展弦比
- 基于齊默曼布局的微小型無(wú)人機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)研究
無(wú)人機(jī)即采用大展弦比矩形翼，同時(shí)其機(jī)翼前緣后掠、后緣前掠具有一定尖削比，不僅能提高升阻比，同時(shí)能增加隱身性能［4］；西北工業(yè)大學(xué)X-NMRL平臺(tái)采用了X型翼，其在有限展長(zhǎng)下升力和誘導(dǎo)阻力對(duì)比其他飛翼布局具有優(yōu)勢(shì)［5］。齊默曼布局誕生在二戰(zhàn)時(shí)期，此時(shí)戰(zhàn)斗機(jī)由于動(dòng)力限制以及投彈時(shí)的速度限制，需要不斷增大展弦比以提升巡航性能和低速性能，但是較大的展弦比帶來(lái)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度問(wèn)題嚴(yán)重影響潛在氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)的發(fā)揮。針對(duì)這一問(wèn)題，齊默曼提出了以?xún)蓚€(gè)成比例的半橢圓構(gòu)成的齊默曼布局［6
無(wú)人系統(tǒng)技術(shù) 2023年3期2023-10-12
- 從雙翼到單翼飛機(jī)“翅膀”的演化史
法是增加機(jī)翼的展弦比。一般來(lái)說(shuō)，展弦比越大，飛機(jī)機(jī)翼越細(xì)長(zhǎng)，升力系數(shù)越大；反之，展弦比越小，飛機(jī)機(jī)翼越粗短，升力系數(shù)越小。這點(diǎn)在自然界也有體現(xiàn)——需要長(zhǎng)距離或長(zhǎng)時(shí)間飛行的鳥(niǎo)類(lèi)，通常具有大展弦比的翅膀；需要良好機(jī)動(dòng)性的鳥(niǎo)類(lèi)，翅膀的展弦比則相對(duì)較小。?現(xiàn)代民航客機(jī)與戰(zhàn)斗機(jī)的比較：民航客機(jī)（左圖）的機(jī)翼相對(duì)細(xì)長(zhǎng)，能提供較大的升力；戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)翼相對(duì)粗短，能提供更好的機(jī)動(dòng)性不過(guò)，由于早期飛機(jī)的材料以木材為主，如果翼展過(guò)大，機(jī)翼容易折斷，設(shè)計(jì)師因此不得不考慮將機(jī)翼設(shè)計(jì)
知識(shí)就是力量 2023年6期2023-06-09
- 小展弦比飛翼標(biāo)?？缏曀贆M向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)
-2為代表的大展弦比飛翼布局飛行器的研制成功是飛機(jī)設(shè)計(jì)理念的一場(chǎng)技術(shù)革命，隨著電傳控制技術(shù)及放寬穩(wěn)定性設(shè)計(jì)技術(shù)逐漸成熟，適用于亞、跨聲速的中等展弦比飛翼布局飛行器呈現(xiàn)井噴式發(fā)展，具有代表性的驗(yàn)證型號(hào)有美國(guó)的X-45系列、歐洲的“神經(jīng)元”、英國(guó)的“雷神”、俄羅斯“鰩魚(yú)”等，為了更加突出高速隱身及機(jī)動(dòng)作戰(zhàn)能力，提出了小展弦比飛翼布局，其不僅繼承了飛翼布局的優(yōu)良性能，還在續(xù)航能力、平飛加速、快速躍升等方面極為有效，使其成為了新一代戰(zhàn)斗機(jī)研制的重要平臺(tái)[7-11]
航空學(xué)報(bào) 2022年11期2022-12-06
- 大展弦比NACA0012彈性平直機(jī)翼顫振特性研究
