基于合成双射流的三段襟翼上下表面增升控制

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作者 彭文强 张鉴源 +1 位作者 龚建宇 罗振兵 《海军航空大学学报》 2025年第2期241-251,共11页

针对目前应用于舰载机、运输机和大型民用飞机的三段翼高升力系统的升力瓶颈,提出了一种基于合成双射流的三段翼襟翼增升流动控制方法。根据襟翼上下表面不同位置气动特性差异,提出了上表面切向吹气和下表面垂直吹气两种增升方案。上表... 针对目前应用于舰载机、运输机和大型民用飞机的三段翼高升力系统的升力瓶颈,提出了一种基于合成双射流的三段翼襟翼增升流动控制方法。根据襟翼上下表面不同位置气动特性差异,提出了上表面切向吹气和下表面垂直吹气两种增升方案。上表面增升控制效果显著优于下表面。合成双射流周期吹吸在上表面形成了“接力效果”,牵引分离区外的高速自由来流重新附壁,增大了上表面流体的运动速度,扩大了翼型压力系数包络面积。 展开更多

关键词 襟翼增升 流动分离 合成双射流 主动流动控制

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翼吊发动机短舱对三维增升装置的影响及改善措施研究 被引量：14

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作者 邱亚松 白俊强 +4 位作者 黄琳 朱军 陈迎春 李亚林 周涛 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第1期7-13,共7页

运用数值模拟方法,结合风洞试验数据,研究了翼吊发动机短舱对于增升装置气动性能的影响以及在发动机短舱的不同位置安装涡流片进行流动控制的效果。结果表明:翼吊发动机短舱挂架与机翼前缘结合处的缝翼缺口及大迎角时绕过短舱的分离气... 运用数值模拟方法,结合风洞试验数据,研究了翼吊发动机短舱对于增升装置气动性能的影响以及在发动机短舱的不同位置安装涡流片进行流动控制的效果。结果表明:翼吊发动机短舱挂架与机翼前缘结合处的缝翼缺口及大迎角时绕过短舱的分离气流会对三维增升装置造成不利影响,其主要表现为在主翼上方形成一个很大范围的低速流动区。在发动机短舱适当位置安装涡流片能明显改善增升装置的气动性能。主要机理在于:涡流片在大迎角时产生的强漩涡能向低速区内注入能量,搅动该区域的流动,从而减小低速流动区的范围。但是涡流片的位置必须进行优化,在不适当的位置安装涡流片会进一步恶化增升装置的气动性能。 展开更多

关键词 翼吊短舱 三维增升装置 短舱涡流片 流动控制 低速流动区

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复杂几何细节对增升装置气动性能影响研究 被引量：13

3

作者 邱亚松 白俊强 +1 位作者 李亚林 周涛 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第3期421-429,共9页

采用数值模拟的方法研究了主翼翼根几何形状、翼吊发动机短舱、缝翼滑轨及襟翼滑轨舱等几何细节对增升装置气动性能的影响。研究结果表明:切割前缘缝翼时,将大部分翼根整流包留在主翼上会在大迎角下产生低能量的分离涡,造成增升装置气... 采用数值模拟的方法研究了主翼翼根几何形状、翼吊发动机短舱、缝翼滑轨及襟翼滑轨舱等几何细节对增升装置气动性能的影响。研究结果表明:切割前缘缝翼时,将大部分翼根整流包留在主翼上会在大迎角下产生低能量的分离涡,造成增升装置气动性能显著恶化,而将大部分翼根整流包切割到前缘缝翼上,能破坏低能量分离涡的产生;大迎角下,短舱上表面、挂架表面及缝翼与挂架之间的间隙产生的分离气流会直接流到主翼上表面,形成大范围的死水区,因此,大尺寸的翼吊发动机短舱会造成增升装置失速迎角及最大升力系数的大幅减小,但安装在短舱适当位置、适当形状的涡流片产生的强漩涡能消除大部分的死水区,挽回部分气动性能损失;缝翼滑轨产生的低能量尾迹会混入主翼附面层,使其能量降低造成升力系数减小,极端情况下缝翼滑轨会直接诱发大范围的流动分离,造成增升装置气动性能的显著恶化;襟翼滑轨舱因其较大的几何尺寸会减小襟翼缝道的面积使得襟翼缝道射流加速,有利于吹走襟翼表面的物面分离。 展开更多

