直升机横向气动特性对抗侧风能力的影响分析

单旋翼带尾桨直升机的抗侧风能力通常受限于尾桨距上限,本文通过分析机身的横向气动特性,主要包含横向偏航力矩系数和横向阻力系数对直升机抗侧风能力的影响;得出横向偏航力矩系数对直升机的抗侧风能力有显著影响,并给出降低横向偏航力矩的部分措施以提高直升机的抗侧风能力。     

直升机平尾气动布局对飞行特性的影响分析

建立高精度的直升机全机气动干扰特性分析技术;结合飞行动力学模型,研究飞行状态和平尾气动布局参数变化对气动干扰及飞行特性的影响,明确影响气动干扰和飞行特性的主要布局参数,掌握气动干扰和飞行特性随气动布局参数及飞行状态变化的影响规律。     

高寒环境对直升机尾桨叶寿命的影响分析

直升机尾桨叶动载荷的变化在一定程度上反映其疲劳寿命的变化,由于尾桨叶运动复杂、工作环境恶劣和气动干扰复杂,难以用数学模型精确描述尾桨叶的运动,导致理论计算的精度较差。飞行测试能够较真实地反映直升机在实际飞行中的载荷情况。通过对某型直升机尾桨叶高寒环境(-15°～-20°)与常温环境的实测动载荷大小对比分析,得出尾桨叶高寒环境(-15°～-20°)动载荷与常温环境动载荷相当的结论,表明某型直升机尾桨叶在高寒环境(-15°～-20°)的寿命与常温环境相当,为某型直升机在高寒环境(-15°～-20°)中执行任务提供尾桨叶定寿依据。     

无轴承旋翼直升机气动机械稳定性分析

无轴承旋翼最为目前最先进的直升机旋翼结构形式,代表着直升机旋翼动力学结构未来发展的趋势。在进行无轴承旋翼直升机的结构强度设计时,需要对其气动机械稳定性能进行分析,以确定旋翼工作时的振动原因,并采取措施进行消振。本文主要对影响无轴承旋翼直升机气动机械稳定性的相关设计参数进行了分析,并就消除旋翼共振进行了简要总结。     

某直升机尾传动轴支座高频振动排故方法

正本文针对某直升机尾传动轴高频振动问题,提出针对该问题的科学排故思路及安装结构调频的解决方案。在直升机动力学设计领域起到解决实际振动工程问题作用。如付诸现实将产生提高尾传动轴使用寿命以及保障飞行安全的经济效益。点评人:邵林峰,直升机动力学专业,工程师。某型直升机在地面开车进行尾传动轴动平衡检查时发现动平衡严重超标,且经过轴相位调整、串件、更换新轴后仍然无法调整至合格,后来经过若干试验和计算分析,最终完成故障定位并提供重量代价较小的结构更改方案,经验证成功解决该振动问题。本文介绍了该尾传动轴振     

某直升机中央操纵台振动问题分析

直升机振动问题受到广泛的关注,振动问题关系到机组人员的舒适性及人机工效性。部件的振动问题往往与该部件的动力学特性具有较大的关联。本文以某直升机中央操纵台振动问题为例,通过仿真分析、试验验证等手段,对问题的机理进行分析,对安装结构进行动力学设计,提出改进措施,并通过试验、试飞验证,表明了改进措施的有效性。     

直升机机身气动特性对飞行品质影响

正采用三种CFD计算方法对直升机的机身模型进行了计算,得到了三组机身气动特性数据,并用风洞试验结果和CFD计算结果进行飞行品质计算,包括配平、稳定性、操纵性,分析机身气动特性对直升机飞行品质的影响。在直升机设计涉及的学科中,机身的气动设计是基础也是重要的一环,直接影响整个直升机的飞行性能和飞行品质,对直升机飞行安全、飞行效率与经济性等都具有决定性的影响。鉴于空气动力学问题本身的复杂性和求解难度,直升机机身气动设计主要是依赖于风洞试验并结合设计人员的工程经验,风洞试验一直都是提供机身气动力数据以及指导直升机设计的主要手段,但是风洞试验花费时间长,经济代价高,     

