機翼位置對復合式直升機旋翼-機翼干擾的影響
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4.7
復合式直升機受到了越來越多的關注,但其分析手段還較少.結合自由尾跡算法和渦格法,編制了針對復合式直升機旋翼-機翼升力系統(tǒng)的氣動計算程序,對于旋翼和機翼間的氣動干擾情況進行了分析.計算了不同前飛速度下機翼位置對旋翼-機翼氣動干擾的影響.從計算結果可以發(fā)現(xiàn),在高速情況下,除旋翼扭矩外,氣動干擾對機翼位置不敏感;低速時的干擾情況較復雜,還需要進一步研究;在旋翼不對稱渦系下,機翼升力不對稱,會產(chǎn)生滾轉力矩.這對復合式直升機的設計能起到一定的指導作用.
復合式直升機前飛狀態(tài)旋翼-機翼干擾計算分析 復合式直升機前飛狀態(tài)旋翼-機翼干擾計算分析
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采用自由尾跡算法和渦格法,編制了針對復合式直升機旋翼-機翼升力系統(tǒng)的氣動計算程序,對于旋翼和機翼間的氣動干擾情況進行了初步分析,計算了不同前飛速度下機翼旋翼之間的相互干擾情況,計算結果驗證了程序的可行性.同時表明:機翼-旋翼間的干擾與速度有較大關系,而機翼對旋翼扭矩的影響大于對旋翼拉力的影響.由于相互干擾的存在,旋翼和機翼的效率都會降低.這為復合式直升機的設計提供了參考和分析工具.
某型通用飛機復合材料機翼結構的優(yōu)化設計
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與金屬材料相比,復合材料具有比強度和比剛度高、性能可設計和易于整體成形等許多優(yōu)異特性,越來越多地應用到飛機結構上。理論分析表明,采用復合材料制造飛機主體結構可以使結構重量減輕20%~30%。結構重量的減輕導致所需的機翼面積減小、所需推力減小,從而使發(fā)動機重量減輕,進而提高發(fā)動機燃油使用效率、減低油耗。結構重量減輕30%,燃油消耗可以降低7%~15%,直接降低了運營成本。因此,研究復合材料機翼結構優(yōu)化
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復合材料大展弦比機翼結構優(yōu)化設計 復合材料大展弦比機翼結構優(yōu)化設計
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提出了對大展弦比機翼進行輕量化設計的方法,以一長航時無人機機翼為例,基于原機翼建立合理的三維模型,以機翼彎曲變形為約束,最小機翼質量為設計目標,建立強長桁-弱蒙皮結構,對機翼結構中殼板單元鋪層厚度和梁單元截面尺寸分別進行優(yōu)化。結果表明:經(jīng)過結構優(yōu)化設計后機翼減重18.52%,為無人機輕量化,提高長航時無人機航時提供有益參考。
雙滑軌式機翼前掠機構設計 雙滑軌式機翼前掠機構設計
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為了滿足變體飛機在氣動和結構方面的要求,基于變前掠翼布局,提出一種雙滑軌式的翼身連動機構,使飛機氣動布局可以在平直翼、前掠翼、三角翼之間自由轉換。首先,通過結構框圖和三維模型圖對雙滑軌式翼身連動機構進行了總體概述;其次,對設計過程中的具體問題進行了說明;最后,從功能實現(xiàn)和結構設計兩個方面對雙滑軌式翼身連動機構和傳統(tǒng)單轉軸式翼身連動機構進行了對比分析。雙滑軌式翼身連動機構可以較好地滿足氣動外形變化的要求,并且,在同等條件下使翼根處載荷減小35.6%,轉軸處載荷減小7.2%。因此,本方案可以作為變體飛機設計過程中的一種參考方案。
機翼位置對復合式直升機旋翼-機翼干擾的影響熱門文檔
基于等效剛度的大展弦比機翼結構分析方法 基于等效剛度的大展弦比機翼結構分析方法
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通過等效剛度方法計算大展弦比機翼加筋壁板的剛度矩陣,建立與加筋板平面形狀相同的等效板,并使等效板具有與加筋壁板相同的力學性能,從而簡化大展弦比機翼有限元模型,達到縮短建模、分析、后期優(yōu)化流程所需時間的目的。選取兩個不同展弦比的機翼,分別建立繪制了桁條的詳細有限元模型和等效剛度有限元模型。對兩個模型靜力學、動力學和顫振計算結果進行對比,數(shù)據(jù)表明兩個模型的靜力變形、固有頻率、振動模態(tài)和顫振分析結果吻合度高,從而證明了等效剛度方法在大展弦比機翼結構有限元建模應用中的可行性。
鴨式旋翼/機翼無人機飛行動力學建模與分析 鴨式旋翼/機翼無人機飛行動力學建模與分析
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針對鴨式旋翼/機翼無人機兼有直升機和固定翼機飛行特性的特點,對其飛行動力學模型進行了理論建模與分析研究。應用動量理論建立了旋翼/機翼尾跡模型,分析了旋翼/機翼尾跡對鴨翼、平尾等氣動部件的干擾特性,建立了直升機和轉換飛行模式受旋翼/機翼尾跡干擾影響的動力學模型以及固定翼飛行模式的動力學模型。提出了各飛行模式的配平策略,使用matlab工具箱函數(shù)簡化了平衡特性計算和模型線性化過程,并進行了不同飛行模式、典型飛行狀態(tài)的縱向運動穩(wěn)定性分析。結果表明所建立的模型能夠反映該類鴨式旋翼/機翼無人機各飛行模式的典型特性,并可用于飛行控制系統(tǒng)設計。
