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391.
旋翼转速优化直升机的纵向操纵性与稳定性分析 总被引:1,自引:1,他引:1
针对不同旋翼转速、桨叶弹簧刚度、平尾面积对旋翼转速优化(OSR)直升机操纵性、稳定性的影响,建立了飞行动力学模型,该模型以自由尾迹计算旋翼入流,考虑了旋翼尾迹对其他气动部件的干扰,最后利用差分法计算直升机的气动导数及操纵导数矩阵.结果表明:旋翼转速的减小,降低了直升机的操纵性,增加了旋翼的迎角稳定性,但增加桨叶根部弹簧刚度则会提高直升机操纵性,同时也会使得稳定性下降;而旋翼转速优化直升机的无平尾设计虽然降低了直升机的纵向稳定性,使得样例直升机处于飞行品质规范ADS-33E中的第3级水平,由此带来的不稳定模态的振荡发散周期较长,并且取消平尾后提高了直升机的操纵性,通过飞行控制系统完全可以抑制,因此无平尾设计方案对旋翼转速优化直升机而言仍然是可接受的. 相似文献
392.
变转速旋翼直升机性能及配平研究 总被引:11,自引:0,他引:11
为研究变转速旋翼直升机性能及配平特性,本文以旋翼动力学综合模型为基础,研究了样例变转速旋翼直升机旋翼需用功率随旋翼转速、前飞速度、起飞质量和飞行高度的变化,以及旋翼总距、纵横向周期变距和桨轴纵横向倾斜角随旋翼转速和前飞速度的变化关系。研究结果表明,降低旋翼转速可明显降低旋翼需用功率,有利于提高直升机航时、航程和升限等性能指标。旋翼转速变化对直升机配平影响明显,配平限制了旋翼工作于过低的转速,另一方面,旋翼转速过低反而有可能增加旋翼的需用功率。旋翼总距和纵横向周期变距随旋翼转速的降低而加大,旋翼桨轴的纵向倾斜角随转速变化不大,横向倾斜角随旋翼转速的降低而减小。 相似文献
393.
扭曲尾翼飞行器滚转特性 总被引:2,自引:0,他引:2
为满足飞行器速度与转速匹配的要求,提出一种对斜置平板尾翼改进得到的扭曲尾翼.根据扭曲尾翼为飞行器提供滚转力矩的特性,在斜置平板尾翼模型的基础上,引入扭曲率与平均攻角来表示扭曲尾翼的几何特征,基于修正型的叶素理论建立四自由度刚体方程描述飞行器运动规律,并与数值仿真方法求解的平衡转速进行对比.计算结果表明:增大扭曲尾翼平均攻角、增加扭曲尾翼的扭曲率、减小翼展长度均能提高飞行器的转速,增加扭曲尾翼的根梢比对飞行器的平衡转速提升不大;在扭曲尾翼平均攻角不变的条件下,飞行器的平衡转速与扭曲率成线性关系. 相似文献
394.
395.
采用机载测量的压气机出口静压和转子转速等参数,建立了基于一阶和二阶变化率的喘振检测方法。经核心机和整机数十次喘振试验验证,结果表明:当超出所定义的判喘阈值时,压气机出口静压一阶变化率检测到发生失速或喘振,二阶变化率和再次出现的静压或转速一阶变化率超限对发生可能性进行确认。试验证明,该方法响应时间短,检测时间低于半个喘振周期。实时检测率达到100%,虚警率低至0,尚未发现误检和漏检。 相似文献
396.
397.
398.
涡轴发动机作为直升机等旋翼飞行器动力系统的主要部件,一旦发动机关键参数超限,一般采用降低燃油量及功率的方法进行限制,会暂时降低动力涡轮转速,使其低于正常额定状态约4%~6%。若未及时脱离超限状态,可导致动力涡轮转速继续降低,威胁飞行安全。为解决上述问题,基于对某型直升机从现象到数据的试飞分析,提出一种控制方法,通过设计总距控制律,在发参超限状态下实现动力系统边界保护控制,若未及时脱离超限状态,则自动改出,恢复动力系统正常控制,大幅增强了直升机动力系统控制的鲁棒性及飞行的安全性。通过动力系统建模,并对控制律进行仿真,验证了所提方法的正确性。 相似文献
399.
本文介绍了8米×6米风洞直升机旋翼机身组合模型试验台的动态特性测试,给出了试验台在不同工况下的固有频率及振型。并在试验的基础上,进行了试验台安装 BO-105旋翼模型时的地面共振问题的分析计算,确定了旋翼临界稳定转速。同时,初步分析了有关参数对试验台动态特性的影响。 相似文献
400.