期刊文献+
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
共找到559篇文章
< 1 2 … 28 >
每页显示 20 50 100
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
显示方式：
可变直径倾转四旋翼机气动及噪声特性分析
1
作者 李伟 张夏阳 +2 位作者 杨帆 曹宸恺 刘超凡 《海军航空大学学报》 2025年第2期259-268,共10页
旋翼在变直径过程中存在非定常桨-涡干扰、变几何外形及大范围刚体运动等非定常物理特征,可能导致独特的气动噪声特性行为。基于雷诺平均Navier-Stokes方程和运动嵌套网格,建立了一套适用于可变直径倾转四旋翼机流场模拟方法,并采用Fara... 旋翼在变直径过程中存在非定常桨-涡干扰、变几何外形及大范围刚体运动等非定常物理特征,可能导致独特的气动噪声特性行为。基于雷诺平均Navier-Stokes方程和运动嵌套网格,建立了一套适用于可变直径倾转四旋翼机流场模拟方法,并采用Farassat 1A公式进行气动噪声预测分析。通过相关试验对比,验证了所提方法的有效性。针对悬停和前飞状态下不同直径倾转四旋翼机气动及噪声特性开展研究。结果表明,悬停状态下,直径越大,旋翼气动载荷波动幅值越大,波动幅值与旋翼直径大小呈正相关。悬停状态下,旋翼直径减小,全机流场干扰现象更为明显,桨尖涡掺混特性逐渐增强。前飞状态下,全机流场干扰现象受直径变化影响较弱,前旋翼尾迹流场干扰导致后旋翼气动载荷均大于前旋翼。悬停和前飞状态下,直径变化对全机噪声传播方向性有所影响,且对旋翼厚度噪声的影响程度大于载荷噪声,厚度噪声负压峰值减小幅度最大分别可达28.8%和83.3%,采用较小旋翼直径能够减弱旋翼气动噪声。 展开更多
关键词 倾转四旋翼机 变直径旋翼 气动干扰 气动噪声特性
在线阅读 下载PDF
某型直升机尾传动轴断裂故障分析 被引量：1
2
作者 侯波 徐冠峰 +2 位作者 袁亮亮 楚晓阳 闫慧娟 《航空动力学报》 北大核心 2025年第7期37-44,共8页
为了确定某型直升机高频异常振动、尾桨操纵失效故障原因,开展了故障定位和分析工作。通过飞参和振动数据分析,故障定位为传动系统尾传动轴组件水平短轴断裂。以尾水平短轴断裂为顶事件构建故障树,开展故障树分析和底事件验证,确定故障... 为了确定某型直升机高频异常振动、尾桨操纵失效故障原因,开展了故障定位和分析工作。通过飞参和振动数据分析,故障定位为传动系统尾传动轴组件水平短轴断裂。以尾水平短轴断裂为顶事件构建故障树,开展故障树分析和底事件验证,确定故障原因为尾水平短轴自激振动发散。开展了尾水平短轴自激振动机理分析,构建了内、外花键齿对接触模型、轴系-花键集总参数模型,进行了尾水平短轴在花键径向摩擦力作用下的稳定性分析,明确了系统失稳条件以及避免系统失稳的措施。开展了尾水平短轴运转动态特性试验,证实了花键副位置润滑不良、法兰盘花键齿面和定位段磨损等条件下会引起自激振动现象。故障机理分析与试验结果表明:花键定位段摩擦是尾水平短轴产生自激振动的基本原因,尾水平短轴自激振动发散,最终导致断裂。该结论可为传动轴设计、维护及故障预防提供参考。 展开更多
关键词 直升机 断裂 尾传动轴 故障分析 自激振动
原文传递
低空风切变对大型直升机飞行特性的影响 被引量：1
3
