noise detection (PIND) method for remainder detection is ineffective for small particles, due to its low precision and involvement of subjective factors. An auto-detection method for PIND output signals is proposed in this paper, which is based on direct wavelet de-noising (DWD), cross-correlation analysis (CCA) and homo-filtering (HF), the method enhances the affectiv-ity of PIND test about the small particles. In the end, some practical PIND output signals are analysed, and the validity of this new method is proved.