检索结果-内蒙古大学图书馆

振动工程学报 2013年第3期26卷 318-327页

作者：侯鹏杨卫东孙东红黄斌根董凌华南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家重点实验室江苏南京210016 中国直升机设计研究所江西景德镇333001

基于Hamilton能量原理,考虑直升机地面开车过程旋翼转速变化引起的惯性力及气动力变化的影响,建立旋翼起动过程,旋翼/机体/起落架耦合非线性气弹动力学模型,模拟分析直升机地面开车过程的瞬态响应,用于直升机地面开车过程的工程仿真研... 详细信息

基于Hamilton能量原理,考虑直升机地面开车过程旋翼转速变化引起的惯性力及气动力变化的影响,建立旋翼起动过程,旋翼/机体/起落架耦合非线性气弹动力学模型,模拟分析直升机地面开车过程的瞬态响应,用于直升机地面开车过程的工程仿真研究。所建立的分析模型可以模拟旋翼起动过程中,由于旋翼气动力增加导致的机体重心提升及起落架的伸长;可以分析直升机机体姿态及桨叶瞬态响应。以旋翼起动过程中可能出现的桨叶摆振铰失效为例,检验模型模拟旋翼起动过程中各种突发情况的能力。数值分析结果表明:所建立模型可对直升机地面开车过程进行贴近真实的各种动态仿真。

关键词：直升机旋翼气动力弹性气动力计算响应分析

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直升机旋翼桨叶鸟撞动态响应计算

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振动与冲击 2013年第10期32卷 62-68页

作者：林长亮王益锋王浩文陈仁良尚晓冬南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016 中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院上海200232 清华大学航天航空学院北京100084 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司飞机设计研究所哈尔滨150066

基于旋翼综合气弹分析程序,求解出直升机旋翼桨叶在飞行过程中的稳态响应。以此作为鸟体撞击桨叶的初始状态,采用非线性流-固耦合算法,建立了直升机旋翼桨叶鸟撞动力学方程,利用直接数值积分方法求解桨叶的动态响应。并讨论了鸟体速度... 详细信息

基于旋翼综合气弹分析程序,求解出直升机旋翼桨叶在飞行过程中的稳态响应。以此作为鸟体撞击桨叶的初始状态,采用非线性流-固耦合算法,建立了直升机旋翼桨叶鸟撞动力学方程,利用直接数值积分方法求解桨叶的动态响应。并讨论了鸟体速度、质量、撞击位置、桨叶根部约束和离心力等参数对桨叶动态响应的影响,从而为直升机桨叶抗鸟撞设计提供一些理论依据。

关键词：直升机鸟撞桨叶动态响应,流-固耦合

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通用型直升机直接使用成本估算模型

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直升机技术 2013年第2期 8-14,64页

作者：何涛朱清华武庆中仲唯贵吴裕平孙强南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家重点实验室江苏南京210016 中国直升机设计研究所江西景德镇333001

研究一种可以在直升机总体方案设计阶段进行直接使用成本估算的方法。通过对通用型直升机样本数据资料的整理和回归分析,得到了用燃油消耗率和直接维护保障耗时率来衡量和估算直接使用成本大小的新方法,建立了通用型直升机直接使用成本... 详细信息

研究一种可以在直升机总体方案设计阶段进行直接使用成本估算的方法。通过对通用型直升机样本数据资料的整理和回归分析,得到了用燃油消耗率和直接维护保障耗时率来衡量和估算直接使用成本大小的新方法,建立了通用型直升机直接使用成本的估算和比较模型,为通用型直升机总体设计阶段直接使用成本的评估提供了参考依据。

关键词：通用型直升机回归分析直接维护保障耗时率直接使用成本总体设计

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直升机结构响应主动控制飞行试验

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振动工程学报 2012年第1期25卷 24-29页

作者：陆洋顾仲权凌爱民李明强南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室江苏南京210016 中国直升机设计研究所江西景德镇333001

为验证结构响应主动控制方法在直升机振动控制中的有效性,以某轻型直升机为验证机,基于具有在线识别功能的时域自适应控制算法,进行了直升机结构响应主动控制飞行试验研究。给出了飞行试验方法、试验系统组成、试验内容及其过程。通过... 详细信息

为验证结构响应主动控制方法在直升机振动控制中的有效性,以某轻型直升机为验证机,基于具有在线识别功能的时域自适应控制算法,进行了直升机结构响应主动控制飞行试验研究。给出了飞行试验方法、试验系统组成、试验内容及其过程。通过对飞行试验数据的处理分析,对减振效果进行了评估。试飞结果表明:ACSR(Active Control of Structure Response)系统对各测点的垂向振动均有减振效果,各速度状态下的全机垂向减振效率在30%～66%之间,巡航速度状态下具有最佳的减振效率;此外,各测点的侧向振动水平也有一定程度的减小。

关键词：直升机结构响应主动控制飞行试验减振

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直升机雷达散射截面计算与试验验证

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直升机技术 2012年第1期 25-30页

作者：武庆中招启军中国直升机设计研究所江西景德镇333001 南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室江苏南京210016

采用高频预估法,建立了一套基于"面元边缘"的直升机RCS计算方法,然后对某型直升机进行了RCS计算分析以及RCS测试。最后,对比分析直升机机身雷达散射试验和理论计算结果,得出了一些减缩直升机RCS的外形设计特征。结果表明:在... 详细信息