作者 叶毅 陈仁良 卫圆 《南京航空航天大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第2期226-235,共10页
为分析低空风切变对某大型直升机起飞过程中飞行特性的影响,建立风切变模型以及耦合风干扰的直升机飞行动力学模型。模拟不同强度和风向的水平风垂直切变,以及不同强度上洗和下洗垂直切变对大型直升机起飞过程中姿态、位移及操纵响应的... 为分析低空风切变对某大型直升机起飞过程中飞行特性的影响,建立风切变模型以及耦合风干扰的直升机飞行动力学模型。模拟不同强度和风向的水平风垂直切变,以及不同强度上洗和下洗垂直切变对大型直升机起飞过程中姿态、位移及操纵响应的影响。结果表明:随着水平风垂直切变强度的增大,直升机俯仰姿态逐渐出现振荡,且纵向位置偏移明显。风向的改变显著影响横、纵向周期变距。不论是上洗还是下洗垂直切变,均会引起直升机姿态变化和位置偏移,下洗引起的姿态变化幅度更大,对驾驶员操纵的影响也更为严重。 展开更多
关键词 低空风切变 直升机 飞行特性 飞行动力学 操纵响应
在线阅读 下载PDF
单点吊挂集装箱动稳定性分析
4
作者 吕雨竹 万海明 徐玉貌 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第2期419-427,共9页
为研究单点吊挂集装箱的动稳定性,利用风洞试验捕捉吊挂集装箱的发散运动规律,进而解耦单点吊挂系统运动方程进行动力学分析,发现集装箱运动发散的原因为侧向气动力对摆动运动产生了激励作用。稳定性判据表明:单点吊挂系统稳定的必要条... 为研究单点吊挂集装箱的动稳定性,利用风洞试验捕捉吊挂集装箱的发散运动规律,进而解耦单点吊挂系统运动方程进行动力学分析,发现集装箱运动发散的原因为侧向气动力对摆动运动产生了激励作用。稳定性判据表明:单点吊挂系统稳定的必要条件为吊挂体的偏航力矩和侧向力对其偏摆运动产生阻尼作用,但偏航回复力矩过大也可能会降低吊挂系统的动稳定性。保持吊挂体的侧向阻尼力和偏航回复力矩适当,减小阻力,增大吊挂体质量和转动惯量均有利于吊挂系统稳定。直升机吊挂飞行过程中如遇到吊挂系统不稳定状态可通过适当减速进行控制,减小吊索长度可增加外吊挂稳定前飞的飞行速度,存在最优吊索长度使巡航速度下吊挂系统稳定性最佳。 展开更多
关键词 单点吊挂 集装箱 动稳定性 气动特性 吊索长度
原文传递
直升机扫雷系统跨介质刚柔耦合建模与配平分析
5
作者 王洛烽 陈仁良 冯瑞 《航空学报》 北大核心 2025年第22期78-91,共14页
水雷严重威胁海上安全,直升机扫雷相比传统船舶扫雷部署快、效率高、危险低,但目前仍缺乏公开适用的建模理论和分析方法。基于绝对节点坐标法建立了跨介质大柔性拖缆模型,发展了易于耦合集成的直升机和拖体的刚体动力学模型,构建并验证... 水雷严重威胁海上安全,直升机扫雷相比传统船舶扫雷部署快、效率高、危险低,但目前仍缺乏公开适用的建模理论和分析方法。基于绝对节点坐标法建立了跨介质大柔性拖缆模型,发展了易于耦合集成的直升机和拖体的刚体动力学模型,构建并验证了直升机扫雷系统跨介质刚柔耦合模型,提出了耦合系统的分块配平方法,分析了关键设计参数和飞行参数对配平特性的影响,结果表明:飞行速度增大时,直升机低头姿态加重,将拖点位置布置在重心后上方可改善姿态;转弯时,拖缆拉力抑制直升机滚转运动,需增加横向操纵提供转弯向心力;飞行高度降低和拖缆长度增加难以有效增加拖体深度,必须在拖体上加装迫沉部件。 展开更多
