1) straight wing
直机翼
1.
Structural stiffness effect of single & bi-fuselage UAV with higher aspect ratio and straight wing;
无人机大展弦比直机翼单双机身布局对结构刚度的影响
2.
In order to study the optimal layout about fuselage and wing based on wing bending stiffness on bi-fuselage aircraft with high aspect ratio straight wing, the authors utilized the engineering beam to model this physical problem and gave the numerical solution through the optimization tool box of MATLAB 6.
为了探讨双机身大展弦比直机翼无人机中基于翼面弯曲刚度下机身与机翼的最佳布置问题, 本文采用工程梁对这一问题进行建模, 并利用MATLAB6。
2) rectangular wing
平直机翼
1.
By solving the unsteady Euler/Navier-Stokes(NS) equation with Finite Volume Method and incorporating the grid velocity to take account of the gust influence,the gust responses on a rigid airfoil and rectangular wings are effectively calculated.
最后针对攻角突然增大的阵风,对不同马赫数下不同展弦比平直机翼的阵风响应进行了数值模拟,得出的计算结果与文献中的计算结果一致。
3) helicopter blade
直升机旋翼
1.
The SNR of the helicopter blade echoes is small when the MMW radar has low pulse repetition frequency.
针对低重频毫米波雷达直升机旋翼回波信号检测中旋翼回波信噪比低的问题,本文采用发射大时宽带宽的线性调频信号,接收匹配滤波处理以增加旋翼回波信号的信噪比,并推导了线性调频旋翼回波模型。
2.
The main research object in this dissertation is helicopter blade dynamic balance experimental platform system.
本论文所属课题是直升机旋翼动平衡实验台系统设计，在本论文中主要对论文课题的背景和意义、共锥度测量系统的设计与实现以及控制系统和系统软件及数据处理等方面进行了介绍。
4) helicopter rotor
直升机旋翼
1.
Research on protected range of the anti-icing/deicing system for helicopter rotor;
直升机旋翼桨叶防/除冰系统防护范围研究
2.
The frequency variation speed regulation system based on the medium voltage converter is an ideal scheme for the power drive system of the helicopter rotor test bed with high power stage and special load.
直升机旋翼试验塔主拖动系统功率大、负载特性特殊,选择以中压变频交流调速系统作为主拖动是一种较为理想的方案。
3.
For modern helicopter rotor design, low noise radiation has been taken as one of the most important design targets.
将CFD(计算流体力学)技术与噪声预测的Kirchhoff方法相结合,发展了前飞状态下直升机旋翼远场气动噪声的定量预测方法,得到了旋翼噪声的时域解。
5) rotary-wing UAV
旋翼直升机
1.
From the viewpoint of the fast development of communication lines and electric power lines, the idea of using the rotary-wing UAV as the flying live-line inspection robot was presented.
针对通讯线路和电力传输线快速发展的趋势,提出使用旋翼直升机作为飞行式巡线机器人的设想。
6) straight wing aircraft
平直翼飞机
补充资料：超临界机翼
采用特殊翼剖面（翼型）的机翼。它能提高机翼的临界马赫数，使机翼在高亚音速时阻力急剧增大的现象推迟发生。它的翼型被称为超临界翼型，由美国R.T.惠特科姆于 1967年首先提出。 其形状特征是前缘较普通翼型钝圆，上表面平坦,下表面接近后缘处有反凹(见图)，后缘薄,而且向下弯曲。气流绕过普通翼型前缘时速度增加较多(前缘越尖，迎角越大，增加越多），在翼型上表面流速继续增加。翼型厚度越大，上表面越向上隆起，速度增加也越多。飞行速度足够高时(相当马赫数0.85～0.9),翼型上表面的局部流速可达到音速。这时的飞行马赫数称为临界马赫数。飞行速度再增加，上表面便会出现强烈的激波，引起气流分离，使机翼阻力急剧增加。为了保持飞机飞行的经济性，飞行马赫数不宜超过临界马赫数。想要提高飞行速度就要设法提高机翼临界马赫数。减小机翼厚度或采用后掠机翼（见后掠翼飞机）可以提高临界马赫数，但是这样会增加机翼重量。采用超临界机翼可提高临界马赫数，同时不必付出增加机翼重量的代价。超临界翼型的前缘钝圆，气流绕流时速度增加较少，平坦的上表面又使局部流速变化不大。这样，只有在飞行马赫数较高时，上表面局部气流才达到音速，即其临界马赫数较高。在达到音速后，局部气流速度的增长较慢，形成的激波较弱，阻力增加也较缓慢。超临界机翼还可用于减轻飞机结构重量。如果带后掠翼的高亚音速飞机改用超临界机翼，在保持飞行速度不变的情况下，可以在机翼厚度不变时改用平直机翼，这样就可减轻机翼重量，同时改善机翼的低速气动特性。如维持后掠角不变而采用厚机翼，同样可降低机翼重量，还可增加机翼内的容积，用以放置燃油或其他设备。超临界机翼由于前缘钝圆，低速和跨音速的升力特性比较好，有可能应用在超音速飞机上。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条