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121.
采用直接力控制可弥补常规飞机在轨迹操纵方面的不足,并产生某些新的运动模式 对飞机直接升力控制可的三种基本运动模式进行讨论,从中归纳出直接升力控制 设计就是输出解控制系统的设计问题。并以单纯直接升力控制方式为例,用逆乃奎斯特列方法设计了某飞机的直接升力系统,仿真结果表明INA方法是解决多变量解耦问题的有效方法。 相似文献
122.
123.
共轴刚性旋翼高速直升机是下一代直升机发展的重点构型之一,风洞试验是突破其中关键空气动力学技术、推动该构型直升机从原理验证走向型号研制所依赖的重要手段.文中对国内外共轴刚性旋翼试验设施及相关风洞试验进行了介绍,综述了共轴刚性旋翼升力偏置、流场显示与测量、桨毂减阻、推进螺旋桨和机身气动特性等技术领域的试验研究概况及主要成果... 相似文献
124.
125.
126.
涵道风扇升力系统的升阻特性试验研究 总被引:13,自引:1,他引:13
近几年出现了许多构形新颖的垂直起降无人飞行器 ,都以涵道风扇作为升力系统。为了研究涵道风扇系统的气动特性 ,尤其是在复杂流场中涵道本身的升阻特性 ,在 3 .4m× 2 .4m开口风洞中对涵道风扇进行了吹风试验。试验模型由直径 1 .5 0 m的可变距风扇系统和外径 1 .8m的圆筒状涵道组成。试验状态变量包括涵道高度、吹风速度、涵道前倾角和风扇桨距。试验结果表明 :涵道在前飞状态比悬停状态产生更大的升力 ,但这一优势却被涵道的较大阻力所排斥 ,因而涵道风扇如果用作升力系统 ,仅适用于强调悬停和低速飞行的飞行器。 相似文献
127.
在近距耦合鸭式布局的机理研究中,主翼涡和鸭翼涡的干扰方式一直是研究的关键。通过激光片光实验观察了低雷诺数时上翼面主翼涡和鸭翼涡的相互位置,进而分析了在低雷诺数时主翼涡和鸭翼涡的干扰方式。研究表明,鸭翼涡和主翼涡的干扰行为包括卷绕和诱导(影响相互位置或下洗),但不同强度的鸭翼涡和主翼涡的干扰结果不同。通过初步分析,提出了一个统一的涡系干扰模型。 相似文献
128.
基于基因算法与博奕论的翼型跨音速Euler方程气动优化 总被引:3,自引:0,他引:3
将基因算法与博奕论中的 Nash平衡相结合 ,构建了多目标基因优化算法—— Nash基因算法 (NashGAs) ,并对初始翼型为 NACA0 0 1 2二维翼型进行给定跨音速流动下的形状增升优化。计算中应用 Bézier曲线对翼型形状进行参数化 ,避免了非流线型的不合理形状产生 ;采用有限元非结构网格 AUSM+通量分裂格式Euler方程数值解进行个体适应度值评估 ;应用动态网格技术调整计算网络 ,节约了 CPU机时 ;最后给出了优化结果 相似文献
129.
近年来高速直升机的方案日新月异、屈出不穷。但无论是哪一种方案都要解决导致直升机不能飞得更快的根本原因--气流分布的不对称性所造成的气流分离及激波问题。目前大多数高速方案都采用升力转移来解决这一问题,即从直升机模式由旋翼承担升力过渡到固定翼飞机模式由机翼承担升图示 。本文利用自转状态在相同临界迎角下可以承担更多升力的特点,提出将自转引入升力转移的过程中,并建立了速度与桨盘迎角的关系,研究了从正常直升机模态进入自转状态时的进入速度与桨盘迎角。通过算例说明将自转状态作为升力转移的过渡状态,可以达到减小机翼面积,从而降低机体重量,减小阻力的目的,并证明自转状态应用于升力转移过程中是实际可行的良好方案。 相似文献
130.
高速直升机方案中升力转移过程的设计和试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在众多高速直升机方案中,最有发展前途的就是旋翼/机翼转换式高速直升机。目前大多数转换式高速方案都采用升力转移来解决导致直升机不能飞得更快的根本原因——旋翼相对气流分布的不对称性所造成的气流分离及激波问题,即从直升机模式由旋翼承担升力过渡列固定翼飞机模式由机翼承担升力。而升力转移过程中,升力、功率和操纵的平滑过渡则是此方案的关键。本文根据某高速直升机方案设计了其升力转移过程,并用试验对升力转移过程进行了验证。 相似文献