CN112651075B - 一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法 - Google Patents

一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112651075B
CN112651075B CN202011197106.7A CN202011197106A CN112651075B CN 112651075 B CN112651075 B CN 112651075B CN 202011197106 A CN202011197106 A CN 202011197106A CN 112651075 B CN112651075 B CN 112651075B
Authority
CN
China
Prior art keywords
spoiler
helicopter
tail
main
calculation
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202011197106.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112651075A (zh
Inventor
万兵兵
陈笑天
吴林波
卢伟健
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Helicopter Research and Development Institute
Original Assignee
China Helicopter Research and Development Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Helicopter Research and Development Institute filed Critical China Helicopter Research and Development Institute
Priority to CN202011197106.7A priority Critical patent/CN112651075B/zh
Publication of CN112651075A publication Critical patent/CN112651075A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112651075B publication Critical patent/CN112651075B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/28—Design optimisation, verification or simulation using fluid dynamics, e.g. using Navier-Stokes equations or computational fluid dynamics [CFD]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)

Abstract

本发明属于直升机气动设计技术领域，具体涉及一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法。该方法主要涉及高精度CFD分析和傅立叶变换，通过对比分析加装扰流片前后气动面监测点的压力脉动频率特征，快速对扰流片方案进行优化设计，能够大幅降低人力和物力成本，缩短研制周期。本发明可以有效减弱直升机飞行过程中的尾部筛动问题，扰流片结构简单、安装/拆卸过程简单且不增加维护成本。在某型机上加装扰流片后开展试飞试验，通过振动数据结果分析，表明扰流片的设计方法有效解决了直升机的尾部筛动问题。

Description

一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法
技术领域
本发明属于直升机气动设计技术领域，具体涉及一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法。
背景技术
一般导致直升机尾部筛动的原因，是主旋翼下洗流/主减塔座/主桨毂等形成复杂的气流分离和脱体涡，一系列的脱体涡在飞行过程中打在气动面上导致产生交变动载荷，且脱体涡作为激励源引起了机体固有频率下的响应。
国外某型直升机在科研试飞初期也遇到了尾部筛动问题，其通过在机身尾梁交界处加装“翼型件”缓解了尾部筛动。但是该直升机上的“翼型件”存在专一性，只对特定的机身气动布局起作用。国内针对直升机尾部筛动也开展了一系列工作，但主要集中在结构设计优化、主动减震设计等方面。
同时，针对直升机尾部筛动的气动被动控制技术研究，主要通过风洞试验或飞行试验对直升机气动布局进行优化设计，但风洞试验和飞行试验所需的人力、物力成本是非常庞大的，时间周期也较长。另外，直升机的有些振动问题是在设计之初是不能被发现的，或者在后期加装设备才导致振动问题的出现，因此在设计方法上有待创新突破，保证在直升机整个设计和使用过程均能有效解决尾部筛动问题。
发明内容
本发明的目的：针对现有技术中的不足，本发明提出一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法，以抵消直升机在飞行过程中机体脱落涡对气动面的负面影响，能够有效解决直升机尾部筛动问题。
