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直升机空气动力学实验教学法的探讨 被引量:1
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作者 史勇杰 徐国华 +1 位作者 唐正飞 赵寅宇 《佳木斯职业学院学报》 2016年第2期250-251,253,共3页
在直升机空气动力学课程的教学中,为了能够使学生准确地掌握专业知识,采用了实验教学方法。论文描述了实验教学法的内涵和构想,探讨了该方法应用到直升机空气动力学课程教学中的必要性以及实施方法,以此说明该教学方法对培养学生创新能... 在直升机空气动力学课程的教学中,为了能够使学生准确地掌握专业知识,采用了实验教学方法。论文描述了实验教学法的内涵和构想,探讨了该方法应用到直升机空气动力学课程教学中的必要性以及实施方法,以此说明该教学方法对培养学生创新能力、激发学生兴趣和提高教学质量的作用。这些都表明实验教学法是一种能够有效促进学生学习直升机空气动力学的一种教学方法,值得在教学过程中去推广。 展开更多
关键词 直升机空气动力学 实验教学 直升机
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直升机纵、横向耦合动力学模型的参数辨识方法研究 被引量:6
2
作者 吴伟 陈仁良 《振动工程学报》 EI CSCD 北大核心 2009年第3期232-236,共5页
提出了一种提高直升机纵、横向全耦合动力学模型辨识精度的方法,该方法根据BO-105直升机的频率扫描飞行试验数据,通过构建多步辨识算法和相应的优化指标函数,解决了直升机纵、横向全耦合动力学模型中辨识参数多,灵敏度差异大,耦合严重... 提出了一种提高直升机纵、横向全耦合动力学模型辨识精度的方法,该方法根据BO-105直升机的频率扫描飞行试验数据,通过构建多步辨识算法和相应的优化指标函数,解决了直升机纵、横向全耦合动力学模型中辨识参数多,灵敏度差异大,耦合严重等造成的信息矩阵病态问题,得到的直升机纵、横向全耦合动力学模型与飞行试验数据相比具有良好的一致性。 展开更多
关键词 全耦合模型 时域辨识 多步法
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直升机悬停状态动力学模型的快速频域辨识方法研究 被引量:1
3
作者 吴伟 陈仁良 《振动工程学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第3期290-297,共8页
基于BO 105直升机悬停状态下的飞行试验数据,提出了一种直升机全耦合模型快速频域辨识算法,该算法通过建立伯德灵敏度函数并结合理论分析的方法来确定辨识模型结构,提高了模型的辨识精度,同时,发展了一种加快整体辨识速度的优化算法,以... 基于BO 105直升机悬停状态下的飞行试验数据,提出了一种直升机全耦合模型快速频域辨识算法,该算法通过建立伯德灵敏度函数并结合理论分析的方法来确定辨识模型结构,提高了模型的辨识精度,同时,发展了一种加快整体辨识速度的优化算法,以适应不同辨识参数的收敛速度要求。辨识结果表明本文的算法可以快速有效的进行直升机飞行动力学模型的辨识。 展开更多
关键词 直升机 悬停 全耦合模型 频域辨识 灵敏度分析
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对比教学法在直升机空气动力学课程中运用
4
作者 徐国华 史勇杰 +1 位作者 招启军 赵寅宇 《佳木斯职业学院学报》 2016年第2期254-255,257,共3页
由于对比教学法在课程教学中的突出作用,在直升机专业的直升机空气动力学课程的教学中采用这一方法具有重要意义。文中在介绍了直升机空气动力学课程设置特点的基础上,阐述了"对比教学法"在本课程教学中应用的重要性。然后,... 由于对比教学法在课程教学中的突出作用,在直升机专业的直升机空气动力学课程的教学中采用这一方法具有重要意义。文中在介绍了直升机空气动力学课程设置特点的基础上,阐述了"对比教学法"在本课程教学中应用的重要性。然后,分别以垂直飞行和前飞状态涡流理论固定涡系对比教学、以及直升机垂直飞行状态下三种理论的对比为例,着重讨论了对比教学在直升机空气动力学课程教学中的实施方法,可供参考。 展开更多