器還普遍采用大展弦比的機(jī)翼設(shè)計(jì)[1]。展弦比的增大會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼結(jié)構(gòu)剛度的降低,在氣動(dòng)載荷的作用下會(huì)出現(xiàn)較大變形和振動(dòng),變形和振動(dòng)反過(guò)來(lái)又影響機(jī)翼表面流動(dòng),產(chǎn)生復(fù)雜的氣動(dòng)彈性現(xiàn)象,如靜發(fā)散和顫振[2-4]。對(duì)于大展弦比機(jī)翼顫振問(wèn)題,現(xiàn)有的時(shí)域分析方法普遍采用分區(qū)思想,將機(jī)翼的非定常氣動(dòng)力計(jì)算和結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析在時(shí)間層面上交替進(jìn)行,同時(shí)在機(jī)翼表面上進(jìn)行數(shù)據(jù)傳遞。在每一個(gè)時(shí)間步內(nèi),首先求解作用在機(jī)翼上的氣動(dòng)力載荷,然后求解機(jī)翼的變形和振動(dòng)響應(yīng)并更新機(jī)翼的形狀,為下一
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年5期2022-11-08
- 一種剛性可變形機(jī)翼的研究分析
，通過(guò)改變機(jī)翼展弦比，研究其安定性、氣動(dòng)性、機(jī)動(dòng)性等方面的性能，力求充分利用飛機(jī)飛行中的各種有利資源，減少能源消耗。一、研究方法本文通過(guò)文獻(xiàn)法、仿真模型實(shí)驗(yàn)法和電腦模型實(shí)驗(yàn)法進(jìn)行研究。電腦模擬實(shí)驗(yàn)利用“坎巴拉太空計(jì)劃”進(jìn)行。二、設(shè)計(jì)原理1.升阻比飛機(jī)的升阻比是評(píng)定飛機(jī)空氣動(dòng)力特性、表示飛機(jī)氣動(dòng)效率的一個(gè)重要參數(shù)。它是指飛行器在飛行過(guò)程中，處于同一迎角位置時(shí)所受的升力與阻力（即升力系數(shù)與阻力系數(shù)）的比值。其比值與飛行器迎角、飛行速度等參數(shù)有關(guān)。升阻比曲線(xiàn)表示
發(fā)明與創(chuàng)新 2022年28期2022-10-01
- 加筋結(jié)構(gòu)對(duì)V 型網(wǎng)板水動(dòng)力性能的影響研究
］對(duì)不同折角和展弦比的V型網(wǎng)板進(jìn)行了數(shù)值模擬與水槽試驗(yàn)；馮森和陳連源［17］利用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)對(duì)各種規(guī)格的V型網(wǎng)板在不同沖角情況下的升、阻力系數(shù)和力矩系數(shù)及壓力中心位置系數(shù)進(jìn)行了測(cè)量；李崇聰［18］利用CFD方法研究了3種展弦比的V型網(wǎng)板水動(dòng)力性能，并提出結(jié)構(gòu)改進(jìn)建議；王明彥等［19］利用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究了立式曲面V型網(wǎng)板的水動(dòng)力性能影響參數(shù)；徐寶生等［20］對(duì)矩形V型曲面網(wǎng)板與V型網(wǎng)板進(jìn)行了作業(yè)性能及生產(chǎn)效果的對(duì)比試驗(yàn)；XU等［21］基于數(shù)值模擬研究了矩形網(wǎng)板的水
海洋漁業(yè) 2022年3期2022-08-11
- 反安定面展弦比對(duì)近距耦合鴨式布局導(dǎo)彈氣動(dòng)特性影響的數(shù)值研究