本发明的技术方案：为了实现上述目的，本发明提出一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法，包括如下步骤：
S1：建立直升机机身和旋翼气动干扰计算模型，并在气动面表面两侧分布合适的监测点；具体过程如下：
对该模型包括的机身1，主桨毂2，主减塔座3，左排气管41，右排气管42，尾梁6，垂尾7，平尾8，侧端板9划分气动网格；
采用CFD数值仿真对气动网格以定常计算结果为初值进行非定常计算，时间步长小于0.01s，计算时间大于5s，物面网格需划分附面层网，且格保证壁面Y+≤1，
CFD数值仿真基于ALE的三维守恒型可压缩非定常雷诺平均N-S方程，在直角坐标系下无量纲化的积分形式为：
Figure GDA0002934458900000021
其中，Ω为控制体，
Figure GDA0002934458900000022
表示控制体单元的边界，n为控制体边界外法向单位矢量，dV表示体积分的微元，dS表示面积分的微元，Q为守恒变量，F(Q)为无粘通量，G(Q)为粘性通量；
对雷诺平均N-S方程采用格心格式的有限体积法求解，网格单元控制体的求解如图6所示，N-S方程在控制体内可以作如下的近似：
Figure GDA0002934458900000023
为了更准确地模拟机身旋翼气动干扰计算模型中的流动分离，采用SSTk-ω两方程湍流模型，湍动能k和小尺度涡的能量传递率ε分别由它们的输运方程给出：
Figure GDA0002934458900000024
Figure GDA0002934458900000025
其中,F1为平均加权混合函数，
Figure GDA0002934458900000026
β1＝0.075，β*＝0.09，k＝0.41，
Figure GDA0002934458900000027
S2：采用S1中所建立的气动干扰计算模型，对初始直升机全机进行仿真计算获得三维流场数据，对监测点的压强随时间的变化历程进行傅立叶变换，进而得到气动面动载荷的频率f0和幅值δ0；
优选地，要求监测点压强的采样率大于50Hz，数据点数是2的倍数且大于512；
S3:通过对流经气动面的三维流场数据分析，初步获得扰流片的主要设计参数，并对扰流片初步方案划分气动网格；
扰流片的主要设计参数为：扰流片安装位置，单片扰流片的长度L，前缘高度h1、后缘高度h2，两扰流片前缘距离d1、后缘距离d2，扰流片内表面之间的夹角θ；
优选地，所述扰流片安装位置沿机身中剖面呈对称分布，分别记为左扰流片51、右扰流片52；扰流片前缘距主减塔座正后方μ*D处，μ是比例系数，D为主桨毂中心到气动面前缘的距离；
S4：采用S1中建立的计算方法对加装扰流片后的模型进行计算分析，获得加装扰流片后气动面动载荷的频率fi和幅值δi；
S5：比较扰流片安装前后气动面动载荷的频率和幅值变化，判断是否满足设计要求，|fi-f0|≥f0/3和δ0-δi≥δ0/4；
S6：若所述步骤S5的频率和幅值变化不满足设计要求，根据不同情况，对扰流片的参数进行优化设计；
当|fi-f0|≤f0/5，δ0-δi≤δ0/6时，则增加所述扰流片到主桨毂的距离μ*D，改变量为0.015*D，所述扰流片到主桨毂的距离μ*D不得超过0.35*D，否则扰流片不仅不能减弱主减塔座或机体脱落涡的强度，反而会产生额外的、具有负面影响的脱落涡；
当|fi-f0|≤f0/4，δ0>δi时，增加所述扰流片前缘距离d1，改变量为0.1*d1,所述扰流片前缘距离d1不得超过0.8*d2，否则将会降低气动面的气动效率；
当|fi-f0|≤f0/4，δ0<δi时，减小所述扰流片内表面夹角θ，改变量为5°，所述扰流片内表面夹角θ不得超过90°，否则将导致扰流片几乎不能改变主减塔座或机体脱落涡的强度；
当f0/4≤|fi-f0|<f0/3时，增加所述扰流片后缘高度h2，改变量0.1*h2，所述扰流片后缘高度h2不得超过L/3，否则扰流片的载荷显著增加，而扰流片带来的气动效应变化较小，且扰流片外形不美观；若δ0<δi，同时增加所述扰流片长度L，改变量为0.1*L；
S7：直到所述步骤S6的频率和幅值变化满足设计要求，|fi-f0|≥f0/3和δ0-δi≥δ0/4，则完成设计，最终确定扰流片的主要设计参数。
本发明的有益技术效果：本发明可以有效减弱直升机飞行过程中的尾部筛动问题，扰流片结构简单、安装/拆卸过程简单且不增加维护成本。在某型机上加装扰流片后开展试飞试验，通过振动数据结果分析，表明扰流片的设计方法有效解决了直升机的尾部筛动问题。
附图说明
图1是本发明设计方法流程图；
图2是本发明实施例气动面监测点示意图；
图3是本发明实施例扰流片在机身上的安装位置及部分参数定义示意图；
图4是本发明实施例左右扰流片的相对位置和参数定义示意图；
图5是本发明实施例单个扰流片的具体尺寸参数定义示意图；
图6是控制体求解形式示意图
编号说明：1-机身，2-主桨毂，3-主减塔座，41-左排气管，42-右排气管，51-左扰流片，52-右扰流片，6-尾梁，7-垂尾，8-平尾，9-侧端板。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
如图1所示，一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法，包括如下步骤：
S1：建立直升机机身和旋翼气动干扰计算模型，并在气动面表面两侧分布合适的监测点；具体过程如下：
对该模型包括的机身1，主桨毂2，主减塔座3，左排气管41，右排气管42，尾梁6，垂尾7，平尾8，侧端板9划分气动网格；