关键词 直升机空气动力学 对比教学法 直升机
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基于CFD与飞行动力学耦合方法的舰载直升机着舰平衡分析 被引量:1
5
作者 孟晓伟 徐国华 +1 位作者 史勇杰 黄斌 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期238-243,共6页
将计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)模型与飞行动力学模型相结合,建立了适用于舰载直升机着舰飞行的平衡分析方法。在满足气动力计算精度的前提下,为提高计算效率,CFD模型使用Euler方程作为主控方程,并采用动量源项代替... 将计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)模型与飞行动力学模型相结合,建立了适用于舰载直升机着舰飞行的平衡分析方法。在满足气动力计算精度的前提下,为提高计算效率,CFD模型使用Euler方程作为主控方程,并采用动量源项代替旋翼对其流场的作用。将CFD计算所得气动力对飞行动力学模型计算所得气动力进行修正迭代,并根据牛顿迭代法求解飞行动力学平衡方程,最终求得平衡参数。应用所建立的方法,首先进行了算例验证,以表明方法的有效性;然后着重对舰载直升机着舰飞行进行了平衡计算与分析,为直升机着舰飞行提供参考。 展开更多
关键词 舰载直升机 动量源 CFD模型 飞行动力学模型 平衡
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考虑非理想噪声干扰的直升机飞行动力学模型辨识方法
6
作者 周攀 吴伟 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期224-229,共6页
利用MATLAB/SIMULINK平台搭建了直升机仿真实验系统,并以UH-60直升机为对象实现了考虑非理想噪声干扰的仿真飞行实验。建立了非理想噪声数学模型并基于增广最小二乘法设计了一套同时考虑模型参数和噪声参数的综合辨识算法,在此基础上,... 利用MATLAB/SIMULINK平台搭建了直升机仿真实验系统,并以UH-60直升机为对象实现了考虑非理想噪声干扰的仿真飞行实验。建立了非理想噪声数学模型并基于增广最小二乘法设计了一套同时考虑模型参数和噪声参数的综合辨识算法,在此基础上,利用仿真实验数据实现了UH-60直升机纵向飞行动力学模型的辨识与验证。最后,通过与普通最小二乘法的对比验证了本文方法的优越性。 展开更多
关键词 直升机 飞行动力学 系统辨识 非理想噪声
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电控旋翼气弹动力学建模研究 被引量:10
7
作者 陆洋 王浩文 高正 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第6期1021-1026,共6页
研究了电控旋翼的气弹动力学建模方法。以有限元旋翼气弹分析程序LORA01为基础,首先给出了一种能计及襟翼移轴补偿影响的时域综合非定常气动力模型,并将伺服襟翼作为额外引入的质量体计入结构动力学模型;之后结合有限元法,根据Hamilton... 研究了电控旋翼的气弹动力学建模方法。以有限元旋翼气弹分析程序LORA01为基础,首先给出了一种能计及襟翼移轴补偿影响的时域综合非定常气动力模型,并将伺服襟翼作为额外引入的质量体计入结构动力学模型;之后结合有限元法,根据Hamilton原理导出由广义力表示的带襟翼桨叶非线性运动方程,采用基于Newmark方法的隐式数值积分法对桨叶运动方程进行求解。最后,利用主动控制襟翼旋翼的试验数据对模型进行了比较验证,证明了所建模型的正确性。 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 电控旋翼 襟翼 气弹动力学 建模 空气动力学 结构动力学
