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901.
消除来源于旋翼和大气紊流的叶片谐振干扰是未来直升机设计中考虑的一个重要问题。本文应用鲁棒控制理论设计的有源隔振器,有效地抑制了叶片一次和二次谐振对机身的影响;同时它还消除了直升机在升、降加速度作用下所产生的旋翼相对机身的位移。 相似文献
902.
903.
本文使用基于可穿透数据面的Ffowcs Williams-Hawkings方程(FW-Hpds)的预测方法分析了跨声速直升机悬停旋翼气动噪声的指向性。通过求解三维非定常欧拉方程计算了近场噪声,通过延迟时积分方法和求解FW-Hpds方程计算远场噪声。预测了跨声速UH-1H悬停旋翼的高速脉冲噪声(HSI),然后计算了不同观测点处的声压级,并通过声压级在不同方向上的分布分析了HSI噪声的方向性。根据本文研究发现HSI噪声在桨盘平面上最大,在转轴方向上最小,和其它研究者的结论一致。 相似文献
904.
直升机尾桨机械性失效及试飞研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对直升机尾桨机械性失效类型进行了总结,分析对比了在不同失效状态下直升机的响应特点,并对保证飞行安全所应采取的措施进行了讨论。提出了一种用于检验直升机尾桨机械性失效时恢复配平能力及着陆能力的试飞方法,并通过工程试飞进行了验证。 相似文献
905.
旋翼桨叶气动外形设计 总被引:1,自引:0,他引:1
旋翼桨叶气动外形设计的目的主要是使旋翼的气动特性满足直升机的设计和使用要求,本文针对直升机旋翼桨叶气动外形设计中的有关问题,介绍了桨叶气动外形设计的设计方法,设计参数主要包括桨叶的弦长、扭转角、翼型选择和配置以及桨尖形状,并以某型直升机旋翼桨叶为例,介绍了旋翼桨叶气动外形的设计。 相似文献
906.
907.
本文建立了一套时域下前飞旋翼非定常气动载荷的计算方法.考虑人流的非均匀性,采用"Peters-He"广义动态尾迹人流模型;为计人气流压缩性、动态特性对气动载荷幅值和相位的影响,翼型剖面升力使用Leishman-Beddoes二维非定常模型计算.为分析旋翼非定常气动特性,建立模型方程的状态空间形式,并采用四阶Runge-Kutta法求解,以提高计算效率.以美国H-34直升机前飞状态为算例,并将计算结果与飞行测试数据进行比较,验证了计算方法的有效性,在此基础上,进一步分析了诱导速度、迎角、升力分布随前进比的变化,以及不同桨叶气动外形(桨尖尖削、负扭转)对旋翼气动特性的影响,得出了一些有意义的结论. 相似文献
908.
C.A.RDC的直升机气动力试验研究新进展 总被引:1,自引:0,他引:1
中国空气动力研究与发展中心(CARDC)自1990年建成12 m×16 m/8 m×6 m低速风洞直升机旋翼模型试验台以来,在8 m×6 m风洞进行了多种直升机旋翼模型试验;2001年,首次在12 m×16 m试验段进行了旋翼及旋翼/机身组合模型试验,为新型直升机的研制做出了贡献.2003年以来,通过开展某工程配套技术改造项目,建成了2 m旋翼模型试验台、尾桨及旋翼/机身组合模型试验台;配套研制了高性能的数据采集和监视报警系统;配备了频闪仪、动态信号记录仪等专用设备,大大提高了CARDC的直升机气动力试验能力."十五"期间,还开展了直升机试验技术和试验数据精准度研究、直升机试验数据相关性研究,掌握了先进的旋翼前飞配平试验技术、悬停地面效应试验技术,初步建立了旋翼模型风洞试验数据的洞壁干扰修正方法、悬停试验数据的Re数影响修正方法,进一步提高了CARDC的直升机风洞试验技术水平.目前,CARDC具备了系统研究直升机模型气动力的试验能力,可以为新型直升机的研究和发展提供技术支持. 相似文献
909.
910.
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