关键词 增升装置 气动布局 翼根楔台 缝翼犄角 翼吊短舱 缝翼滑轨 襟翼滑轨舱

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大型民用运输机短舱涡流片增升效率以及参数影响研究 被引量：5

4

作者 白俊强 刘南 +3 位作者 邱亚松 陈迎春 李亚林 周涛 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第4期522-529,共8页

采用经风洞试验验证的CFD计算方法和网格生成策略,以某型大型民用运输机基本三段增升装置着陆构型为对象,研究短舱涡流片及其参数对增升装置效率的影响。研究表明:短舱涡流片的流动机理与大后掠三角翼类似,其所诱导漩涡流动的强度、上... 采用经风洞试验验证的CFD计算方法和网格生成策略,以某型大型民用运输机基本三段增升装置着陆构型为对象,研究短舱涡流片及其参数对增升装置效率的影响。研究表明:短舱涡流片的流动机理与大后掠三角翼类似,其所诱导漩涡流动的强度、上下位置以及展向位置是影响增升效率的3个关键因素。空间涡下移、向机翼外侧移动或增加其强度均可以提高增升装置的效率。其中涡流片下偏会使空间涡下移且向机翼内侧移动,但是对机翼上方空间涡强度的影响并不是单调的;涡流片后移可以增强机翼上方空间涡强度并使其下移,但是也会造成空间涡向机翼内侧移动;增加涡流片的安装角或者倾角可以增强机翼上方空间涡强度并使其向机翼外侧移动,但是会造成空间涡上移;增加涡流片的后掠角(即减小其前缘附近的面积)使空间涡下移并向机翼外侧移动,但是会造成空间涡强度减弱。所以这些参数(上下位置、前后位置、安装角等)对全机升力系数的影响都不是单调的,需要大量的流场分析方能找到较优的参数组合。同时短舱涡流片还会受到巡航状态、发动机反推和结构等方面的约束,设计过程中需要综合考虑各种影响因素。 展开更多

关键词 计算流体力学 运输类飞机 流场 漩涡流动 增升装置 短舱涡流片 设计准则

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螺桨滑流对全机绕流干扰的数值计算 被引量：4

5

作者 鄂秦 杨国伟 +2 位作者 李凤蔚 何植岱 傅大卫 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1996年第4期439-442,共4页

数值计算采用面元法。在桨叶及全机面元的控制点上强加 Neumann条件以实现滑流与全机流场的相互耦合。计算中考虑了三维螺桨滑流的收缩及其对流场的影响。最后对运七全机气动力作了计算。结果表明 ,滑流对全机放襟翼状态升力特性有明显... 数值计算采用面元法。在桨叶及全机面元的控制点上强加 Neumann条件以实现滑流与全机流场的相互耦合。计算中考虑了三维螺桨滑流的收缩及其对流场的影响。最后对运七全机气动力作了计算。结果表明 ,滑流对全机放襟翼状态升力特性有明显影响 ,使全机力矩特性产生较大变化。计算结果与实验值吻合良好。 展开更多

关键词 螺旋桨滑流 气动力干扰 面元法 飞机气动性能

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空中受油管尾流特性研究 被引量：12

6

作者 罗乖林 王宇 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2002年第3期367-372,共6页

空中加油能力几乎已成为现代战斗机必备的标志之一 ,本文是针对某机加装固定式受油装置后座舱内出现的飞行员难以忍受的噪声开展攻关研究的成果 ,研究对象为固定式受油装置的关键部件———受油管。文中就圆形和两种流线型剖面的受油管... 空中加油能力几乎已成为现代战斗机必备的标志之一 ,本文是针对某机加装固定式受油装置后座舱内出现的飞行员难以忍受的噪声开展攻关研究的成果 ,研究对象为固定式受油装置的关键部件———受油管。文中就圆形和两种流线型剖面的受油管尾流特性开展了理论。 展开更多