采用CFD数值仿真对气动网格以定常计算结果为初值进行非定常计算，时间步长小于0.01s，计算时间大于5s，物面网格需划分附面层网，且格保证壁面Y+≤1，
CFD数值仿真基于ALE的三维守恒型可压缩非定常雷诺平均N-S方程，在直角坐标系下无量纲化的积分形式为：
Figure GDA0002934458900000051
其中，Ω为控制体，
Figure GDA0002934458900000052
表示控制体单元的边界，n为控制体边界外法向单位矢量，dV表示体积分的微元，dS表示面积分的微元，Q为守恒变量，F(Q)为无粘通量，G(Q)为粘性通量；
对雷诺平均N-S方程采用格心格式的有限体积法求解，网格单元控制体的求解如图6所示，N-S方程在控制体内可以作如下的近似：
Figure GDA0002934458900000053
为了更准确地模拟机身旋翼气动干扰计算模型中的流动分离，采用SSTk-ω两方程湍流模型，湍动能k和小尺度涡的能量传递率ε分别由它们的输运方程给出：
Figure GDA0002934458900000054
Figure GDA0002934458900000061
其中,F1为平均加权混合函数，
Figure GDA0002934458900000062
β1＝0.075，β*＝0.09，k＝0.41，
Figure GDA0002934458900000063
S2：采用S1中所建立的气动干扰计算模型，对初始直升机全机进行仿真计算获得三维流场数据，对监测点的压强随时间的变化历程进行傅立叶变换，进而得到气动面动载荷的频率f0和幅值δ0；
优选地，要求监测点压强的采样率大于50Hz，数据点数是2的倍数且大于512；
S3:通过对流经气动面的三维流场数据分析，初步获得扰流片的主要设计参数，并对扰流片初步方案划分气动网格；
扰流片的主要设计参数为：扰流片安装位置，单片扰流片的长度L，前缘高度h1、后缘高度h2，两扰流片前缘距离d1、后缘距离d2，扰流片内表面之间的夹角θ；
所述扰流片安装位置沿机身中剖面呈对称分布，分别记为左扰流片51、右扰流片52；扰流片前缘距主减塔座正后方μ*D处，μ是比例系数，D为主桨毂中心到气动面前缘的距离；
S4：采用S1中建立的计算方法对加装扰流片后的模型进行计算分析，获得加装扰流片后气动面动载荷的频率fi和幅值δi；
S5：比较扰流片安装前后气动面动载荷的频率和幅值变化，判断是否满足设计要求，|fi-f0|≥f0/3和δ0-δi≥δ0/4；
S6：若所述步骤S5的频率和幅值变化不满足设计要求，根据不同情况，对扰流片的参数进行优化设计；
当|fi-f0|≤f0/5，δ0-δi≤δ0/6时，则增加所述扰流片到主桨毂的距离μ*D，改变量为0.015*D，所述扰流片到主桨毂的距离μ*D不得超过0.35*D，否则扰流片不仅不能减弱主减塔座或机体脱落涡的强度，反而会产生额外的、具有负面影响的脱落涡；
当|fi-f0|≤f0/4，δ0>δi时，增加所述扰流片前缘距离d1，改变量为0.1*d1,所述扰流片前缘距离d1不得超过0.8*d2，否则将会降低气动面的气动效率；
当|fi-f0|≤f0/4，δ0<δi时，减小所述扰流片内表面夹角θ，改变量为5°，所述扰流片内表面夹角θ不得超过90°，否则将导致扰流片几乎不能改变主减塔座或机体脱落涡的强度；
当f0/4≤|fi-f0|<f0/3时，增加所述扰流片后缘高度h2，改变量0.1*h2，所述扰流片后缘高度h2不得超过L/3，否则扰流片的载荷显著增加，而扰流片带来的气动效应变化较小，且扰流片外形不美观；若δ0<δi，同时增加所述扰流片长度L，改变量为0.1*L；
S7：直到所述步骤S6的频率和幅值变化满足设计要求，|fi-f0|≥f0/3和δ0-δi≥δ0/4，则完成设计，最终确定扰流片的主要设计参数。
实施例1
一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法的具体流程如图1所示。这里选取垂尾(7)作为具体实施的气动面，图2给出了垂尾(7)左侧表面的5个监测点示意图，垂尾(7)右侧表面有对应的5个监测点；
首先采用CFD分析方法，选取时间步长0.01s前进行了为时6s的计算，提取了监测点的压强随时间的变化曲线，再通过傅立叶变换得到监测点压力脉动的频域特征，即频率f0和幅值δ0；
通过对流场进行分析，给出了扰流片(5)的设计方案，图3-5给出了扰流片(5)的大小和位置示意图。通过反复迭代优化，最终确定扰流片(5)的长度L＝990mm，前缘高度h1＝150mm、后缘高度h2＝210mm，两扰流片前缘距离d1＝300mm、后缘距离d2＝650mm，扰流片内表面之间的夹角θ＝65°，μ取值为0.15，即扰流片安装在距主减塔座(3)后方0.15D，左排气管(41)和右排气管(42)的中间位置；
在加装扰流片(5)前，该型机存在6Hz的尾部横向筛动，计算得到的主频率f0＝6Hz、对应幅值δ0＝0.45和频率f0＝9.5Hz、对应幅值δ0＝0.8。加装最终设计扰流片(5)后，计算只得到一个主频率fi＝10Hz、对应幅值δi＝0.175；
满足|fi-f0|≥f0/3,δ0-δi≥δ0/4，且试飞表明尾部横向筛动问题得到有效解决。
以上所述，仅为本发明的具体实施例，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (3)

1.一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1：建立直升机机身和旋翼气动干扰计算模型，并在气动面上设置监测点；具体过程如下：
对该模型包括的机身(1)，主桨毂(2)，主减塔座(3)，左排气管(41)，右排气管(42)，尾梁(6)，垂尾(7)，平尾(8)，侧端板(9)划分气动网格；