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倾转旋翼/机翼耦合系统过渡状态气弹动力学试验研究 被引量:6
8
作者 董凌华 杨卫东 张呈林 《振动工程学报》 EI CSCD 北大核心 2008年第5期465-470,共6页
研制了半展长的倾转旋翼/机翼耦合系统动力学模型,进行了模型的机翼基阶挥舞弯曲/扭转耦合振动随倾转角变化的气弹动力学特性分析及风洞试验,研究倾转角及前吹风速度对倾转旋翼/机翼耦合系统的机翼基阶挥舞弯曲/扭转耦合振动气弹动力学... 研制了半展长的倾转旋翼/机翼耦合系统动力学模型,进行了模型的机翼基阶挥舞弯曲/扭转耦合振动随倾转角变化的气弹动力学特性分析及风洞试验,研究倾转角及前吹风速度对倾转旋翼/机翼耦合系统的机翼基阶挥舞弯曲/扭转耦合振动气弹动力学特性的影响。理论分析与试验结果表明:随试验模型从直升机模式倾转过渡到飞机模式,倾转旋翼/机翼耦合系统的机翼基阶挥舞弯曲/扭转耦合振动频率将会提高;在小前进比的前吹风倾转过程中,倾转旋翼/机翼耦合系统的机翼基阶挥舞弯曲/扭转耦合振动的阻尼随倾转角位置的不同而显著变化,随试验模型从直升机模式过渡到飞机模式,倾转旋翼/机翼耦合系统的机翼基阶挥舞弯曲/扭转耦合振动的阻尼明显降低。 展开更多
关键词 旋翼 气动弹性 多体动力学 倾转旋翼 倾转过渡
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倾转旋翼机前飞动力学稳定性分析 被引量:6
9
作者 岳海龙 夏品奇 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第11期1863-1867,共5页
倾转旋翼机的机翼端部装有一个可倾转的旋翼.所建立的倾转旋翼机前飞动力学稳定性分析简化模型由一个机翼和一个螺旋桨旋翼组成.机翼承受垂向弯曲、弦向弯曲和扭转变形,螺旋桨旋翼的桨叶认为是刚性的并承受一阶挥舞和摆振.机翼和螺旋桨... 倾转旋翼机的机翼端部装有一个可倾转的旋翼.所建立的倾转旋翼机前飞动力学稳定性分析简化模型由一个机翼和一个螺旋桨旋翼组成.机翼承受垂向弯曲、弦向弯曲和扭转变形,螺旋桨旋翼的桨叶认为是刚性的并承受一阶挥舞和摆振.机翼和螺旋桨旋翼的空气动力学载荷由准定常片条理论得到.利用此模型在高入流状态下建立运动微分方程,对倾转旋翼机在前飞状态下的动力学稳定性进行计算,计算结果与Bell公司试验结果基本一致,表明该模型可用于倾转旋翼机的前飞动力学稳定性分析. 展开更多
关键词 航空 航天推进系统 倾转旋翼机 前飞状态 稳定性
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直升机尾桨参数对RCS影响分析
10
作者 梁成良 招启军 +1 位作者 费钟阳 曹宸恺 《航空工程进展》 CSCD 2024年第3期143-150,F0002,共9页
在执行战时任务时,对武装直升机的隐身性能提出了较高要求,为降低直升机在执行任务时被发现的概率,基于几何光学法和一致性绕射理论,研究直升机尾桨翼型厚度、弯度、剪刀角角度对RCS的影响。选用两种雷达照射方位,通过对尾桨不同参数和... 在执行战时任务时,对武装直升机的隐身性能提出了较高要求,为降低直升机在执行任务时被发现的概率,基于几何光学法和一致性绕射理论,研究直升机尾桨翼型厚度、弯度、剪刀角角度对RCS的影响。选用两种雷达照射方位,通过对尾桨不同参数和涂敷吸波材料的RCS峰值、均值对比,判断更有利于直升机尾桨隐身的条件。结果表明:雷达从地面照射时,尾桨厚度小、弯度小的RCS会适当减小,剪刀角角度的变化会导致RCS峰值相位变化;雷达平行照射时,厚度小的尾桨RCS小,弯度小的RCS峰值更小;在桨叶前缘与桨尖端面涂敷吸波材料可以有效降低桨叶整体RCS。因此,选择尾桨的厚度越小、弯度越小,有利于降低直升机尾桨的RCS,对桨尖端面和桨叶前缘进行吸波材料涂敷可以有效降低整体RCS。 展开更多