关键词 空中受油管 座舱噪声 流场湍动能 脉动压力测试 噪声空测 战斗机 空中加油能力 尾流特征

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飞机机头气动补偿空速管的设计 被引量：13

7

作者 郑刘 陈志敏 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第7期1189-1194,共6页

针对某飞机需要在机头配置空速管的设计要求,提出了采用机头气动补偿空速管的设计方法并给出了设计思路。通过数值计算得到了该飞机的机头位置误差,由此给出了一种气动补偿空速管外形;对给出的空速管的气动补偿特性进行了计算,并通过风... 针对某飞机需要在机头配置空速管的设计要求,提出了采用机头气动补偿空速管的设计方法并给出了设计思路。通过数值计算得到了该飞机的机头位置误差,由此给出了一种气动补偿空速管外形;对给出的空速管的气动补偿特性进行了计算,并通过风洞试验对比验证了模型和数值计算方法的正确性,得到了该空速管的补偿曲线和补偿区的最佳静压开孔位置;在此基础上,对补偿空速管与飞机机头的匹配性进行分析,确定了空速管的结构长度。最后对补偿空速管与飞机机头进行一体化计算,结果显示补偿效果良好。研究结果表明,该设计思路和方法具有可行性,设计结果可以满足设计指标要求。该方法可为机头气动补偿空速管的设计提供参考。 展开更多

关键词 空速管 气动补偿 位置误差 匹配性 数值计算

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自动空中加油阶段加油机尾涡流场建模与仿真 被引量：21

8

作者 李大伟 王宏伦 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第7期776-780,797,共6页

针对自动空中加油技术对于加油机尾涡精确建模的需要,通过分析大型加油机机翼尾涡形成机理和运动规律,运用改进的马蹄涡理论方法建立了较精确的考虑尾涡衰减和扩散特性的尾涡空间流场计算模型,之后将此流场模型在受油机质心处线性化,并... 针对自动空中加油技术对于加油机尾涡精确建模的需要,通过分析大型加油机机翼尾涡形成机理和运动规律,运用改进的马蹄涡理论方法建立了较精确的考虑尾涡衰减和扩散特性的尾涡空间流场计算模型,之后将此流场模型在受油机质心处线性化,并采用平均化的方法计算得到受油机受到的平均风分量和风梯度值,在分析受油机受扰运动中利用气动等效的方法将尾涡对受油机的影响模型加入到受油机非线性全量方程中.在此基础上利用Matlab/Simulink搭建仿真平台对空中加油阶段受油机扰动运动进行了仿真验证.仿真结果表明,所建立的尾涡模型能够反映受油机受扰后的动态特性,与有人机飞行员的飞行经验相符,该模型还可用于大型飞机起飞飞行安全和近距编队飞行的扰动分析. 展开更多

关键词 自动空中加油 尾涡 仿真

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连接机构对增升装置气动性能影响研究 被引量：2

9

作者 白俊强 邱亚松 +2 位作者 陈迎春 李亚林 周涛 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第6期798-804,共7页

运用数值模拟方法,研究了缝翼滑轨、襟翼滑轨舱等连接机构对于增升装置气动性能的影响及其流动机理。结果表明:连接机构会使增升装置线性段升力系数略微减小,同时会显著减小失速迎角及最大升力系数。流动机理分析表明:缝翼滑轨会拖出较... 运用数值模拟方法,研究了缝翼滑轨、襟翼滑轨舱等连接机构对于增升装置气动性能的影响及其流动机理。结果表明:连接机构会使增升装置线性段升力系数略微减小,同时会显著减小失速迎角及最大升力系数。流动机理分析表明:缝翼滑轨会拖出较强尾迹流,这些尾迹流混入主翼上表面附面层后会使增升装置升力系数减小,在大迎角下,缝翼滑轨会直接诱发大范围的流动分离。襟翼滑轨舱会减小襟翼缝道的面积,使襟翼缝道射流加速而有利于吹走襟翼表面的物面分离。 展开更多

关键词 缝翼滑轨 襟翼滑轨舱 增升装置 尾迹流 缝道射流

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飞翼布局飞行器舵面缝隙对操纵效率的影响 被引量：4

10

作者 姚军锴 曹德一 何海波 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第6期850-854,共5页

