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171.
172.
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
173.
直升机尾传动系扭转振动的分析 总被引:2,自引:0,他引:2
在简化直升机尾传动系结构的基础上,根据轴段的扭转动力学方程,用分离变量法获得轴段的扭转主振型。再根据轴段、支点的扭转动力学方程和边界条件,用振型叠加原理求得尾传动系扭转振动的精确解,并进行了扭转振动分析。提出直升机的尾传动系是多个轴段和圆盘的串联系统。给出了尾传动系扭转频响函数的变化幅值的测试方法。 相似文献
174.
为研究高超声速可变形双翼在不同迎角和不同马赫数条件下的气动特性,并针对在给定的迎角和马赫数条件下可变形双翼的舵面偏转角选取困难的问题,通过结合二分法、遗传算法和高斯牛顿算法对处于不同迎角和不同马赫数条件下的可变形双翼的舵面偏转角进行了选取确定,分析了可变形双翼的气动特性和舵面偏转角对其气动特性产生影响的机理。研究表明:当来流马赫数为5,迎角从1°~8°变化时,可变形双翼的升阻比明显大于Busemann双翼的升阻比,最大可达4.2倍;当迎角为3°,来流马赫数从0.5~5变化时,可变形双翼的升阻比最大可达Busemann双翼升阻比的3.4倍。结果表明可变形双翼在大迎角和大速度范围内均能保持高升阻比,在高超声速飞行中将具有更好的应用价值和前景。 相似文献
175.
基于多层模结构的瞬态热传导过程的有限差分解法,开发了用于模拟相变光盘静态信息记录过程的计算机程序HSS,并用它计算了相变光盘静态信息记录过程的温度场分布。 相似文献
176.
丁磊 《中国民航学院学报》2007,25(1):36-41
对比分析了波音大型飞机B767和小型飞机B737马赫配平系统的工作原理,系统阐述了B737飞机马赫配平系统巧妙的设计构造、航线维护及波音MMEL(主最低设备放行清单)放行要求。 相似文献
177.
提出了利用周期对称性仅使用一个扇区进行失谐叶盘瞬态响应分析的方法,给出了其理论和算法实现过程。该算法的核心思想是将失谐部分移至运动方程的右端作为非线性激励,将失谐问题转化为谐调非线性问题,并采用迭代法或预测位形法进行非线性响应的求解,以单自由度(DOF)系统验证时域推进方法的有效性。最后使用简化失谐叶盘的有限元模型验证了该方法的有效性。结果表明:采用扇区模型可将自由度数从3888减少至324,而每一时间步仅需2~3次迭代即可收敛,扇区模型与整体模型计算结果吻合良好,最大幅值误差为0.14% 相似文献
178.
针对航空发动机涡轮盘低循环疲劳寿命受交变热应力影响的问题,对某型高压涡轮盘服役过程的温度场变化情况进行
了研究。根据某型发动机高压涡轮盘试车过程中实测的随时间变化的温度分布,采用有限元方法分析了轮盘温度变化对不同考
核部位应力水平的影响,对发动机工作状态下各考核部位的循环应力进行了计算。制定了试验方案,设计了试验装置,在旋转试
验器上进行了涡轮盘在高温状态下的低循环疲劳试验,按照安全寿命法确定了盘心和螺栓孔部位的安全寿命。结果表明:温度变
化对轮盘考核部位应力的影响明显,瞬态温度沿径向呈“V”型分布,导致螺栓孔部位应力水平比稳态温度分布下的提高了25.9%,
使其成为涡轮盘的限寿部位;轮盘失效模式为低循环疲劳破坏,裂纹起源于螺栓孔的6、12点钟方向,沿径向扩展导致轮盘失效。 相似文献
179.
本文较全面地讨论了M数控制中的压差传感器使用问题,提出了几种利用压差传感器检测M数控制变量的方法,研究了这些方法对总医误差的传递、判别限的设定以及对控制系统性能产生的影响,介绍了在西工大52风洞中使用压差传感器调节风洞第二喉道,控制M数所取得的结果。 相似文献
180.
USB闪盘的软硬件开发技术 总被引:2,自引:0,他引:2
郑初华 《南昌航空工业学院学报》2002,16(4):65-69
本文重点介绍了一种在USB接口下的闪盘(闪存编程器)的软硬件开发技术,对USB和闪存做了简单介绍,闪存在计算机、智能仪器、通信设备等中使用非常广泛,用于存放相对固定及便于升级的内容,闪盘因其存储容量大、体积小便于携带等优点,很快会代软驱软盘成为主要的移动存储器。USB作为一种新型的接口技术,以其简单易用、速度快、兼容性强等特点而倍受青睐。 相似文献