关键词 飞行动力学 直升机扫雷 直升机拖曳 拖缆 拖体 耦合系统 配平方法
原文传递
直升机目标跟踪任务中飞行员控制行为研究
6
作者 贺智鑫 王洛烽 陈仁良 《南京航空航天大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第4期760-768,共9页
飞行员驾驶直升机完成目标跟踪任务时,可以通过视觉和运动等线索感知当前飞行状态从而产生相应的控制行为。为研究飞行员在不同运动反馈方式下的控制行为,在无运动反馈和有滚转角运动反馈两种情况下进行了飞行员人在回路仿真试验,并提... 飞行员驾驶直升机完成目标跟踪任务时,可以通过视觉和运动等线索感知当前飞行状态从而产生相应的控制行为。为研究飞行员在不同运动反馈方式下的控制行为,在无运动反馈和有滚转角运动反馈两种情况下进行了飞行员人在回路仿真试验,并提出一种遗传算法和高斯-牛顿法的混合优化算法用于飞行员模型参数估计。通过方差分析的方法探讨了不同运动反馈方式对飞行员控制行为以及飞行员模型参数的影响。研究结果表明:利用混合优化算法得到的飞行员模型参数,能够有效表示真实的飞行员控制行为与动力学特性;在不同的运动反馈方式下,飞行员会调整其控制策略,从而提高在目标跟踪任务中的表现并调节控制活动。 展开更多
关键词 飞行员模型 飞行员人在回路仿真试验 混合优化算法 方差分析 直升机-飞行员耦合系统 参数辨识
在线阅读 下载PDF
适应升、推力调节的倾转旋翼机过渡自动控制
7
作者 余新 赵燕勤 +2 位作者 陈仁良 余腾忠 周攀 《航空动力学报》 北大核心 2025年第10期314-325,共12页
提出一种考虑飞行器升、推力匹配特性的过渡自动控制方法,并从驾驶员操纵负荷角度评价过渡自动控制的有效性。通过稳态计算,分析了倾转走廊内旋翼和机翼升力匹配特性,并规划得到期望倾转路径,以及相应阶段的短舱速率分布。在基础增稳控... 提出一种考虑飞行器升、推力匹配特性的过渡自动控制方法,并从驾驶员操纵负荷角度评价过渡自动控制的有效性。通过稳态计算,分析了倾转走廊内旋翼和机翼升力匹配特性,并规划得到期望倾转路径,以及相应阶段的短舱速率分布。在基础增稳控制回路上,引入总距和迎角调节分别实现旋翼升、推力和机翼升力对期望路径的匹配。在总距和迎角控制结构中,分别引入静态的路径参数前馈和指令调度以适应飞行器过渡过程升、推力特性,并结合分治高度反馈来消除静态规划与动态倾转之间的误差。引入驾驶员模型并通过小波分析量化驾驶员操纵负荷。相较于由驾驶员控制的机动过程,自动控制能够有效降低驾驶员操纵负荷,总距杆和纵向杆的最大能量幅值分别降低33%和27%,并且两者频率成分降低到0.8 rad/s以下,驾驶员操纵改善到等级1的飞行品质等级。此外,自动控制有效消除动态倾转误差,表现在对期望路径的跟踪误差小,高度变化小。 展开更多
关键词 倾转旋翼机 驾驶员操纵负荷 过渡机动 倾转路径 控制策略 飞行控制律
原文传递
基于涡管模型的倾转四旋翼气动干扰快速分析 被引量：1
8
作者 王冶平 吉洪蕾 +1 位作者 周攀 叶毅 《航空学报》 北大核心 2025年第2期206-221,共16页