关键词 尾桨 雷达散射截面 高频近似方法 隐身
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复合式高速直升机旋翼下洗流对机翼的气动影响分析 被引量:2
11
作者 刘超凡 朱清华 刘佳 《航空工程进展》 CSCD 2023年第1期38-46,共9页
对复合式高速直升机的旋翼两侧不同强度下洗流对机翼的气动干扰分析,可以为类似构型直升机的气动外形设计及优化提供一定的参考。采用动量源方法对复合式高速直升机悬停及前飞状态的流场进行数值模拟,分析旋翼两侧不同强度的下洗流对机... 对复合式高速直升机的旋翼两侧不同强度下洗流对机翼的气动干扰分析,可以为类似构型直升机的气动外形设计及优化提供一定的参考。采用动量源方法对复合式高速直升机悬停及前飞状态的流场进行数值模拟,分析旋翼两侧不同强度的下洗流对机翼的气动影响,研究改变旋翼桨盘高度和机翼展弦比对气动特性的影响。结果表明:复合式高速直升机前飞时,随着旋翼桨盘的增高,两侧机翼升力差峰值减小,且峰值落在更小速度处;随着机翼展弦比的增大,两侧机翼升力差峰值减小,且在峰值后同一速度下,机翼越细长两侧升力差越小。 展开更多
关键词 动量源 复合式高速直升机 旋翼 机翼 气动特性
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动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响 被引量:1
12
作者 薛立鹏 张呈林 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期7-12,共6页
在建立倾转旋翼机飞机模式和直升机模式下的旋翼/短舱/机翼系统耦合气弹动力学分析模型的基础上,分析了倾转旋翼、机翼动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响,得到了不同动力学参数对前飞时回转颤振速度和悬停时模态阻尼的影响曲线,... 在建立倾转旋翼机飞机模式和直升机模式下的旋翼/短舱/机翼系统耦合气弹动力学分析模型的基础上,分析了倾转旋翼、机翼动力学参数对倾转旋翼机气弹稳定性的影响,得到了不同动力学参数对前飞时回转颤振速度和悬停时模态阻尼的影响曲线,对于倾转旋翼机动力学设计具有理论指导意义。 展开更多
关键词 倾转旋翼机 动力学 气弹稳定性 回转颤振 模态阻尼
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基于多体系统动力学的旋翼桨叶响应计算方法 被引量:1
13
作者 王益锋 王浩文 +1 位作者 高正 崔玉波 《直升机技术》 2007年第3期20-24,共5页
在中等变形梁的基础上引入增广转换矩阵,为解决桨叶动能项推导编程计算较为复杂的问题,建立了一种新的递推计算方法。该方法在原有的转换矩阵基础上进行了增广,建立了相邻运动坐标系间动能项引起的质量、阻尼、刚度和广义力递推计算方... 在中等变形梁的基础上引入增广转换矩阵,为解决桨叶动能项推导编程计算较为复杂的问题,建立了一种新的递推计算方法。该方法在原有的转换矩阵基础上进行了增广,建立了相邻运动坐标系间动能项引起的质量、阻尼、刚度和广义力递推计算方法。以法国SA349/2小羚羊直升机的试飞测试数据为依据,验证了方法的有效性。 展开更多
关键词 中等变形梁 动能项 递推方法 增广转换矩阵
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直升机旋翼翼型及桨叶气动外形反设计分析 被引量:7
14
作者 尚克明 招启军 +1 位作者 赵国庆 万俊明 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期550-556,共7页
