【摘 要】
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开展了模型旋翼悬停气动噪声数值方法和试验研究.首先,以RANS方程为流场主控方程求解旋翼近场气动信息,在获取精确的声源信息的基础上,基于FW-H方程进行噪声信息计算.在全消声室完成了三副不同下反角的模型旋翼悬停状态下不同总距和不同观测点上的噪声测量试验,获得了多组噪声数据,利用本文的数值方法针对相同状态进行计算,计算结果与试验结果显示出较好的一致性,表明了该数值方法的准确性.最后,根据试验结果,对
【机 构】
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中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室,江西景德镇,333001
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开展了模型旋翼悬停气动噪声数值方法和试验研究.首先,以RANS方程为流场主控方程求解旋翼近场气动信息,在获取精确的声源信息的基础上,基于FW-H方程进行噪声信息计算.在全消声室完成了三副不同下反角的模型旋翼悬停状态下不同总距和不同观测点上的噪声测量试验,获得了多组噪声数据,利用本文的数值方法针对相同状态进行计算,计算结果与试验结果显示出较好的一致性,表明了该数值方法的准确性.最后,根据试验结果,对比分析了不同下反桨尖对旋翼气动噪声特性的影响规律.
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为研究单旋翼气动布局对直升机飞行性能的影响,以飞行动力学模型为基础,在原始气动布局下分别对平飞、爬升与下滑和稳定协调转弯情况下的旋翼需用功率曲线进行了配平,并计算了飞行性能指标,计算结果与参考数据吻合较好,证明模型可用.以UH-60A直升机为例,研究了不同气动布局参数下的直升机飞行性能,结果表明,在变化范围内,旋翼位置对前飞和垂直飞行性能影响都很大,减小旋翼纵向距离有利于提高飞行性能,尾桨安装角在
针对4米×3米风洞的二元翼型静态气动性能试验,在充分调研历次二元翼型风洞试验情况的基础上,对试验技术进行了针对性研究,目的是获得较为精准的气动力数据.为此在总体方案上采用了测压方式,根据表面压力分布和尾流动量损失积分气动力;在模型的支撑上采用了风洞竖向全跨式支撑方式从而保障二元特性,在尾流耙的支撑上采用风洞横向全跨式支撑方式从而扩大尾流测量覆盖范围并减小支撑干扰影响;在模型加工过程中注重提升模型外
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