整體式玻璃鋼無人機機翼的研制 整體式玻璃鋼無人機機翼的研制
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通過對整體機翼結構、材料的分析,獲得了較為完善的整體玻璃鋼機翼的制造方案,并成功應用于某型無人機上。
民機翼吊式短艙參數(shù)化造型設計 民機翼吊式短艙參數(shù)化造型設計
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參數(shù)化設計大大提高了民機翼吊式短艙設計效率。使用nurbs曲線與曲面相交的方法解決了曲面、曲面相交問題。程序實現(xiàn)民機翼吊式短艙的參數(shù)化設計,并實例驗證該方法的可行性。
機翼位置對復合式直升機旋翼-機翼干擾的影響精華文檔
典型機翼整體壁板止裂特性分析及優(yōu)化設計 典型機翼整體壁板止裂特性分析及優(yōu)化設計
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4.7
通過斷裂力學的方法,應用大型有限元軟件,分析典型加筋機翼整體壁板幾何參數(shù)對止裂特性的影響。對各種參數(shù)下多筋條鋁合金整體加筋壁板,裂紋從斷裂筋條下向兩側均勻擴展的開裂模式,進行剩余強度的計算。采用遺傳算法對典型加筋整體壁板參數(shù)進行優(yōu)化設計,該計算與設計是根據(jù)中心加強件斷裂的蒙皮雙跨裂紋最大損傷范圍的建議進行的。其能找出滿足裂紋處在雙跨筋條間距以內被有效止裂的條件下,使結構重量最輕的參數(shù),為保證剩余強度下進行結構減重設計提供參考。
使用機翼玻璃鋼油箱的AVID輕型飛機 使用機翼玻璃鋼油箱的AVID輕型飛機
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大?。?span id="uyuw8ke" class="single-tag-height" data-v-09d85783>85KB
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4.4
avid公司自1983年開始研制超輕型飛機，當年在rohkosh獲得“最佳新設計”獎。1984年出售了第一架飛機散件。需要注意的是，該飛機只出售散件，買回來后需要自己按照說明組裝。
使用機翼玻璃鋼油箱的AVID輕型飛機 使用機翼玻璃鋼油箱的AVID輕型飛機
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avid公司自1983年開始研制超輕型飛機，當年在rohkosh獲得“最佳新設計”獎。1984年出售了第一架飛機散件。需要注意的是，該飛機只出售散件，買回來后需要自己按照說明組裝。
復合材料機翼油箱蓋板的制造和質量控制 復合材料機翼油箱蓋板的制造和質量控制
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介紹了采用開模膨脹橡膠法制造帶加強筋的復合材料機翼整體油箱油箱蓋板的一次共固化的工藝方法。針對初期制造的油箱蓋板存在的比較嚴重的質量問題,包括翹曲、筋條尺寸超差、大面積分層及空隙密集等,提出了相應的設計修改、工藝改進和質量控制措施,最終制造出合格的制件,通過了功能試驗和飛行考核。
復合材料層合板及機翼格柵結構的動態(tài)特性優(yōu)化設計 復合材料層合板及機翼格柵結構的動態(tài)特性優(yōu)化設計
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4.6
以復合材料層合板各單層連續(xù)變化的鋪層角度為設計變量,在有限元軟件中對層合板結構的基頻進行優(yōu)化分析,在四邊簡支和固支兩種不同的邊界條件下,結構的基頻分別提高了4.9%和16.2%,并對優(yōu)化前后結構的靜力失效強度進行了對比分析。隨后將這種優(yōu)化方法應用到某無人機復合材料機翼格柵結構中,針對格柵結構蒙皮和肋板共計24個纖維鋪層角度進行了優(yōu)化設計,使結構基頻提高了10.6%,同時結構的承載能力也有了一定程度的提高。
機翼位置對復合式直升機旋翼-機翼干擾的影響最新文檔
談變形飛行器機翼的變形技木方式 談變形飛行器機翼的變形技木方式
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4.5
受到技術方面的限制，傳統(tǒng)的，固定翼飛行器設計只能夠做到在不同的飛行任務狀態(tài)之間進行折衷，飛行器只有在某個空域范圍、某個速度范圍才能夠具有良好的氣動力性能，離開設計點飛行時飛行器的氣動力性能則下降。因此，一種固定翼飛行器機型的功能突顯單一，其機動性和靈活性都受到很大限制。