建立了一个基于余量修正思想的直升机旋翼反设计计算方法,用于直升机桨叶的气动外形设计研究。使用Poisson方程为控制方程生成围绕桨叶的贴体网格;在悬停状态下建立了以Euler方程为主控方程的旋翼流场求解方法,并采用了嵌套网格方法进... 建立了一个基于余量修正思想的直升机旋翼反设计计算方法,用于直升机桨叶的气动外形设计研究。使用Poisson方程为控制方程生成围绕桨叶的贴体网格;在悬停状态下建立了以Euler方程为主控方程的旋翼流场求解方法,并采用了嵌套网格方法进行数值计算;在流场计算及网格生成基础上,采用MGM方程作为翼型反设计方程,建立了一套直升机旋翼翼型及桨叶气动外形的反设计方法。应用该方法,分别对二维翼型以及悬停状态下的旋翼桨叶进行了反设计分析。反设计结果表明,在给定的目标压力分布条件下,使用本文方法分别获得了满足要求的二维翼型及直升机桨叶外形,并与目标压力吻合良好。 展开更多
关键词 直升机 旋翼 反设计 翼型 计算流体力学
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基于小波变换和神经网络的直升机旋翼不平衡故障诊断方法 被引量:10
15
作者 徐永勤 高亚东 李清龙 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期212-218,共7页
依据直升机旋翼不平衡故障空间与多点机体振动空间存在一对一映射关系的理论,采用某旋翼试验台设置桨距不平衡、质量不平衡以及后缘调整片不平衡的方法获取试验数据。利用小波变换和神经网络处理直升机机体振动信号,并对直升机旋翼单故... 依据直升机旋翼不平衡故障空间与多点机体振动空间存在一对一映射关系的理论,采用某旋翼试验台设置桨距不平衡、质量不平衡以及后缘调整片不平衡的方法获取试验数据。利用小波变换和神经网络处理直升机机体振动信号,并对直升机旋翼单故障和复合故障进行诊断。最终实现了一种利用小波变换处理机体振动信号诊断旋翼不平衡故障的方法。 展开更多
关键词 直升机 旋翼 故障诊断 小波变换 神经网络
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基于自由尾迹分析的直升机旋翼下洗流场计算方法 被引量:6
16
作者 赵景根 徐国华 招启军 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期63-68,共6页
建立一个包含机身影响的旋翼自由尾迹分析模型,以用于实际直升机旋翼和机身组合时的旋翼诱导速度场计算,为火箭导弹发射提供一个旋翼下洗流场计算方法。在该模型中,使用一个卷起桨尖涡模拟尾迹的影响,采用二阶升力线理论代替桨叶的作用... 建立一个包含机身影响的旋翼自由尾迹分析模型,以用于实际直升机旋翼和机身组合时的旋翼诱导速度场计算,为火箭导弹发射提供一个旋翼下洗流场计算方法。在该模型中,使用一个卷起桨尖涡模拟尾迹的影响,采用二阶升力线理论代替桨叶的作用,并采用一个源面元模型计入机身对旋翼尾迹的诱导和堵塞等影响;分别以美国佐治亚理工学院和马里兰大学所采用的旋翼/机身组合模型为算例,对多种状态进行计算;将计算的旋翼流场定常和非定常速度与可得到的实验结果进行对比,表明了本方法的有效性。 展开更多
关键词 流体力学 下洗流 直升机 旋翼 桨尖涡 自由尾迹
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基于CFD/Kirchhoff方法的直升机旋翼高速脉冲噪声模拟分析 被引量:6
17
作者 招启军 徐国华 王适存 《计算物理》 CSCD 北大核心 2006年第2期137-143,共7页