近距耦合效應(yīng)與展弦比、反安定面的安裝位置及兩鴨舵的距離有關(guān)。由于大攻角下鴨舵渦系干擾機(jī)理的復(fù)雜性,實(shí)驗(yàn)測(cè)量較為困難,因此本文采用數(shù)值計(jì)算方法,對(duì)不同展弦比、馬赫數(shù)和攻角條件下的雙鴨式導(dǎo)彈布局近距耦合氣動(dòng)特性進(jìn)行研究。1 計(jì)算方法與研究對(duì)象1.1 研究對(duì)象與網(wǎng)格劃分本文設(shè)計(jì)了4種鴨式布局模型進(jìn)行對(duì)比分析,具體模型如圖1所示,其中C1、C2和C3模型的反安定面展弦比分別為0.3、0.6和0.9。兩鴨舵與彈體呈“×”字型布局,模型直徑為為165 mm,模型長(zhǎng)為1
彈道學(xué)報(bào) 2022年2期2022-07-01
- 折疊翼飛行器設(shè)計(jì)與氣動(dòng)仿真分析
初始迎角，機(jī)翼展弦比和撲動(dòng)頻率等對(duì)氣動(dòng)特性作用。最終研制“羽毛版”可折疊機(jī)翼，此飛行器以撲動(dòng)羽毛機(jī)翼產(chǎn)生動(dòng)力，并成功起飛并持續(xù)飛行90多秒后安全著陸。2 撲翼機(jī)機(jī)構(gòu)建模仿真2.1 鳥(niǎo)類(lèi)撲翼運(yùn)動(dòng)機(jī)理文獻(xiàn)[12]通過(guò)對(duì)綠頭鴨飛行動(dòng)作進(jìn)行研究，將鳥(niǎo)類(lèi)飛行姿態(tài)分為以下階段：下?lián)潆A段：翅膀外翼翼尖從最高點(diǎn)運(yùn)動(dòng)到最低點(diǎn)的過(guò)程，全過(guò)程翅膀處于全展開(kāi)狀態(tài)。折彎階段：鳥(niǎo)類(lèi)翅膀下降至最低處，外段翼相對(duì)內(nèi)段翼向下彎折。上撲階段：鳥(niǎo)類(lèi)翅膀外翼翼尖從最低點(diǎn)向上運(yùn)動(dòng)過(guò)程，整個(gè)過(guò)程鳥(niǎo)類(lèi)
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2022年5期2022-06-04
- 一種剛性可變形機(jī)翼的研究分析
，通過(guò)改變機(jī)翼展弦比，研究其安定性、氣動(dòng)性、機(jī)動(dòng)性等方面的性能，力求充分利用飛機(jī)飛行中的各種有利資源，減少能源消耗。一、研究方法本文通過(guò)文獻(xiàn)法、仿真模型實(shí)驗(yàn)法和電腦模型實(shí)驗(yàn)法進(jìn)行研究。電腦模擬實(shí)驗(yàn)利用“坎巴拉太空計(jì)劃”進(jìn)行。二、設(shè)計(jì)原理1.升阻比飛機(jī)的升阻比是評(píng)定飛機(jī)空氣動(dòng)力特性、表示飛機(jī)氣動(dòng)效率的一個(gè)重要參數(shù)。它是指飛行器在飛行過(guò)程中，處于同一迎角位置時(shí)所受的升力與阻力（即升力系數(shù)與阻力系數(shù)）的比值。其比值與飛行器迎角、飛行速度等參數(shù)有關(guān)。升阻比曲線(xiàn)表示
發(fā)明與創(chuàng)新·中學(xué)生 2022年10期2022-05-30
- 無(wú)人帆船的翼帆氣動(dòng)性能研究
計(jì)參數(shù)定義主帆展弦比AR為：根據(jù)翼尖弦和翼根弦之間的關(guān)系定義錐度比τ為：前傾角φ如圖2(C)所示，氣動(dòng)中心AC的位置用它的高度位置與主帆翼展長(zhǎng)度的百分比表示。2 翼帆的氣動(dòng)性能研究2.1 模型的建立翼帆主帆翼展為1800mm，弦長(zhǎng)為450mm，襟翼的大小初步設(shè)置為主帆大小的10%[16]。2.2 網(wǎng)格劃分如圖4所示，在Fluent軟件中設(shè)置流體域的上下邊界為15倍的弦長(zhǎng)，左右邊界為35倍的弦長(zhǎng)。為了保證近壁面處的計(jì)算精度，對(duì)翼型表面區(qū)域網(wǎng)格進(jìn)行加密處理。圖