采用CFD数值仿真对气动网格以定常计算结果为初值进行非定常计算，时间步长小于0.01s，计算时间大于5s，物面网格需划分附面层网，且格保证壁面Y+≤1，
CFD数值仿真基于ALE的三维守恒型可压缩非定常雷诺平均N-S方程，在直角坐标系下无量纲化的积分形式为：
Figure FDA0003840748450000011
其中，Ω为控制体，
Figure FDA0003840748450000012
表示控制体单元的边界，n为控制体边界外法向单位矢量，dV表示体积分的微元，dS表示面积分的微元，Q为守恒变量，F(Q)为无粘通量，G(Q)为粘性通量；
对雷诺平均N-S方程采用格心格式的有限体积法求解，网格单元控制体的求解如图6所示，N-S方程在控制体内可以作如下的近似：
Figure FDA0003840748450000013
为了更准确地模拟机身旋翼气动干扰计算模型中的流动分离，采用SSTk-ω两方程湍流模型，湍动能k和小尺度涡的能量传递率ε分别由它们的输运方程给出：
Figure FDA0003840748450000014
Figure FDA0003840748450000021
其中,F1为平均加权混合函数，
Figure FDA0003840748450000022
S2：采用S1中所建立的气动干扰计算模型，对初始机身进行仿真计算获得全机三维流场数据，对所述监测点的压强随时间变化历程进行傅立叶变换，进而得到气动面动载荷的频率f0和幅值δ0；
S3:通过对三维流场数据分析，初步获得扰流片的主要设计参数；所述扰流片的主要设计参数包括扰流片安装位置，单片扰流片的长度L，前缘高度h1、后缘高度h2，两扰流片前缘距离d1、后缘距离d2，扰流片内表面之间的夹角θ；所述扰流片安装位置沿机身中剖面呈对称分布，扰流片前缘距主减塔座正后方μ*D处，μ为比例系数，D为主桨毂中心到气动面前缘的距离；
S4：采用S1中建立的计算方法对加装扰流片后的模型进行计算分析，获得加装扰流片后气动面动载荷的频率fi和幅值δi；
S5：比较扰流片安装前后气动面动载荷的频率和幅值变化，判断频率和幅值的变化是否满足设计要求；当|fi-f0|≤f0/5，δ0-δi≤δ0/6时，则增加所述扰流片到主桨毂的距离μ*D，改变量为0.015*D，所述扰流片到主桨毂的距离μ*D不得超过0.35*D；当|fi-f0|≤f0/4，δ0>δi时，增加所述扰流片前缘距离d1，改变量为0.1*d1,所述扰流片前缘距离d1不得超过0.8*d2；当|fi-f0|≤f0/4，δ0<δi时，减小所述扰流片内表面夹角θ，改变量为5°，所述扰流片内表面夹角θ不得超过90；当f0/4≤|fi-f0|<f0/3时，增加所述扰流片后缘高度h2，改变量0.1*h2，所述扰流片后缘高度h2不得超过L/3；若δ0<δi，同时增加所述扰流片长度L，改变量为0.1*L；
S6：若所述步骤S5中频率和幅值变化不满足设计要求，根据不同情况，对扰流片的主要设计参数进行优化设计；
S7：直到所述步骤S6中频率和幅值变化满足设计要求，则完成设计，最终确定扰流片的主要设计参数；在所述S7中，直到|fi-f0|≥f0/3和δ0-δi≥δ0/4，则完成设计，最终确定扰流片的主要设计参数。
2.根据权利要求1所述的一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法，其特征在于，在所述S1中，压强监测点分布在气动面表面两侧，单侧压强监测点的数量至少为4个以上。
3.根据权利要求1所述的一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法，其特征在于，在所述S2中，对初始机身进行仿真计算过程中，压强监测点的采样率应大于50Hz，所获得的采样数据点总数应是2的倍数并且大于512。
CN202011197106.7A 2020-10-30 2020-10-30 一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法 Active CN112651075B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011197106.7A CN112651075B (zh) 2020-10-30 2020-10-30 一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011197106.7A CN112651075B (zh) 2020-10-30 2020-10-30 一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112651075A CN112651075A (zh) 2021-04-13
CN112651075B true CN112651075B (zh) 2022-11-04

Family

ID=75346829

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011197106.7A Active CN112651075B (zh) 2020-10-30 2020-10-30 一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112651075B (zh)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7413408B1 (en) * 2007-02-22 2008-08-19 Samuel B Tafoya Vibration-reducing and noise-reducing spoiler for helicopter rotors, aircraft wings, propellers, and turbine blades