采用数值模拟方法分析了飞翼布局飞行器舵面缝隙对各舵面操纵效率的影响。结果表明:舵面缝隙使得内侧、外侧升降副翼的操纵效率均有所降低,且舵面缝隙越大,操纵效率的降低量越多;有缝隙存在时开裂式方向舵的操纵效率比无缝隙高。内、外... 采用数值模拟方法分析了飞翼布局飞行器舵面缝隙对各舵面操纵效率的影响。结果表明:舵面缝隙使得内侧、外侧升降副翼的操纵效率均有所降低,且舵面缝隙越大,操纵效率的降低量越多;有缝隙存在时开裂式方向舵的操纵效率比无缝隙高。内、外侧升降副翼操纵效率降低的原因是下表面气流通过舵面缝隙流至上表面从而降低了上下表面压力差和阻滞了主流;开裂式方向舵大舵偏时操纵效率增加的机理在于有缝隙时下翼面高压气流通过缝隙注入上翼面回流区从而降低回流范围。 展开更多

关键词 飞翼布局 舵面缝隙 操纵效率 数值模拟 开裂式方向舵

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V形尾翼的气动特性研究 被引量：7

11

作者 孔繁美 邱栋 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第3期313-316,共4页

为了研究具有良好隐身特性的V形尾翼的气动设计准则 ,通过风洞实验 ,探讨了机翼不同上反角和副翼位置对V形尾翼的飞机全机气动特性的影响 .比较了两种V形尾翼与常规尾翼的纵、横向气动特性 .研究结果表明 ,机翼上反引起全机偏航力矩曲... 为了研究具有良好隐身特性的V形尾翼的气动设计准则 ,通过风洞实验 ,探讨了机翼不同上反角和副翼位置对V形尾翼的飞机全机气动特性的影响 .比较了两种V形尾翼与常规尾翼的纵、横向气动特性 .研究结果表明 ,机翼上反引起全机偏航力矩曲线呈非线性 ;靠近翼根的副翼偏转引起副翼偏航效率与其滚转效率同样量级 .因此 。 展开更多

关键词 V形尾翼 气动力试验 航向稳定性 军用飞机

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空气动力对飞机内藏式导弹分离轨迹影响的低速风洞试验研究 被引量：8

12

作者 王勋年 李军 刘晓晖 《流体力学实验与测量》 CSCD 1999年第2期38-43,共6页

在４ｍ×３ｍ低速风洞中研究了空气动力对战斗机内藏式导弹弹射分离轨迹的影响。采用简单网格法测量了导弹在干扰流场中的气动力，进行了分离轨迹估算，用捕获轨迹试验得到了分离轨迹，选定了最佳弹射力参数。试验结果表明，实验导... 在４ｍ×３ｍ低速风洞中研究了空气动力对战斗机内藏式导弹弹射分离轨迹的影响。采用简单网格法测量了导弹在干扰流场中的气动力，进行了分离轨迹估算，用捕获轨迹试验得到了分离轨迹，选定了最佳弹射力参数。试验结果表明，实验导弹安全分离必须采用弹射力，气动俯仰力矩是影响导弹姿态的重要因素，气动力对分离位置影响较小。 展开更多

关键词 飞机外挂物 外挂物分离 气动干扰 风洞试验

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弹舱对飞翼布局飞机气动特性影响及其控制 被引量：3

13

作者 冯强 张洋 崔晓春 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2013年第3期31-34,40,共5页

以高速风洞气动力测量为研究手段,开展了弹舱开启对飞翼布局飞机气动特性影响及其流动控制试验研究。试验结果表明,对于飞翼布局飞机,弹舱开启主要影响飞机阻力特性,巡航状态下,弹舱开启后使得全机阻力增加60%～110%,Ma=0.8时全机升阻... 以高速风洞气动力测量为研究手段,开展了弹舱开启对飞翼布局飞机气动特性影响及其流动控制试验研究。试验结果表明,对于飞翼布局飞机,弹舱开启主要影响飞机阻力特性,巡航状态下,弹舱开启后使得全机阻力增加60%～110%,Ma=0.8时全机升阻比降低34%。通过在弹舱前缘安装扰流片,对弹舱腔口剪切层施加流动控制,巡航状态下弹舱开启附加阻力最多降低20%,Ma=0.8时全机升阻比提高12.6%。 展开更多

关键词 飞翼布局 弹舱 流动控制 风洞试验 减阻

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锥形干扰中的起始分离研究 被引量：3

14

作者 邓学蓥 廖锦华 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1997年第1期87-93,共7页

