受控后緣小翼智能旋翼氣動彈性分析
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【摘要】:建立了一種考慮剛體小翼-彈性槳葉耦合的后緣小翼智能旋翼動力學分析模型,分析小翼受控后的旋翼氣動彈性響應及動載荷變化。通過與SA349/2直升機的飛行實測數(shù)據(jù)比較,證實模型的計算結(jié)果可靠,精度與CAMRAD II軟件相當。懸停狀態(tài)基準旋翼的后緣小翼受控后,槳尖的揮舞/擺振/扭轉(zhuǎn)響應都明顯增加,且響應幅值基本隨小翼的偏轉(zhuǎn)角線性增加。對0.197前進比的前飛狀態(tài),以針對槳轂載荷的優(yōu)化控制規(guī)律操縱后緣小翼偏轉(zhuǎn),揮舞與擺振響應變化不明顯,震蕩扭轉(zhuǎn)響應的幅值明顯增大。對于兩個計算狀態(tài),揮舞響應與扭轉(zhuǎn)響應收斂速度均比擺振響應快。
【作者單位】: 南京航空航天大學直升機旋翼動力學國防科技重點實驗室;江蘇科技大學船舶與海洋工程學院;
【分類號】:V275.1;V215.3
【正文快照】: 直升機的旋翼既是升力面,又是操縱面;由于其獨特的工作原理及復雜的氣動環(huán)境,振動與噪聲問題十分嚴重[1]。振動會直接影響飛行員與乘客的舒適性,同時對部件的疲勞、壽命等產(chǎn)生影響。噪聲對于直升機的社會認可度以及執(zhí)行軍事任務時的抗偵查能力十分重要,也是直升機設計時需要考
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,本文編號:1260128
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