民用飛機翼身整流罩復合材料面板力學性能研究
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民用飛機翼身整流罩復合材料面板力學性能研究
大型鋁合金機翼整體壁板加工變形控制技術的研究 大型鋁合金機翼整體壁板加工變形控制技術的研究
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4.4
飛機飛行受重量因素限制,因此,往往需要對機身內部的超大零件進行減重改造。一般情況下,飛機的超大型零件中鋁合金占主要部分,鋁合金的密度低,剛性強度差,但可塑性高,在對鋁合金機翼整體壁板加工過程中,壁板容易受到刀削力和高熱能的影響產(chǎn)生變形,另外,經(jīng)過刀削后的零件結構發(fā)生改變,整體的穩(wěn)定性也會發(fā)生變化,在投入使用前或使用中發(fā)生形變的可能性非常大,不利于排除飛機飛行時的安全隱患。故大型鋁合金機翼整體加工變形控制技術已成為航空領域的主要研究課題。
機翼式風量測量裝置在電廠的應用 機翼式風量測量裝置在電廠的應用
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機翼式風量測量裝置在電廠的應用
矩形管的測風裝置——機翼風量傳感器 矩形管的測風裝置——機翼風量傳感器
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4.7
矩形管的測風裝置——機翼風量傳感器
某機翼平板翻轉裝置液壓控制系統(tǒng)的設計 某機翼平板翻轉裝置液壓控制系統(tǒng)的設計
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4.7
論文針對某機翼平板翻轉裝置設計了一套液壓控制系統(tǒng),該設計成功的解決了翻轉變載機構中普遍存在的兩個問題,即負載超速下落和液壓同步,試驗結果表明,本系統(tǒng)采用平衡閥串聯(lián)單向調速閥的設計能很好的滿足上面兩個要求。
大展弦比彈性機翼梁腹板厚度優(yōu)化設計 大展弦比彈性機翼梁腹板厚度優(yōu)化設計
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在設計機翼時,要求機翼不僅要具有足夠的強度,而且還應具有足夠的剛度,以保證其滿足氣動特性要求及其他要求。翼梁腹板厚度設計對機翼強度和剛度影響很大。所以,如何設計翼梁腹板厚度的展向分布,使機翼滿足強度要求和剛度要求,是一個非常有意義的問題。本文針對某無人機機翼結構,研究了滿足靜強度要求、氣動特性要求和副翼操縱效率要求的彈性機翼腹板厚度展向分布的設計方法。首先,根據(jù)無人機機翼氣動特性設計要求設計機翼的剛度大小沿展向分布;然后,根據(jù)展向機翼剛度展向分布設計機翼腹板厚度分布;最后,分析該無人機在給定設計飛行狀態(tài)下的強度和副翼操縱效率,并對其進行優(yōu)化。
某型直升機組合式搶修吊車的設計 某型直升機組合式搶修吊車的設計
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4.7
為滿足某型直升機野外搶修需要,設計了某型直升機組合式搶修吊車。介紹了該組合式搶修吊車的特點、結構設計,以及組合式搶修吊車的固定方法。
小型無人機玻璃鋼蜂窩夾層結構機翼的制造
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1994拄 簟3期 袁璃蛔／蔓備料料 fiberreinforcedplaetici，composites 1994 m3 小型無人機玻璃鋼蜂窩夾層結構機翼的制造 趙鵬飛薛小平張元明． ———— v越． (西北工業(yè)大學第3b5研究所西安710072)’ 摘一t拳文較詳細地介紹了小型無人機玻璃銅蜂窩夾縣結構機翼的制遣工藝過程廈其工裝的 型面制遣。、 關-倚·苧墨芝堡墨蘭壹查墨竺蘭制遣工藝工裝‘型面 manufactureoffrphoneycombwingforuav 一一、 zhao_pengffixuexiaopingzhangyuanming (no．365instituteofnorthwestenpolytechnicaluniversity) abstractit
基于LED光源的直升機旋翼頻閃成像系統(tǒng)的研究 基于LED光源的直升機旋翼頻閃成像系統(tǒng)的研究
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4.6
研究提出了一種利用大功率led作為頻閃光源對直升機進行旋翼椎體檢測的方法,通過對直升機旋翼椎體檢測原理分析,利用光電傳感器、arm嵌入式系統(tǒng)及l(fā)ed光源開發(fā)出一種適用于直升機動平衡檢測用的頻閃成像系統(tǒng)。
機翼位置對復合式直升機旋翼-機翼干擾的影響相關
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職位：全職房建建造師
擅長專業(yè)：土建 安裝 裝飾 市政 園林