CN106841664A (zh) * 2015-12-04 2017-06-13 无锡乐华自动化科技有限公司 一种管道流速计以及使用方法
CN108647370A (zh) * 2018-03-16 2018-10-12 北京航空航天大学 基于双环迭代的无人直升机气动外形优化设计方法
CN111792022A (zh) * 2020-07-17 2020-10-20 厦门大学 一种抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2866627B1 (fr) * 2004-02-24 2006-05-05 Airbus France Procede et dispositif pour l'optimisation du braquage des volets deporteurs d'un aeronef en vol
DE102004049504A1 (de) * 2004-10-11 2006-04-13 Airbus Deutschland Gmbh Flugzeugflügel, Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugflügels und Verwendung einer schwenkbaren Hinterkante an einem Hauptflügel eines Flugzeugflügels zum Justieren der Form und Breite eines Luftspalts
EP1746024B1 (en) * 2005-07-22 2007-11-07 Airbus Deutschland GmbH Method of controlling an aircraft in flight
US7636618B2 (en) * 2006-09-14 2009-12-22 The Boeing Company Responding to aircraft excursions from flight envelopes
BRPI0701438B1 (pt) * 2007-04-13 2019-11-19 Embraer Empresa Brasileira De Aeronautica S A superfície de controle de aeronave em combinação em combinação com um selo aerodinâmico para redução do ruído gerado por superfícies de controle de aeronaves
FR2944896B1 (fr) * 2009-04-24 2011-07-08 Airbus France Procede de prediction du comportement aerodynamique d'une structure d'un aeronef
CN103101615A (zh) * 2011-11-14 2013-05-15 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种单晶片压电片式振动扰流片装置
CN103120432B (zh) * 2013-02-06 2016-04-20 朱晓义 一种结构改进的复合材料及其应用
CN103982462B (zh) * 2014-05-15 2016-03-30 北京理工大学 一种叶片尾缘的波形射流方法
CN104881510B (zh) * 2015-02-13 2018-06-05 南京航空航天大学 一种直升机旋翼/尾桨气动干扰数值仿真方法
CN104899365B (zh) * 2015-05-27 2018-05-08 南京航空航天大学 一种可减小气动干扰不利影响的直升机气动布局优化方法
CN108984862B (zh) * 2018-06-27 2021-05-07 中国直升机设计研究所 一种气动特性cfd计算结果修正方法
CN108984917A (zh) * 2018-07-20 2018-12-11 北京航空航天大学 大型飞机飞控作动系统智能设计与评价方法
CN109533282B (zh) * 2018-11-09 2020-09-25 中国直升机设计研究所 直升机尾部垂直安定面设计方法
CN110647160A (zh) * 2019-10-10 2020-01-03 中国商用飞机有限责任公司 一种用于航空器的飞行控制方法和装置
CN111581722B (zh) * 2020-04-30 2021-12-03 中国直升机设计研究所 一种翼身融合的运输直升机短翼外形设计方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7413408B1 (en) * 2007-02-22 2008-08-19 Samuel B Tafoya Vibration-reducing and noise-reducing spoiler for helicopter rotors, aircraft wings, propellers, and turbine blades
