简介：本文介绍了在受力复杂、结构和动力学要求苛刻、寿命及可靠性要求高的直升机旋翼桨叶上采用国产复合材料自行设计研制,从桨叶结构铺层设计、布置到产品试制与试验验证的主要过程;描述了国产复合材料在直升机旋翼桨叶的工程化应用中所遇到的问题及解决的办法等。

简介：采用系统工程的方法对倾转旋翼、机身及尾面组合模型风洞试验进行了试验设计,根据试验任务书进行需求分析,对组合模型及协调运动结构进行了介绍,同时对机翼和平垂尾测力、测压方法进行了阐述,对悬停和过渡状态PIV布局进行了规划,最后给出了部分典型的试验结果。

简介：本文以5片桨叶的叶间减摆器旋翼直升机为例,计算了一个减摆器失效时旋翼与机体耦合稳定性,比较了失效与不失效时旋翼摆振频率、阻尼和振型的变化,分析了由此引起的"地面共振"和"空中共振"的变化特点及其变化机理,提出了避免或消除失效可能导致"地面共振"的设计方法.

简介：旋翼航空器的应急撤离是其迫降成功后存活的乘客快速安全撤离到安全地面,避免再次受到伤害的乘员逃生过程。介绍了旋翼航空器应急撤离相关的适航条款要求,结合国内外航空器型号取证工作的经验,归纳总结出应急撤离的适航符合性验证方法与思路,并结合型号取证实例应用进行说明。该文章对旋翼航空器的应急撤离适航验证工作提供指导和帮助。

简介：在分析国内外资料的基础上,提出了一种在国内现有条件下可行且满足精度要求的无轴承旋翼挥舞角、摆振角的试验测量方法。其要点为先利用激光方法测得的无轴承旋翼静态位移-载荷关系得到角度-载荷关系,结合应变方法测得的无轴承旋翼旋转状态下的载荷,最终通过转换得到无轴承旋翼旋转状态下挥舞角、摆振角。基于CAMRADII软件的计算分析与试验结果具有良好的相关性,这表明该方法可行且具有较高的准确度。

简介：

简介：本文使用基于可穿透数据面的FfowcsWilliams-Hawkings方程(FW-Hpds)的预测方法分析了跨声速直升机悬停旋翼气动噪声的指向性.通过求解三维非定常欧拉方程计算了近场噪声,通过延迟时积分方法和求解FW-Hpds方程计算远场噪声.预测了跨声速UH-1H悬停旋翼的高速脉冲噪声(HSI),然后计算了不同观测点处的声压级,并通过声压级在不同方向上的分布分析了HSI噪声的方向性.根据本文研究发现HSI噪声在桨盘平面上最大,在转轴方向上最小,和其它研究者的结论一致.

简介：系统介绍了确定单旋翼直升机极限重心的依据;对比了极限重心对单旋翼直升机悬停、低速飞行的影响,分析了三种机型手册中的有关规定,就完善有关规定提出了建议;最后阐述了克服极限重心不利影响的对策。

简介：20世纪90年代前，南非长期实行种族隔离政策，以及与邻国不断发生各种摩擦，再加上南部非洲动荡的局势，面非军队要长期面对直接的作战任务，这些任务往往规模小但强度大，例如要求在广阔的非洲原野上做远距离机动，前往缺乏后勤动摇和供应条件、自然环境恶劣的作战区域，与游击队性质的敌军交战。

简介：本文介绍了几个不同的空气动力学和动力学模型计算旋翼需用功率的方法,并以SA349/2小羚羊直升机旋翼为算例,进行了不同模型计算结果与飞行试验结果的比较。结果表明,气动模型对预测的旋翼需用功率影响不大,三种组合模型预测的旋翼需用功率与试验结果都吻合得很好,刚性桨叶模型的误差在10％以内,而弹性桨叶模型的误差则可降到5％以下。

简介：翼刀技术是附面层控制技术的一种,主要是通过有效阻断端壁附面层或叶片吸力面附面层近端壁处低能流体的横向迁移或径向迁移以及反向翼刀涡的影响来控制二次流.国外对此项研究起步较早,重点集中在对汽轮机叶栅的实验研究上;而国内在近几年,才开始了对压气机叶栅中应用翼刀技术的实验和计算研究工作.

简介：针对纵列式双旋翼桨叶的几何特征、运动方式及气动特性,建立了基于动量源方法的纵列式直升机双旋翼/机身组合流场的数值模拟方法,该方法中采用的非结构网格能综合考虑双旋翼/机身干扰流场特点且满足动量源计算网格要求。通过算例的计算值与试验值的对比,验证了本文方法的有效性,然后采用该方法分析了悬停及前飞状态下纵列式直升机的双旋翼/机身干扰流场特性。

简介：由我国自行设计、制造的直8桨叶部件经过几年不懈努力,已研制生产成功。它采用LD2高强度铝合金材料挤压成型,为空心薄壁管梁结构。为确定国产桨叶性能和疲劳特性,为国产桨叶疲劳寿命提供依据,保障部队正常使用,我们在相同条件下进行了进口大梁与国产大梁样件的疲劳对比试验,最后与法国宇航提供的原准机数据进行对比分析。本文着重阐述了其疲劳试验方法的研究。该试验采用了共振复合加载技术,采用了调频调幅技术,采用了计算机跟踪采集和数据分析软件技术,取得了较好效果。

简介：本文基于模态分析理论和试验技术,提出了一套测定纵列式旋翼直升机在起落架上的刚体模态特性试验方法。仿真试验和工程实例验证结果表明该方法用于纵列式直升机设计的可行性。

简介：本文分析了直升机铰接式旋翼气流失速边界受马赫数、攻角、俯仰和侧倾角速度、桨叶方位角位置的影响,得出了确定气流失速边界的公式.

简介：直升机旋翼动力学国防科技重点实验室(中国直升机设计研究所部分)是由“七五”期间建成的旋翼机身组合模型实验台,“八五”期间建成的实验大厅、测试大楼和新添置的测试设备,2吨级旋翼试验台及尾桨试验台组成。实验室的主要研究方向是旋翼涡系研究、旋翼流场及干扰流场研究、高性能新型旋翼研究、旋翼非定常空气动力学研究、旋翼气弹耦合动力学特性研究等。该实验室目前共有研究员8人,高级工程师1人,工程师5人,人员年龄结构合理,专业分工明确,技术力量雄厚。直升机旋翼机身组合模型实验台是实验室的主体,在该实验台上已圆满地完成了大量的直升机课题预研和型号试验任务:旋翼模型下洗流场试验,地面效应试验,桨尖轨迹测量试验和表面压力测量试验,旋翼模型悬停试验。国防科技重点实验室基金课题“复杂地形时旋翼悬停气动特性的影响”和“旋翼动态操纵载荷测量”也将在该试验台上进行。试验获得的大量数据将为空气动力学、动力学气弹耦合及型号研制提供了宝贵的依据。实验室的主要测试设备有:HSV-1000高速彩色摄像系统,该系统可以以每秒1000帧的速度对旋翼运动轨迹及运动加速度进行测量;1FA-300热线风速仪,可用于旋翼流场测量;HP3566A动态信号分析仪,可完...

简介：F-111是世界上第一种实用化的可变后掠翼战机(Variable-Geometrywing)，大概也是有史以来在发展过程上最受争议的飞机之一。这一切都要从20世纪60年代开始说起。那时美国空军计划发展一种全能型战斗机，要求该机拥有战斗机的速度、轰炸机的有效载荷、以及运输机的航程，结果发展出来的是一架重达100吨的庞然巨物。