针对倾转四旋翼飞行器总体设计和飞行动力学建模时难以准确快速评估旋翼间气动干扰的问题,发展基于涡管尾迹模型的多旋翼气动干扰快速分析方法。基于经典涡流理论假设,将各副旋翼尾迹涡系抽象为一根半无限长的涡管,推导旋翼涡管尾迹对... 针对倾转四旋翼飞行器总体设计和飞行动力学建模时难以准确快速评估旋翼间气动干扰的问题,发展基于涡管尾迹模型的多旋翼气动干扰快速分析方法。基于经典涡流理论假设,将各副旋翼尾迹涡系抽象为一根半无限长的涡管,推导旋翼涡管尾迹对空间任意一点诱导速度的半解析解,形成多旋翼间气动干扰的高效计算方法,并与旋翼自诱导速度的动态入流模型结合,建立准确高效的多旋翼诱导速度计算模型。在此基础上,采用共轴和纵列式双旋翼拉力-功率性能曲线的风洞试验结果验证模型。最后,针对某倾转四旋翼飞行器缩比模型分析其直升机模式和倾转过渡时四副旋翼之间的气动干扰特性。结果表明:该模型能够较为准确地捕捉旋翼垂直和水平间距对旋翼间气动干扰的影响,可以用于多旋翼气动干扰快速分析;倾转四旋翼飞行器在直升机模式附近的旋翼间气动干扰特性变化剧烈,合理的气动布局和旋翼旋转方向设计能够有效改善受干扰旋翼桨盘平面的诱导速度及载荷分布。 展开更多
关键词 倾转四旋翼 涡管尾迹 气动干扰 诱导速度 飞行动力学
原文传递
变旋翼转速对直升机飞行品质的影响分析
9
作者 卫圆 陈仁良 +1 位作者 王洛烽 叶毅 《航空动力学报》 北大核心 2025年第3期135-144,共10页
为分析旋翼转速变化对飞行品质的影响,建立耦合了发动机动态特性的直升机飞行动力学模型。首先,建立发动机气动热力学模型与旋翼飞行力学模型。在此基础上,建立包含发动机动态特性,直升机各部件气动力特性与部件间气动干扰的直升机飞行... 为分析旋翼转速变化对飞行品质的影响,建立耦合了发动机动态特性的直升机飞行动力学模型。首先,建立发动机气动热力学模型与旋翼飞行力学模型。在此基础上,建立包含发动机动态特性,直升机各部件气动力特性与部件间气动干扰的直升机飞行动力学模型。最后,以UH-60A直升机为样例直升机,研究发动机动力涡轮输出引起的旋翼转速变化对直升机飞行品质的影响。研究表明:旋翼转速降低后,直升机需用功率减少,同时旋翼反扭矩与总距杆量增加。扭矩特性、高度特性与总距偏航耦合飞行品质均随旋翼转速下降而恶化。直升机滚转、俯仰与偏航3个通道带宽随旋翼转速降低而增大。 展开更多
关键词 直升机 变旋翼转速 涡轴发动机 飞行品质 飞行动力学
原文传递
集成多旋翼气动干扰的UAM飞行动力学模型
10
作者 王冶平 吉洪蕾 +2 位作者 康清宇 邓皓轩 王畅 《航空学报》 北大核心 2025年第11期425-437,共13页
针对多旋翼电动垂直起降飞行器气动干扰强、现有方法难以快速高效分析其对飞行器飞行性能及飞行品质影响的难题,发展了一种集成多旋翼气动干扰的城市空中交通(UAM)飞行动力学模型。首先,综合经典涡流理论与旋翼动态入流模型,建立了适于... 针对多旋翼电动垂直起降飞行器气动干扰强、现有方法难以快速高效分析其对飞行器飞行性能及飞行品质影响的难题,发展了一种集成多旋翼气动干扰的城市空中交通(UAM)飞行动力学模型。首先,综合经典涡流理论与旋翼动态入流模型,建立了适于飞行力学分析的多旋翼诱导速度动态入流模型,并计入旋翼挥舞与机体刚性耦合运动的影响,形成集成多旋翼气动干扰的飞行动力学模型。然后,通过与国外文献数据对比验证本文模型的准确性,分析了多旋翼气动干扰对飞行器平衡特性和需用功率特性的影响。最后,采用小扰动线化模型研究了多旋翼气动干扰对飞行器稳定性的影响。结果表明:旋翼间气动干扰主要影响飞行器中低速飞行状态的飞行性能和飞行品质。气动干扰导致前旋翼需用功率略微降低、后旋翼需用功率显著增加,且显著改变了飞行器的纵向操纵特性。多旋翼气动干扰显著增强了悬停/低速飞行的速度和航向静稳定性,并提高了中速飞行的横向静稳定性,但导致迎角静稳定性转为不稳定,进而使沉浮模态和螺旋模态的动稳定性变差。 展开更多