CN106841664A (zh) * 2015-12-04 2017-06-13 无锡乐华自动化科技有限公司 一种管道流速计以及使用方法
CN108647370A (zh) * 2018-03-16 2018-10-12 北京航空航天大学 基于双环迭代的无人直升机气动外形优化设计方法
CN111792022A (zh) * 2020-07-17 2020-10-20 厦门大学 一种抑制旋翼桨-涡干扰噪声的尾缘气流控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN112651075A (zh) 2021-04-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Vest et al. Unsteady aerodynamic model of flapping wings
CN105183996A (zh) 面元修正与网格预先自适应计算方法
Abbasi et al. Reducing aerodynamic noise in a rod-airfoil using suction and blowing control method
Baeder et al. OVERTURNS Simulation of S-76 Rotor in Hover
CN113051666A (zh) 一种旋翼飞行器噪声数字化分析方法及系统
Dogan et al. Modeling of bow wave effect in aerial refueling
Metkowski et al. Winglet and strut configuration study for a slotted, natural-laminar-flow strut-braced transport aircraft
CN112651075B (zh) 一种减弱直升机尾部筛动的扰流片设计方法
Wang et al. Influence analysis of propeller location parameters on wings using a panel/viscous vortex particle hybrid method
Schroijen et al. Propeller empennage interaction effects on the vertical tail design of multiengine aircraft
CN112623254A (zh) 一种混合层流机翼吸气能量损耗工程计算方法
CN107264774A (zh) 一种采用前缘支撑翼的m形翼高亚声速飞行器气动布局
Müller et al. Unsteady flow simulations of an over-the-wing propeller configuration
Tejero et al. Shock wave induced flow separation control by air-jet and rod vortex generators
Imamura et al. Noise simulation around NACA0012 wingtip using large eddy simulation
Khalil et al. Computational analyses of aerodynamic characteristics of naca653218airfoil
Asada et al. Compressible flow solver FFVHC-ACE for fully automated LES of aeronautical flows
CN113626935A (zh) 一种高巡航效率跨音速月形机翼设计方法
Choephel Aerodynamic analysis of helicopter rotors using a higher-order, free-wake method
Chuang et al. Effects of Reynolds number and inclined angle of stroke plane on aerodynamic characteristics of flapping corrugated airfoil
Azargoon et al. Unsteady characteristic study on the flapping wing with the corrugated trailing edge and slotted wingtip
Omer et al. Aerodynamic Characteristics of Dimple Effect on Airfoil
Bao et al. Numerical Study of Iced Airfoil Aeroacoustics Using IDDES
Mistele et al. Inviscid Model for Unsteady Multi-Airfoil Configurations with Leading-Edge Vortex Shedding
Jirasek et al. Computational design of S-duct intakes for the NATO AVT-251 multi-disciplinary configuration

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant