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991.
直升机机动飞行旋翼的气动力模拟 总被引:5,自引:0,他引:5
探讨了预测机动飞行旋翼气动力的细节问题。在考察非均匀诱速分布、入流动力学和非定常翼型性能的基础上,建立了一种模拟非定常旋翼气动力的新方法。对某一特定机动科目,首先由逆解技术得到操纵输入和飞行姿态;然后综合应用涡流理论、动力入流理论和非定常翼型气动模型来数值模拟非定常的旋翼气动力。通过样例分析给出了紧急转弯和平飞跃升的计算结果。 相似文献
992.
针对旋翼干扰下的直升机尾桨气动噪声计算问题,将CFD方法与Farassat 1A(F1A)公式相结合,提出了一种适用于旋翼干扰下的尾桨气动噪声数值计算方法。首先,应用所提出的方法进行了噪声的算例验证,并与参考文献结果进行了对比;然后,着重针对悬停和前飞状态旋翼干扰下的尾桨噪声及气动特性进行了计算分析,并与孤立尾桨状态进行了对比。计算分析结果表明:悬停状态下,旋翼干扰下的尾桨气动噪声水平显著大于孤立尾桨;而在前飞状态,由于旋翼尾迹对尾桨桨盘平面产生更强的气动干扰,这一现象会更加明显;同时,在旋翼干扰作用下,尾桨噪声的主传播方向也会发生明显变化。 相似文献
993.
994.
本文介绍了我所研制直升机旋翼粘弹阻尼器的简要过程,并结合研制中的“板式”和“扭转”型粘弹阻尼器的设计,简要概述了这两种典型结构参数的确定过程及其试验结果。经过两种型号四种粘弹阻尼器的研制证明其工程设计方法可行有效,作为一种工程设计方法的应用具有较大的实用价值,对相关专业工程设计也有其借鉴作用。 相似文献
995.
996.
为降低旋翼低频面内谐波噪声,以电控旋翼(ECR)综合试验系统为平台,开发了相应的噪声测试与控制系统,并提出了电控旋翼噪声频域自适应主动控制方法。在此基础上,开展了悬停状态下的低频面内谐波噪声闭环主动控制试验。试验中,襟翼控制频率为10Hz以桨尖平面内传声器所测噪声作为闭环反馈,另两个位置处传声器所测噪声作为监测量,同时对桨毂位置处的振动水平进行监测。施加主动控制后,控制系统历时约5s达到稳态,收敛速度较快且收敛过程无明显超调;最大可降低桨盘平面传声器位置处的低频面内谐波噪声为9.4dB,桨毂位置处旋翼通过频率振动水平则略有增大。试验结果表明该噪声测试与控制系统可有效实现电控旋翼低频面内谐波噪声控制,同时也验证了频域自适应算法用于减小低频面内谐波噪声的可行性及有效性。 相似文献
997.
电控旋翼是于21世纪初提出的一种新概念旋翼系统。为探索其操纵规律,首先给出电控旋翼的理论计算模型。以此为基础,对SA349基准电控旋翼的稳态操纵响应进行了计算分析。得出结论:(1)襟翼操纵可有效改变桨叶桨距,时滞约为1/10旋转周期;(2)前飞状态下,襟翼总距操纵会产生周期变距效应;(3)襟翼周期变距操纵响应与传统旋翼类似。在原理性电控旋翼系统上,进行了悬停和前飞状态下襟翼的总距和周期变距操纵试验。通过对操纵响应试验结果的对比分析,证明了理论计算模型的正确性,同时也说明电控旋翼完全可用于旋翼操纵。 相似文献
998.
999.
1000.
首先基于Peters He广义动态尾迹理论,建立了电控旋翼动态尾迹入流模型,进一步结合电控旋翼襟翼操纵与桨叶变距之间的关系、桨叶挥舞运动方程和带襟翼翼型非定常气动力模型建立了适用于飞行力学分析的电控旋翼气动力模型.在此基础上,结合机身、尾桨、尾面的气动力模型,建立了完整的电控旋翼直升机飞行动力学分析模型.以Z-11直升机为基准改造为电控旋翼直升机作为算例,计算了前飞状态下电控旋翼直升机的诱导速度分布和桨盘迎角分布,对比了电控旋翼与常规旋翼的气动特性差异;在此基础上,进一步分析了电控旋翼直升机的配平特性随前飞速度的变化规律以及与常规直升机的差异. 相似文献