关键词 四旋翼飞行器 气动干扰 飞行力学 静稳定性 动稳定性
原文传递
适用于飞行力学分析的旋翼涡环状态入流模型
11
作者 文镜涵 吉洪蕾 +1 位作者 邓皓轩 王畅 《航空学报》 北大核心 2025年第12期132-144,共13页
面向直升机特情仿真的应用需求,建立适用于飞行力学分析的旋翼涡环状态入流模型。基于旋翼涡环状态直升机垂向运动阻尼的转折关系,联立桨尖涡运动方程和修正旋翼动量理论方程来求解旋翼涡环状态临界阻尼边界,获得旋翼进入和改出涡环状... 面向直升机特情仿真的应用需求,建立适用于飞行力学分析的旋翼涡环状态入流模型。基于旋翼涡环状态直升机垂向运动阻尼的转折关系,联立桨尖涡运动方程和修正旋翼动量理论方程来求解旋翼涡环状态临界阻尼边界,获得旋翼进入和改出涡环状态的爬升速度和旋翼诱导速度,采用三次样条函数建立旋翼涡环状态诱导速度模型,并由涡环状态集中涡量的演化关系推导出旋翼涡环状态诱导速度动态延迟时间常数,形成统一的旋翼涡环状态临界阻尼边界和动态入流模型。在此基础上,建立旋翼气动载荷模型和直升机涡环状态的飞行动力学模型,综合采用风洞和飞行试验数据来验证模型。结果表明:所提模型能够合理准确地预测旋翼涡环状态临界阻尼边界及旋翼诱导速度随直升机下降速度和前飞速度的变化,与旋翼气动载荷模型结合能够准确预测旋翼拉力和扭矩系数增量随直升机下降速度的变化趋势;与飞行试验数据的对比表明,所提模型准确模拟了旋翼涡环状态的直升机垂向阻尼动态特性,适用于飞行力学分析应用。 展开更多
关键词 直升机 旋翼 涡环状态 诱导速度 飞行力学
原文传递
倾转旋翼飞行器飞行动力学通用建模方法研究
12
作者 冯瑞 陈仁良 王洛烽 《飞行力学》 北大核心 2025年第5期40-47,共8页
基于多体动力学并考虑气动耦合、惯性耦合及运动耦合,发展了一套针对倾转旋翼飞行器的通用建模方法,并进行了配平计算分析。首先,对不同结构倾转旋翼飞行器采用通路矩阵和关联矩阵描述系统拓扑结构;然后,以铰的广义坐标作为刚体自由度,... 基于多体动力学并考虑气动耦合、惯性耦合及运动耦合,发展了一套针对倾转旋翼飞行器的通用建模方法,并进行了配平计算分析。首先,对不同结构倾转旋翼飞行器采用通路矩阵和关联矩阵描述系统拓扑结构;然后,以铰的广义坐标作为刚体自由度,通过递推方法和动态耦合矩阵法推导了刚体运动学方程及铰的理想约束力表达式,建立了旋翼、短舱和机身子系统递推标准式;最后,通过系统组集算法完成各子系统方程组的组集和求解,得到显式系统动力学解析表达式。配平结果表明本模型具有较高的置信度和计算精度。 展开更多
关键词 倾转旋翼飞行器 飞行动力学 多体动力学 递推方法
原文传递
共轴双旋翼飞行伞的气动特性分析
13
作者 吕易霖 梁鹏 +1 位作者 李彦君 李健 《机械工程师》 2025年第11期45-49,共5页
