共轴反转直升机传动系统构型现状

共轴刚性旋翼高速直升机由共轴反转的两幅旋翼实现悬停和爬升,由尾推进桨实现高速前飞,旋翼不需要倾转,相对倾转式旋翼机可靠性更高,具有较好的发展前景.共轴反转传动系统是共轴刚性旋翼高速直升机的关键传动部件.本文分析了共轴反转传动系统构型原理;针对共轴反转输出功能需求,将共轴反转传动系统分为以圆柱齿轮为基础、以锥齿轮为基础、...     

三坐标测量机检测同轴度误差分析

利用三坐标测量机检测同轴度时，往往由于测量方法不当，会出现较大的测量误差。本文提出几种三坐标测量机检测同轴度方法，来减小或避免同轴度测量误差。     

氢氧同轴式喷嘴燃烧性能试验研究

为了研究氢氧直流同轴式喷嘴的结构参数和工作参数对燃烧性能的影响,进行了热试验和分析,并拟合出了喷嘴缩进深度、速度比和动量比与燃烧效率的关系。研究表明：氧喷嘴缩进深度、氢氧喷射速度比和动量比等是影响氢氧同轴式喷嘴燃烧性能的主要因素,其中喷嘴缩进深度的影响最为显著。     

Numerical Simulation of Unsteady Flow Around Forward Flight Helicopter with Coaxial Rotors

Three-dimensional unsteady Euler equations are numerically solved to simulate the unsteady flows around forward flight helicopter with coaxial rotors based on unstructured dynamic overset grids. The performances of the two coaxial rotors both become worse because of the aerodynamic interaction between them, and the influence of the top rotor on the bottom rotor is greater than that of the bottom rotor on the top rotor. The downwash velocity at the bottom rotor plane is much larger than that at the top rotor plane, and the downwash velocity at the top rotor plane is a little larger than that at an individual rotor plane. The downwash velocity and thrust coefficient both become larger when the collective angle of blades is added. When the spacing between the two coaxial rotors increases, the thrust coefficient of the top rotor increases, but the total thrust coefficient reduces a little, because the decrease of the bottom rotor thrust coefficient is larger than the increase of the top rotor thrust coefficient.     

方形同轴线色散特性的研究

文章研究了一种横截面为方形结构的同轴线，采用有限差分原理^[1]分析方同轴线中TM波的两个最低模式的色散特性及横截面电磁场分布的问题，理论分析了该模式下的色散方程；利用Matlab编程得到方同轴线中TM波的两个最低模式的色散曲线，然后利用CST模拟了该结构的场分布^[2]和色散曲线；将CST仿真结果与理论数值模拟结果进行比较，二者的结果基本一致。     

液氧／甲烷气液喷注器试验研究

介绍了液氧／甲烷气液喷注器热试验情况,试验燃烧室压力7．1～7．4MPa,混合比3．5～3．9。研究了不同的喷嘴结构参数对燃烧性能和流量特性的影响。获得了燃烧效率、流量系数、振动、点火性能以及积炭特性等重要参数。     

基于DE算法的共轴直升机模型辨识及精度分析

由于共轴直升机特有的旋翼布局引发了上下旋翼间强烈的气动干扰,采用传统的理论分析和风洞试验的方法难以获得适用于共轴直升机控制系统的飞行动力学模型.为此,设计了飞行扫频试验,根据飞行试验数据得到了悬停状态下包含共轴直升机飞行动力学模型耦合特性的非参数频率响应,运用仿生智能计算方法中的微分进化(DE,Differential Evolution)算法拟合频率响应建立了悬停状态下的共轴直升机状态空间模型.利用Cramer-Rao边界和不灵敏度的相关理论进行分析计算,说明辨识得到的参数具有较高的精度和可信度.通过比较辨识模型的输出和实际飞行数据的结果,说明辨识得到的模型能充分反映共轴直升机的飞行动力学特性,可用于飞行品质评估和飞控系统设计.     

大功率同轴谐振器连接缝隙EML和PIM研究

在大功率工作环境中,射频电路经常发生电磁泄漏(ElectroMagneticLeak,EML)和无源互调(PassiveInter Modulation,PIM)等现象。而在同轴谐振器中,不稳定连接缝隙处成为增加电磁泄漏EML和PIM问题风险的隐患部位。文章通过对同轴谐振器等效电路建模和电磁场建模给出了缝隙位置与电磁场表面电流的关系,并分析了3种不同结构同轴谐振腔EML特性。结果表明通过微调连接缝隙,使其有效偏离同轴谐振器的电流波幅点位置,可以降低大功率同轴谐振器的连接泄漏,从而减小无源互调的风险。依据分析结果选取了3种同轴结构(单螺钉连接、法兰内连接、法兰外连接)中连接泄露最小的结构作为大功率器件的基本结构,小批量器件在大功率测试和试验中无EML和PIM现象。     

直流式喷嘴开口率声学抑制能力影响

根据喷嘴长度和入口边界条件,将液体火箭发动机气液同轴式喷嘴简化为4类:四分之一波长闭管、二分之一波长闭管、四分之一波长开管和二分之一波长开管。采用线性声学理论对喷嘴入口开口率的声学抑制影响进行了研究,得到了入口开口率声学影响规律。结果表明:在标准长度和最佳长度2种条件下,开口率对喷嘴抑制能力的影响差别很大。合理选择开口率和喷嘴长度能够有效提高喷嘴抑制能力。研究结果可为喷嘴长度和入口射流条件优化设计、燃烧室声学振荡抑制提供参考。     

共轴刚性旋翼直升机旋翼控制相位角问题分析

利用共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,以XH-59A共轴刚性旋翼直升机为研究对象,分析了旋翼控制相位角对纵向配平特性、需用功率以及上、下旋翼桨毂弯矩的影响。基于分析结果,提出了一种针对共轴刚性旋翼直升机的旋翼控制相位角的配置方法。该配置方法以降低直升机需用功率为目标,并保证上、下旋翼桨毂弯矩和配平特性满足要求。通过该方法能使XH-59A直升机在0~80 m/s的飞行速度范围内满足上、下旋翼最大桨毂弯矩和纵向操纵限幅的要求,并且能最多降低8%的直升机需用功率,为共轴刚性旋翼直升机的设计提供了参考依据。