对直立和后掠的尖缘舵、半锥及后掠压缩角等四类激波发生器引起的激波／边界层锥形干扰的起始分离现象和机理进行了实验研究。在实验中，自由流马赫数为：M∞＝1．79，2．04和2．50，相应的雷诺数几乎保持不变：Re≈2．4×107。研... 对直立和后掠的尖缘舵、半锥及后掠压缩角等四类激波发生器引起的激波／边界层锥形干扰的起始分离现象和机理进行了实验研究。在实验中，自由流马赫数为：M∞＝1．79，2．04和2．50，相应的雷诺数几乎保持不变：Re≈2．4×107。研究结果表明，这类锥形干扰诱导的三维分离流动是从二次流发展形成的。分离形成之前，这类二次流中亦存在“禁区”现象，但它和分离流的“禁区”现象在性质上和变化规律上是不同的。基于此，本文提出了判断锥形干扰起始分离的“拐折准则”。据此准则并结合锥形干扰的分离相关特性，本文给出了四类激波发生器在不同马赫数下的分离边界。 展开更多

关键词 激波 边界层 锥形干扰 起始分离 二次流 尖缘舵

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再入弹抛壳气动特性研究 被引量：4

15

作者 柳森 张鲁民 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第1期16-21,共6页

本文用有限差分方法求解再入母弹头与其所抛壳体之间的无粘干扰流场,获得了体—壳的干扰气动力,并在准定常假设的基础上近似模拟了弹体与壳体的分离过程。数值研究的结果表明,体—壳间存在的干扰会导致壳的压心位置急剧变化,危及母弹安... 本文用有限差分方法求解再入母弹头与其所抛壳体之间的无粘干扰流场,获得了体—壳的干扰气动力,并在准定常假设的基础上近似模拟了弹体与壳体的分离过程。数值研究的结果表明,体—壳间存在的干扰会导致壳的压心位置急剧变化,危及母弹安全;抛壳速度是体—壳安全分离的关键参数。 展开更多

关键词 多体干扰 欧拉方程 再入弹头

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翼吊发动机短舱对增升装置气动特性影响研究 被引量：3

16

作者 邱亚松 白俊强 +1 位作者 黄琳 朱军 《航空计算技术》 2010年第6期86-89,共4页

增升装置的气动效率对于全机整体性能有重要影响,而当代大多数跨音速运输类飞机均采用翼吊发动机布局。通过对有、无翼吊短舱的两个三维增升装置的数值模拟,研究了翼吊发动机短舱对于增升装置气动性能的影响。结果表明,翼吊发动机短舱... 增升装置的气动效率对于全机整体性能有重要影响,而当代大多数跨音速运输类飞机均采用翼吊发动机布局。通过对有、无翼吊短舱的两个三维增升装置的数值模拟,研究了翼吊发动机短舱对于增升装置气动性能的影响。结果表明,翼吊发动机短舱会严重恶化增升装置的气动性能。流动机理分析表明,短舱挂架与机翼前缘结合处的缝翼缺口及大迎角时绕过短舱的分离气流是造成增升装置气动性能恶化的两个主要原因。 展开更多

关键词 翼吊短舱 三维增升装置 流动滞止 数值模拟

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民用飞机涡扇发动机短舱TPS低速构型数值模拟 被引量：5

17

作者 黄琳 白俊强 《航空计算技术》 2012年第2期36-38,共3页

TPS(Turbofan Propulsion Simulator)本身的失速特性对于运输类飞机低速带动力风洞试验有着重要的影响,而当代大量的低速带动力试验均采用TPS来模拟涡扇发动机的喷流效应。通过对TPS初始构型和修形后两个构型的数值模拟,研究了TPS唇口... TPS(Turbofan Propulsion Simulator)本身的失速特性对于运输类飞机低速带动力风洞试验有着重要的影响,而当代大量的低速带动力试验均采用TPS来模拟涡扇发动机的喷流效应。通过对TPS初始构型和修形后两个构型的数值模拟,研究了TPS唇口下垂位置和头部半径对失速特性的影响。结果表明,TPS唇口处较高的负压峰值和较大的逆压梯度引起TPS构型本身的大面积分离;将TPS唇口下垂和增大唇口头部半径能够有效降低TPS唇口处的负压峰值和逆压梯度,明显改善TPS构型的失速特性。 展开更多