共轴双旋翼飞行伞由上方的共轴双旋翼飞行器和下方连接的遮阳结构组成,为实现更优越的气动布局,通过CFD方法对影响整体气动性能的主要因素进行分析。采用滑移网格方法划分网格,使用k-ωSST湍流模型和SIMPLE算法进行求解。CFD数值模拟的... 共轴双旋翼飞行伞由上方的共轴双旋翼飞行器和下方连接的遮阳结构组成,为实现更优越的气动布局,通过CFD方法对影响整体气动性能的主要因素进行分析。采用滑移网格方法划分网格,使用k-ωSST湍流模型和SIMPLE算法进行求解。CFD数值模拟的内容包括两旋翼不同间距和下旋翼与遮阳结构之间的不同距离。通过对比分析CFD数值模拟得到不同工况下的升力曲线图、流线分布图和旋翼下洗流速度云图,得到较理想的气动布局。研究结果表明,在两旋翼间距为70 mm、下旋翼和遮阳结构之间的距离为180 mm时,飞行伞的气动性能较好,可作为共轴双旋翼飞行伞较理想的气动布局。为开展共轴双旋翼飞行伞的气动性能分析提供了重要参考,也为进一步研发共轴双旋翼飞行伞样机提供了基础。 展开更多
关键词 共轴双旋翼 滑移网格 NAVIER-STOKES方程 CFD数值模拟 气动性能
在线阅读 下载PDF
小型多桨倾转机翼飞行器不同机翼倾转过渡方式俯仰特性风洞试验研究
14
作者 刘纪福 黄志勇 周亨 《直升机技术》 2025年第1期1-6,12,共7页
多桨倾转机翼飞行器飞行模式多且操控复杂,尤其是倾转过渡模式,气动干扰复杂,操纵冗余。从理论上分析不同机翼倾转过渡方式下(同步倾转和异步倾转)的气动与操纵特性难度大。为了研究多桨倾转机翼飞行器不同机翼倾转过渡方式的气动与操... 多桨倾转机翼飞行器飞行模式多且操控复杂,尤其是倾转过渡模式,气动干扰复杂,操纵冗余。从理论上分析不同机翼倾转过渡方式下(同步倾转和异步倾转)的气动与操纵特性难度大。为了研究多桨倾转机翼飞行器不同机翼倾转过渡方式的气动与操纵特性,对某小型多桨倾转机翼无人机开展了整机机翼同步和异步倾转过渡方式下不同机翼倾角、不同速度、不同油门、不同舵面角度下的吹风测力试验。根据试验数据分析了整机不同机翼倾转过渡方式下的俯仰操纵特性,为多桨倾转机翼构型飞行器倾转过渡模式操纵策略研究提供参考。 展开更多
关键词 倾转机翼 同步倾转 异步倾转 操纵特性 风洞试验
在线阅读 下载PDF
某型尾翼参数灵敏度分析及结构优化设计
15
作者 王姝瑶 黄勇 谭小舰 《海军航空大学学报》 2025年第6期861-870,共10页
针对尾翼折展机构服役过程中,零部件的几何尺寸、材料性质和加工误差等不确定性因素对机构展开性能造成的影响,开展了尾翼展开的运动可靠性分析及结构几何参数的优化设计。基于折展机构的展开原理,建立了动力学模型,采用主动学习克里金... 针对尾翼折展机构服役过程中,零部件的几何尺寸、材料性质和加工误差等不确定性因素对机构展开性能造成的影响,开展了尾翼展开的运动可靠性分析及结构几何参数的优化设计。基于折展机构的展开原理,建立了动力学模型,采用主动学习克里金代理模型结合蒙特卡罗模拟(Adaptive Kriging-Monte Carlo Simulation,AKMCS)方法构造机构的显式极限状态函数,计算了尾翼折展机构的可靠性及其灵敏度。基于此,进一步利用响应面优化方法,对结构的几何参数进行了优化设计,以提升机构的运动可靠性,提高尾翼折展机构在实际应用中的稳定性。研究结果表明:基于AK-MCS方法建立的折展机构可靠性模型与其他方法相比在保证计算精度的前提下计算效率更高,在到位时间阈值98.5 ms的设计要求下,机构的运动到位可靠度为0.975 5。在此基础上对关键参数的优化设计使失效概率降低了86.12%,能更好地抵抗不确定性因素对机构可靠性的扰动,研究成果可为折展机构后续的稳定性设计提供可靠的参考依据和数据支持。 展开更多
