本文關(guān)鍵詞：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(xué)分析模型,分析小翼受控后的旋翼氣動彈性響應(yīng)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(yīng)都明顯增加,且響應(yīng)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(yīng)變化不明顯,震蕩扭轉(zhuǎn)響應(yīng)的幅值明顯增大。對于兩個計算狀態(tài),揮舞響應(yīng)與扭轉(zhuǎn)響應(yīng)收斂速度均比擺振響應(yīng)快。
【作者單位】： 南京航空航天大學(xué)直升機旋翼動力學(xué)國防科技重點實驗室;江蘇科技大學(xué)船舶與海洋工程學(xué)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(fù)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(wù)時的抗偵查能力十分重要,也是直升機設(shè)計時需要考

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本文編號：1260128