将三阶迎风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合,以改进二阶中心差分格式导致较大尾迹数值耗散的不足,建立了基于N-S方程和嵌套网格技术的旋翼流场求解方法,提高了CFD/Kirchhoff方法中流场信息计算的准确性.在流场求解的基础上,提出了一... 将三阶迎风格式(MUSCL)与通量差分裂方法相结合,以改进二阶中心差分格式导致较大尾迹数值耗散的不足,建立了基于N-S方程和嵌套网格技术的旋翼流场求解方法,提高了CFD/Kirchhoff方法中流场信息计算的准确性.在流场求解的基础上,提出了一种谐波展开分析方法,基于该方法,Kirchhoff公式中的被积函数可解析表达,从而简化了获得Kirchhoff公式中被积函数的插值方法,提高了插值效率和精度.用上述方法对旋翼跨音速流场的高速脉冲(HSI)噪声进行了预测,计算结果与实验数据一致;同时对高速脉冲噪声在不同桨尖马赫数时和不同方向观测点上的特点进行了计算和分析.结果表明:旋翼高速脉冲噪声具有很强的指向性,在桨盘平面内噪声最大,在桨盘下方,随着与桨盘平面的夹角增加,噪声的脉冲迅速减弱. 展开更多
关键词 旋翼噪声 高速脉冲噪声 计算流体力学 KIRCHHOFF方法 直升机
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直升机飞行参数对起降过程中旋翼桨-涡干扰噪声影响的分析 被引量:5
18
作者 王阳 宋辰瑶 徐国华 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第3期322-327,352,共7页
从直升机平衡方程与飞行参数的影响关系出发,推导了一个直升机起降过程中旋翼桨-涡干扰噪声分析的模型,以适用于飞行参数对桨-涡干扰噪声影响的研究。在该模型中,引入了桨涡垂直间距和轨迹马赫数两个关键影响参数的求解。然后,应用该模... 从直升机平衡方程与飞行参数的影响关系出发,推导了一个直升机起降过程中旋翼桨-涡干扰噪声分析的模型,以适用于飞行参数对桨-涡干扰噪声影响的研究。在该模型中,引入了桨涡垂直间距和轨迹马赫数两个关键影响参数的求解。然后,应用该模型分析了飞行参数对直升机起降阶段的旋翼桨-涡干扰噪声的影响,着重计算了不同飞行速度时的桨涡垂直间距和超声速噪声辐射源点随飞行参数的变化。结果表明,桨涡干扰中的超声速噪声辐射源点在一定的飞行状态下会成为主导的噪声源。 展开更多
关键词 旋翼噪声 桨-涡干扰 轨迹马赫数 桨涡垂直间距 直升机
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直升机旋翼不平衡故障诊断试验研究 被引量:11
19
作者 高亚东 张曾锠 《振动.测试与诊断》 EI CSCD 北大核心 2009年第2期214-217,共4页
通过试验验证了仅用机体振动实现直升机旋翼质量不平衡和桨距不平衡故障诊断方法的可行性。在某旋翼试验台上分别设置不同程度桨叶质量不平衡和桨距不平衡,测取台体振动信号并利用FFT做频谱分析,分析了台体振动1Ω分量大小与故障程度的... 通过试验验证了仅用机体振动实现直升机旋翼质量不平衡和桨距不平衡故障诊断方法的可行性。在某旋翼试验台上分别设置不同程度桨叶质量不平衡和桨距不平衡,测取台体振动信号并利用FFT做频谱分析,分析了台体振动1Ω分量大小与故障程度的关系。利用概率神经网络实现了两种不平衡故障的正确分类,用径向基神经网络实现了故障程度识别。试验结果证实,不测旋翼桨尖轨迹,仅利用机体振动可以实现旋翼不平衡故障诊断。 展开更多
关键词 直升机旋翼 故障诊断 不平衡故障 神经网络
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直升机旋翼桨叶鸟撞动态响应计算 被引量:4
20
作者 林长亮 王益锋 +2 位作者 王浩文 陈仁良 尚晓冬 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2013年第10期62-68,共7页
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... 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。 展开更多
关键词 直升机 鸟撞 桨叶 动态响应 流-固耦合
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