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文檔簡介
1、為研究加裝格尼襟翼旋翼的直升機飛行性能，建立了加裝格尼襟翼旋翼的直升機飛行動力學(xué)模型。采用UH-60A直升機試飛數(shù)據(jù)驗證了計算模型的正確性。在此基礎(chǔ)上分析了樣例直升機加裝格尼襟翼后重量系數(shù)、格尼襟翼高度、沿徑向位置和加裝方式等參數(shù)對旋翼需用功率的影響，以及加裝格尼襟翼后旋翼槳葉剖面迎角分布、旋翼操縱量和機身姿態(tài)角的變化等。研究表明，直升機在重量系數(shù)較大的狀態(tài)下高速前飛時，旋翼加裝格尼襟翼能夠明顯降低直升機的需用功率，且加裝轉(zhuǎn)動格尼襟翼的
2、效果優(yōu)于加裝固定格尼襟翼。功率降低幅值隨格尼襟翼高度的增加先增加后減小。格尼襟翼在槳葉上布置的位置越靠近槳尖，其對需用功率的影響越大。直升機在重量系數(shù)較大的狀態(tài)下高速前飛時，加裝格尼襟翼能夠使旋翼后行側(cè)最大迎角顯著減小。加裝格尼襟翼后旋翼總距和縱橫向周期變距減小。為最大幅度的提升旋翼性能，設(shè)計了格尼襟翼安裝角變化規(guī)律。確定了格尼襟翼安裝角以正弦形式變化的方案，并得到了旋翼性能最優(yōu)時的安裝角變化對應(yīng)正弦函數(shù)的幅值和相位。分析了格尼襟翼安裝
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