1) wingdrop
机翼下倾
2) tiltrotor
倾转旋翼机
1.
The parameter uncertainty in tiltrotor model caused by the variation of nacelle angle was considered in controller designing for flight mode conversion of tiltrotor.
针对倾转旋翼机过渡段模型参数摄动问题,在状态方程描述的框架下,用线性分式变换形式将模型参数摄动表示为对角块结构,采用μ综合方法设计了倾转旋翼机过渡段飞行控制器。
2.
The airplane mode s model of tiltrotor was founded.
建立倾转旋翼机飞机模式的分析模型,分析系统的频率和阻尼特性,揭示了对系统稳定性起主要作用的一些模态;分析了旋翼摆振运动、机翼气动力和自转状态假设对系统稳定性的影响;分析了系统一些重要参数,如桨叶固有频率和机翼固有频率,对系统回转颤振稳定性的影响。
3.
The multi-body analysis of the aeroelastic stability of the tiltrotor aircraft is presented.
通过多体动力学方法建立了倾转旋翼机动力学分析模型。
3) tiltrotor aircraft
倾转旋翼机
1.
Dynamic stability analysis of tiltrotor aircraft in forward flight;
倾转旋翼机前飞动力学稳定性分析
2.
Considering the characteristics of the thrust vector/aerodynamic force multiple control for tiltrotor aircraft, this paper,based on the model of the tiltrotor aircraft, designs the flight control system using variable structure control with sliding mode.
文中针对倾转旋翼机拉力矢量/气动力组合控制的特点,在完成倾转旋翼机建模的基础上,采用滑模变结构控制对飞行控制系统进行了设计。
3.
In this paper the flight control system of tiltrotor aircraft is designed by using linear model following method to resolve the coupling of lateral channel.
文中针对倾转旋翼机横侧向飞行控制系统的耦合问题,应用线性模型跟随法进行控制器的设计。
4) tilt-rotor
倾转旋翼机
1.
Natural characteristic analyse of the transmission of Tilt-Rotor;
某型倾转旋翼机传动系统固有特性分析
2.
Dynamic response analysis of the transmission of tilt-rotor in different modes;
倾转旋翼机传动系统多状态响应特性研究
3.
Modeling study on tilt-rotor's aeroelastic stability in cruise flight
前飞状态倾转旋翼机气弹稳定性建模
5) tilt rotor aircraft
倾转旋翼机
1.
Modeling of a tilt rotor aircraft platform;
倾转旋翼机模拟平台建模与仿真
2.
An adaptive neural networks controller is designed for tilt rotor aircraft platform.
采用自适应神经网络控制方法,设计出倾转旋翼机模拟平台姿态角控制器。
3.
The flight dynamic equations of tilt rotor aircraft are studied,and the flight dynamically mathematical model for the helicopter,tilting and airplane flight modes is established.
研究了倾转旋翼机的飞行数学方程,建立了小型无人倾转旋翼机在直升机、倾转及飞机飞行模式的飞行力学仿真模型,计算得出配平工作点处各通道的操纵量和飞行器的飞行姿态,通过各飞行模式的仿真结果确定了该飞行器的全模式飞行策略,飞行试验表明仿真结果符合倾转旋翼机的飞行特性。
6) wing undersurface
机翼下表
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