采用高频预估法,建立了一套基于"面元边缘"的直升机RCS计算方法,然后对某型直升机进行了RCS计算分析以及RCS测试。最后,对比分析直升机机身雷达散射试验和理论计算结果,得出了一些减缩直升机RCS的外形设计特征。结果表明:在设计要求许可的情况下,改变武器挂架长度比改变后掠角缩减RCS效果要明显;直升机头部鼻锥部位使用锥形结构,可以减小头向方位RCS;直升机主桨榖采用圆台形代替圆柱形,可以减缩头向和侧向方位的RCS。

关键词：高频直升机 rcs 减缩

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采用流固耦合方法的直升机桨叶鸟撞数值模拟

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科学技术与工程 2012年第1期20卷 1-6页

作者：林长亮王浩文陈仁良尚晓冬南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016 清华大学航天航空学院北京100084 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司飞机设计研究所哈尔滨150066

在鸟撞直升机桨叶过程中,鸟体与桨叶撞击相对速度很大,呈现出流体特性,属于典型的流固耦合瞬态冲击动力学问题。首先针对文献中的鸟撞铝板试验采用ALE流固耦合方法进行了分析,对计算方法与鸟体模型进行了验证。然后进行了桨叶鸟撞数值... 详细信息

在鸟撞直升机桨叶过程中,鸟体与桨叶撞击相对速度很大,呈现出流体特性,属于典型的流固耦合瞬态冲击动力学问题。首先针对文献中的鸟撞铝板试验采用ALE流固耦合方法进行了分析,对计算方法与鸟体模型进行了验证。然后进行了桨叶鸟撞数值模拟。数值模拟结果表明ALE方法能够准确模拟鸟撞过程,适用于直升机桨叶鸟撞分析。通过应力、位移以及撞击压力等计算结果的详细分析,对直升机旋翼抗鸟撞设计具有一定的参考价值。

关键词：直升机鸟撞数值模拟流固耦合

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悬停状态大拉力情况旋翼功率计算经验修正系数确定方法

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直升机技术 2012年第1期 1-5页

作者：汪正中马玉杰仲唯贵直升机旋翼动力学国家重点实验室江西景德镇333001 中国直升机设计研究所江西景德镇333001

首先根据经典组合动量理论和叶素理论推导了悬停状态旋翼拉力和功率计算公式,然后基于旋翼塔悬停性能试验结果,采用优化方法确定经验修正系数和一些气动参数,克服经验修正系数选择的随意性,提高悬停状态大拉力情况旋翼需用功率的计算精度。

关键词：直升机旋翼功率数据处理优化

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直升机水中横向稳性计算与试验验证

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直升机技术 2012年第4期 1-7页

作者：汪正中马玉杰江婷中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学国家重点实验室江西景德镇333001 中国特种飞行器研究所水动力研究中心湖北荆门448035

参考水上飞机的横向稳性计算原理和海船稳性规范,建立了直升机的横向稳性计算方法,对漂浮姿态角、横向静稳性、横向动稳性、抗风浪等级等进行研究,并采用简单的方法进行燃油液面修正。完成了某型直升机漂浮特性试验,进行了横向稳性计算... 详细信息

参考水上飞机的横向稳性计算原理和海船稳性规范,建立了直升机的横向稳性计算方法,对漂浮姿态角、横向静稳性、横向动稳性、抗风浪等级等进行研究,并采用简单的方法进行燃油液面修正。完成了某型直升机漂浮特性试验,进行了横向稳性计算结果与试验结果的相关性分析。结果表明计算结果与试验结果的相关性很好。

关键词：直升机漂浮试验横向稳性

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直升机结构响应主动控制中传感器优选问题研究

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振动与冲击 2011年第6期30卷 58-61,73页

作者：陆洋顾仲权凌爱民南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016 中国直升机设计研究所景德镇333001

针对直升机结构响应主动振动控制问题,提出一种传感器优选方法,该方法能够在不减少待减振点数目的前提下,减少传感器数目并优化其位置,且保证系统全局减振效果基本不变,从而有效降低了整个控制系统的控制规模。优化过程采用遗传算法进... 详细信息

针对直升机结构响应主动振动控制问题,提出一种传感器优选方法,该方法能够在不减少待减振点数目的前提下,减少传感器数目并优化其位置,且保证系统全局减振效果基本不变,从而有效降低了整个控制系统的控制规模。优化过程采用遗传算法进行求解。以Z11直升机为例对该方法的有效性进行了验证。结果分析表明,利用该优选方法,能够得到传感器数目最少,且全局减振效果降低有限的传感器最优布置方案。

关键词：直升机结构响应主动控制传感器优化

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直升机结构响应主动控制飞行试验研究

直升机结构响应主动控制飞行试验研究

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中国振动工程学会第七次全国会员代表大会暨第十届全国振动理论及应用学术会议

作者：陆洋顾仲权游小亮凌爱民李明强南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室中国直升机设计研究所

为验证结构响应主动控制方法在直升机振动控制中的有效性,在前期研究工作的基础上,以直11直升机为验证机进行了直升机结构响应主动控制飞行试验研究。本文详细给出了飞行试验系统组成、试验内容和过程。通过对飞行试验数据的处理分析,... 详细信息

为验证结构响应主动控制方法在直升机振动控制中的有效性,在前期研究工作的基础上,以直11直升机为验证机进行了直升机结构响应主动控制飞行试验研究。本文详细给出了飞行试验系统组成、试验内容和过程。通过对飞行试验数据的处理分析,对减振效果进行了总结。试飞结果表明:ACSR系统对各测点的垂向振动均有减振效果,各速度状态下的全机垂向减振效率在30-66%之间,巡航速度状态下具有最佳的减振效率;此外,各测点的侧向振动水平也有一定程度的减小。

关键词：直升机结构响应主动控制振动飞行试验

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