某机载制冷系统故障分析及优化改进

对某型直升机驾驶舱制冷系统试飞过程中出现的压缩机过流问题进行理论分析,找出其失效机理。通过对制冷系统蒸发器内部进行流场模拟仿真与地面试验,确认了制冷系统优化改进的具体措施。改进后的制冷系统经机上试飞验证,制冷效果良好。该直升机压缩机过流问题的解决过程与措施为后续其他机载制冷系统地研制提供了良好的借鉴作用。     

直升机旋翼/动力传动扭振系统动力学分析

直升机的机械扭振系统由发动机、减速器、传动轴、旋翼和尾桨等结构组成。常规直升机使用涡轮轴发动机驱动时,该机械扭振系统又会与发动机燃油调节系统相互耦合,形成一个闭环的动力学系统。本文以常规直升机扭振系统为对象,建立了直升机旋翼动力传动扭振系统动力学模型,分析其扭振系统的固有特性。同时建立了扭振系统与发动机燃油调节系统相耦合的数学模型,分析、判断该耦合系统的稳定性。     

基于简化模型的直升机吸振器减振性能分析

根据直升机座舱减振的需要,推导了附加吸振器的机体多自由度系统的简化动力学模型,并依据多自由度动力学模型,探讨了不同位置加装吸振器以及吸振器主要参数对于直升机驾驶舱振动水平的影响,为后续直升机驾驶舱减振以及吸振器装机验证提供理论指导。     

标准模型流场数值计算

正项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。应用范围传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果,风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目     

标准模型流场数值计算

<正>项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。应用范围传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果,风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目     

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直升机侧门伞降关键参数分析及验证

<正>直升机伞降是空降兵军事技能中不可缺少的一部分,也是航空爱好者热爱的一项极限运动,一直受到军民各界人士的广泛关注。我国于2008年首次基于直-8系列直升机完成了尾门跳伞,通过安装于客货舱顶棚的钢索式开伞设备对降落伞进行操作,满足伞降人员按需着陆的任务要求。随着直升机技术的发展,各系列直升机陆续都增加了侧门进出的结构布局。随之带来的是开展侧门伞降的新需求。因此迫切需要一种新型设备以满足执行侧门跳伞的要求,并基于该设备探究相关的飞行条件和任务相关参数,给出最优伞降方案。     

直升机地面共振试验设计

<正>直升机地面共振是一种涉及桨叶摆振运动和旋翼桨毂在旋转平面内运动耦合的动力不稳定现象,是直升机研制中必须加以克服和解决的问题。在进行其他飞行试验前,首先得通过专门的试验和分析计算,切实排除直升机发生地面共振的可能性。直升机地面共振试验一般包括地面共振计算分析所需的部件特性试验和地面共振外场开车试验。地面共振外场开车试验,应在地面共振分析之后,并表明直升机在旋翼全部工作转速范围内,不存在地面工作问题,     

某型直升机驾驶舱振动问题的分析与处理

正某型直升机在试飞过程中,旋翼一阶通过频率下驾驶舱垂向振动偏大,相比驾驶舱其他位置,驾驶舱座椅地板处振动较大。通过仿真计算分析方法进行问题分析定位,提出了相应的改进措施并进行验证试飞。验证试飞结果表明,驾驶舱振动水平明显降低,其中左驾驶员座椅地板降低57.5%,改进措施有效,保证了该型机研制进度,并为后续类似问题提供了解决思路。     

标准模型流场数值计算

正项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹性等。应用范围传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果,风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目前正在大力发展的计算流体力学将以突破对黏流流场物理现象的模拟能力为重点,尤其是     

标准模型流场数值计算

正项目概况本项目采用沈阳空气动力研究所研发的航空并行CFD计算平台,进行标准明星并行评估计算。该软件可广泛应用于飞行器的亚、跨、超和高超音速的气动力学计算和一些特殊气体动力学问题如直升机旋翼、导弹发射、座舱弹射、投弹、机动和气动弹注等。应用范围传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果,风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目前正在大力发展的计算流体力学将以突破对黏流流场物理现象的模拟能力为重点,尤其是