关键词 可靠性 灵敏度 折叠尾翼 响应面优化 蒙特卡罗模拟方法
在线阅读 下载PDF
倾转旋翼飞行器/舰船耦合流场数值计算研究
16
作者 梁洪瑜 李正阳 +1 位作者 苏析超 黄斌 《机床与液压》 北大核心 2025年第18期223-230,共8页
美国V22鱼鹰倾转旋翼类飞行器在美国黄蜂级两栖攻击舰上悬停时,舰面不对称流动会对其产生影响。针对此开展倾转旋翼飞行器/两栖攻击舰耦合流场数值计算研究。采用URANS方法求解非定常可压N-S方程,并采用滑移网格方法实现旋翼的旋转运动... 美国V22鱼鹰倾转旋翼类飞行器在美国黄蜂级两栖攻击舰上悬停时,舰面不对称流动会对其产生影响。针对此开展倾转旋翼飞行器/两栖攻击舰耦合流场数值计算研究。采用URANS方法求解非定常可压N-S方程,并采用滑移网格方法实现旋翼的旋转运动,通过在滑移界面上进行交换信息,实现网格间的通量计算。通过对比分析V22鱼鹰在舰面甲板不同横向位置下的耦合流场与旋翼气动力,发现V22鱼鹰一侧旋翼在舷外(模型B)时,其气动力特性略优于两侧旋翼均在舷内(模型A)的情况。这表明V22鱼鹰倾转旋翼类飞行器在舰面起降时,上层建筑尾流的影响大于地面效应对于旋翼的影响。在0°风向角,两种起降位置均出现了右侧旋翼拉力大于左侧旋翼拉力的情况,且模型B的起降位置优于模型A。在30°风向角,模型A左侧旋翼拉力大于右侧旋翼拉力;而模型B左右侧拉力相当,且略大于模型A的拉力。 展开更多
关键词 倾转旋翼 耦合流场 数值计算 N-S方程 滑移网格
在线阅读 下载PDF
基于激振试验的直升机机体当量参数计算分析
17
作者 吴靖 刘湘一 宋山松 《南京航空航天大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第2期259-265,共7页
在基于激振试验频响数据计算直升机当量至桨毂中心的参数的过程中,取点不同以及幅值误差和相位误差都会造成计算的当量参数不同。针对此问题,采用不同取点方案对某型机大质量状态机体的横向一阶模态当量参数进行计算。计算所得的当量质... 在基于激振试验频响数据计算直升机当量至桨毂中心的参数的过程中,取点不同以及幅值误差和相位误差都会造成计算的当量参数不同。针对此问题,采用不同取点方案对某型机大质量状态机体的横向一阶模态当量参数进行计算。计算所得的当量质量和当量刚度相差很大,分析表明,该结果主要是由相位偏差引起。文中推导了当量参数关于幅值误差和相位误差的计算公式,并对其进行分析,给出了关于取点的建议:可根据激出位移响应幅值大小进行选取,选取的两点尽量接近共振点,采用所得当量参数计算频响曲线,并与试验数据对比进行验证;为避免当量参数的计算对幅值误差和相位误差过于敏感,选取的两点的激振频率差值不要过小。 展开更多
关键词 激振试验 直升机机体 当量参数
在线阅读 下载PDF
基于LADRC的无人直升机轨迹跟踪 被引量：33
18
作者 吴超 王浩文 +2 位作者 张玉文 谭剑锋 倪先平 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第2期473-483,共11页
