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992.
直升机机身阻力是飞行阻力的主要来源之一,通过对机身外形的优化设计,能够实现直升机的高效低阻飞行.首先,把机身划分为头部、中段和尾梁三段,对其外形轮廓线进行CST参数化表示;其次,采用拉丁超立方法选取试验设计样本点,计算各样本点的阻力系数,构造Kriging代理模型,估计模型预测的精度;最后,选用序列二次规划算法对其进行优化,并对优化后的机身模型进行了风洞试验.通过计算分析可知:所建立的Kriing代理模型能够精确预测阻力系数值,优化后得到了机身的设计参数;机身阻力系数减小了15.3%,理论值与试验值吻合良好. 相似文献
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为得到直升机机载蒸发循环制冷系统性能动态变化过程,校核是否满足设计要求,文章以国内某直升机为例,基于AMESim仿真平台搭建了制冷系统及座舱的热模型,并通过试验验证了系统的可靠性。在地面初始温度分别为30℃、35℃、40℃、45℃、50℃时,计算得到地面与飞行两种状态下,舱内空气的温、湿度,以及系统制冷量及性能系数随时间的动态变化关系。结果表明:地面状态时,制冷系统在开机20 min后性能达到稳定,且座舱最终温、湿度分别为27℃、60%,满足舒适性指标;在飞行状态下,系统系能受飞行高度影响较大,且海拔越高,系统性能系数越大。建立的仿真模型可以很好地预测在任务剖面下,直升机制冷系统动态变化,为系统的校核及优化提供借鉴。 相似文献
995.
针对航母中程反潜区声呐舰对潜警戒能力评估问题,在分析航母中程反潜区警戒兵力反潜作战目的和要求的基础上,结合航母编队航渡过程中声呐舰的反潜作战过程及其战术行动方法,构建了航母中程反潜区声呐舰对潜警戒能力计算模型,并通过仿真计算,得出了典型条件下航母中程反潜区声呐舰的对潜警戒扇面角。所得结论可为航母中程反潜区声呐舰的配置和作战使用提供理论依据与参考。 相似文献
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997.
998.
直升机飞行动力学数学模型是飞行控制系统设计的基础,也是直升机飞行品质设计和评估的主要手段。直升机是一个多体系统,在直升机飞行动力学建模过程中,必须考虑旋翼、机体与升力面等的运动耦合、惯性耦合、结构耦合和气动耦合以及非定常、非线性特性,给出各个运动部件的物理模型及其数学表达形式,是对不同假设、子模型进行分析和综合的一个复杂的过程。鉴于此,简要回顾了单旋翼带尾桨直升机飞行动力学数学模型的研究现状,着重描述了直升机飞行动力学数学建模中的旋翼气动力建模、直升机气动干扰建模、旋翼/发动机建模以及直升机飞行动力学模型的集成与综合的研究现状与研究进展。最后,针对直升机飞行动力学的数学建模提出了今后的研究重点。 相似文献
999.
1000.
铰接式旋翼舰面瞬态气弹响应及参数研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究舰面铰接式旋翼桨叶桨尖与机体相碰的原因及参数影响,本文采用中等变形梁模型处理桨叶弹性变形,用有限转角模拟桨叶绕铰刚性运动和非线性准定常气动模型处理气动力。通过与国外计算及试验数据的相关性分析,验证了本文建模及计算方法的正确性。参数分析表明:1)挥舞限动块脱开前,桨叶弹性变形提供的桨尖挥舞位移占主要部分,脱开后,桨叶刚性运动提供的桨尖挥舞位移占主要部分;2)舰面流场采用梯形流时,计算的桨尖挥舞位移最大;3)挥舞限动角大小及离心式限动块释放时间对桨尖最大挥舞位移影响不明显;4)直接增加桨叶挥舞刚度可显著地减小桨尖向下最大挥舞位移;5)随总距增加,桨尖挥舞挠度减小不明显,这是通过增加总距来减小桨叶挥舞位移不可行的另一原因。 相似文献