关键词 TPS 喷流效应 数值模拟 失速特性

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高空巡航阶段的飞机尾涡流场演化特性研究 被引量：5

18

作者 魏志强 李晓晨 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第4期77-84,共8页

为研究飞机尾涡在高空巡航阶段的形成及消散特性,基于飞机尾涡流场快速仿真计算模型计算了不同飞行高度处尾涡的初始强度以及尾涡的危险区域,并分析了高空尾涡消散规律;然后计算不同飞机重量、大气湍流度、大气层结稳定性以及前机飞行... 为研究飞机尾涡在高空巡航阶段的形成及消散特性,基于飞机尾涡流场快速仿真计算模型计算了不同飞行高度处尾涡的初始强度以及尾涡的危险区域,并分析了高空尾涡消散规律;然后计算不同飞机重量、大气湍流度、大气层结稳定性以及前机飞行速度下的高空尾涡危险区域,并对高空尾涡危险区域的影响因素进行分析。结果表明,与中低空相比,高空尾涡的初始强度大、消散速率快,尾涡危险区域的纵向范围在减小,但垂直范围有所增加,飞机参数和大气条件的改变可以减小尾涡影响范围。研究结果对高空尾流垂直间隔缩减研究具有实际参考价值。 展开更多

关键词 交通管理 尾涡流场 快速计算模型 高空巡航 危险区域

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旋翼诱导速度空间分布的一种计算方法 被引量：1

19

作者 陈铭 胡继忠 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2005年第3期339-349,338,共12页

采用无限片桨叶的固定尾迹分析法,建立了前飞状态下固定涡系对空间一点诱导速度的数学模型,用Fourier级数表示诱导速度和环量沿方位角的变化,积分得到了含有三类完全椭圆积分的诱导速度各谐波系数解析表达式。该表达式可在给定环量分布... 采用无限片桨叶的固定尾迹分析法,建立了前飞状态下固定涡系对空间一点诱导速度的数学模型,用Fourier级数表示诱导速度和环量沿方位角的变化,积分得到了含有三类完全椭圆积分的诱导速度各谐波系数解析表达式。该表达式可在给定环量分布的情况下求解桨盘内和桨盘外空间一点的诱导速度分布。基于固定尾迹理论,提出一种在前飞状态下计算旋翼环量分布的数值方法,该方法根据叶素理论、儒可夫斯基公式和挥舞运动方程推导了环量方程,将理想的无限个斜向涡柱离散成有限个斜向涡柱。通过求解有限个斜向涡柱的谐波系数得到旋翼在前飞下环量、诱导速度、挥舞系数的相容解。通过理论和对算例的计算分析,本文方法对计算旋翼平面外的诱导速度以及多旋翼系统具有工程应用价值。 展开更多

关键词 固定尾迹 诱导速度 环量 多旋翼 空间分布

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旋翼／机体耦合动稳定性计算与试验的对比 被引量：1

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作者 包劲松 张晓谷 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 1996年第3期323-330,共8页

采用带外伸量及弹性约束的当量铰桨叶模型，考虑了旋翼挥／摆结构耦合及动力入流非定常气动力，建立了悬停状态旋翼／机体耦合动稳定性分析方法，适用于星形柔性及无铰式等旋翼系统。分析时挥舞、摆振、机体运动及动力入流均以复数变量... 采用带外伸量及弹性约束的当量铰桨叶模型，考虑了旋翼挥／摆结构耦合及动力入流非定常气动力，建立了悬停状态旋翼／机体耦合动稳定性分析方法，适用于星形柔性及无铰式等旋翼系统。分析时挥舞、摆振、机体运动及动力入流均以复数变量表示。通过各自由度之间相互作用分析，揭示了动不稳定的机理及动力入流的影响原因。本文分析了ＮＡＳＡ等研究机构的孤立旋翼及旋翼与机体耦合动稳定性标准试验，计算结果与试验值的吻合程度较美国同类研究好。分析表明，动力入流对模态阻尼有较大影响。 展开更多

关键词 旋翼 动稳定性 非定常 空气动力学

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