无人直升机轨迹控制系统是对多输入/多输出强耦合非线性系统进行解耦控制的系统。为解决无人直升机轨迹控制效果依赖于直升机物理参数的测量和辨识精度以及外部扰动大小问题,提出了一种基于线性自抗扰控制(LADRC)的多回路无人直升机轨... 无人直升机轨迹控制系统是对多输入/多输出强耦合非线性系统进行解耦控制的系统。为解决无人直升机轨迹控制效果依赖于直升机物理参数的测量和辨识精度以及外部扰动大小问题,提出了一种基于线性自抗扰控制(LADRC)的多回路无人直升机轨迹控制系统。首先建立无人直升机X-Cell的飞行动力学模型,并引入风切变、大气紊流和突风模型以更加准确模拟真实飞行环境;然后对X-Cell进行配平计算以验证动力学模型和配平算法的准确性,并选取一组配平值作为轨迹控制仿真的初始状态和操纵量;随后根据被控量的动力学方程阶次选取对应的一阶和二阶LADRC基本控制器,并结合时间尺度原理,自内向外依次构建无人直升机的姿态、速度和位置控制回路,将三回路串联从而建立了无人直升机轨迹控制系统;而后进行了稳定性分析,特征根计算结果表明轨迹控制系统镇定了X-Cell开环系统不稳定的动态特性;最后将该控制系统应用于各种扰动下直升机轨迹跟踪仿真,结果表明本文无人直升机轨迹控制系统能很好地实现带爬升率的"8"字形轨迹跟踪,且相比于基于比例积分和微分(PID)控制的轨迹控制系统,该控制系统具有更优的鲁棒性和抗扰性。 展开更多
关键词 无人直升机 飞行动力学 线性自抗扰控制 轨迹跟踪 多回路控制 仿真
原文传递
直升机旋翼挥舞、摆振的激光动态测试系统 被引量：18
19
作者 李岩 孟祥旺 +3 位作者 许志广 张书练 李万新 曹绪连 《光学技术》 CAS CSCD 2001年第3期214-216,共3页
提出一种直升机旋翼挥舞、摆振角的动态测试系统。在直升机桨毂安装与旋翼同步旋转的三叉件 ,每个三叉件悬臂上装有光学三角位移传感器和线阵 CCD位移传感器 ,实现了动态测量直升机旋翼桨叶的挥舞和摆振角。为保证系统在恶劣条件下正常... 提出一种直升机旋翼挥舞、摆振角的动态测试系统。在直升机桨毂安装与旋翼同步旋转的三叉件 ,每个三叉件悬臂上装有光学三角位移传感器和线阵 CCD位移传感器 ,实现了动态测量直升机旋翼桨叶的挥舞和摆振角。为保证系统在恶劣条件下正常工作 ,系统采用了加装干涉滤光片、L D调制技术和自动增益控制电路等一系列技术措施。最后给出了实验结果。由位移 -角度转换和传感器自身的非线性引起的误差用若干静态标定点为节点插值的方法修正。 展开更多
关键词 直升机 挥舞 摆振 动态测试 激光 旋翼
原文传递
旋翼洗流对发动机喷流影响的计算分析 被引量：16
20
作者 苏媛 王吉飞 +1 位作者 曹义华 陈江锋 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第3期297-300,共4页
通过考察旋翼洗流对发动机喷流的影响来研究直升机发动机喷流的流动形式 .首先应用自由尾流分析技术来计算旋翼尾迹和发动机绕排流空间的洗流速度 .然后计算发动机的喷流轨迹 ,喷流截面形状和喷流物理参量 。
关键词 旋翼空气动力学 尾流 发动机 喷流干扰 直升飞机 计算
在线阅读 下载PDF
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
上一页 1 2 … 28 下一页 到第 页
使用帮助 返回顶部