制造業(yè)自動(dòng)化 2022年4期2022-05-12
- 泵噴推進(jìn)水下滑翔機(jī)尾舵設(shè)計(jì)及仿真分析
針對(duì)尾舵翼型、展弦比、后掠角、舵軸位置等相關(guān)參數(shù)開(kāi)展研究，完成了尾舵水動(dòng)力結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。利用動(dòng)力學(xué)仿真方法，對(duì)比分析了泵噴推進(jìn)水下滑翔機(jī)與同尺度下橫滾式水下滑翔機(jī)的轉(zhuǎn)向性能，仿真結(jié)果表明，尾舵式結(jié)構(gòu)的轉(zhuǎn)向性能明顯優(yōu)于橫滾式。1 尾舵仿真模型說(shuō)明及數(shù)值仿真方法驗(yàn)證1.1 尾舵水動(dòng)力參數(shù)說(shuō)明綜合考慮平臺(tái)附體結(jié)構(gòu)及布放回收安全性等因素，本文尾舵采用上單可動(dòng)舵布置形式。尾舵的剖面形狀一般被稱(chēng)為翼型，其對(duì)尾舵的水動(dòng)力性能具有重要影響。尾舵主要結(jié)構(gòu)參數(shù)有：舵面積AR，舵展
數(shù)字海洋與水下攻防 2021年6期2022-01-19
- 基于水動(dòng)力參數(shù)設(shè)計(jì)的水下滑翔機(jī)橫向靜穩(wěn)定性改善研究
翼后掠角及垂尾展弦比進(jìn)一步提高水下滑翔機(jī)橫向靜穩(wěn)定性。關(guān)于附體水動(dòng)力參數(shù)對(duì)橫向靜穩(wěn)定性的影響，目前開(kāi)展的研究較少，大多局限在對(duì)滑翔經(jīng)濟(jì)性及縱向靜穩(wěn)定性的探討上，武建國(guó)[4]采用極差分析法分析了標(biāo)準(zhǔn)翼型4 因素（水翼弦長(zhǎng)、安裝位置、后掠角及展弦比）對(duì)經(jīng)濟(jì)性及縱向穩(wěn)定性影響所占的比重；Liu 等[5]借助CFD 仿真，優(yōu)化水翼布局，提出了弦長(zhǎng)對(duì)經(jīng)濟(jì)效率影響最大，后掠角對(duì)機(jī)體縱向穩(wěn)定性影響較大的論點(diǎn)；趙寶強(qiáng)[6]利用Javafoil 軟件獲得多攻角、多雷諾系數(shù)下
艦船科學(xué)技術(shù) 2021年8期2021-09-18
- 不同形狀擺翼推進(jìn)器水動(dòng)力性能的數(shù)值預(yù)報(bào)
能量。特別是小展弦比的水翼，翼尖渦與前緣渦相互作用強(qiáng)烈，對(duì)流動(dòng)產(chǎn)生的影響不容忽視。因此，本文將對(duì)三維水翼進(jìn)行數(shù)值仿真，研究多種形狀的水翼水動(dòng)力性能變化規(guī)律，以為擺翼推進(jìn)器的設(shè)計(jì)提供參考。1 擺翼推進(jìn)器1.1 幾何參數(shù)本文探究了水翼的展弦比AR、根梢比TR、前掠和后掠對(duì)水動(dòng)力性能的影響。圖1為模型投影形狀，定義水翼展長(zhǎng)為H，翼根弦長(zhǎng)為c，翼尖弦長(zhǎng)為c′，展弦 比AR=H/c，根梢 比TR=c/c′。因水 翼左右對(duì)稱(chēng)，各算例均使用半模計(jì)算，取c=0.2 m。對(duì)
中國(guó)艦船研究 2021年3期2021-06-08
- 固定翼微型飛行器展弦比對(duì)氣動(dòng)特性的影響
注于研究升力體展弦比對(duì)MAV氣動(dòng)特性影響的工作比較少見(jiàn)，本文主要致力于分析MAV展弦比對(duì)其氣動(dòng)特性與操縱性的研究工作。1 計(jì)算方法對(duì)飛行器氣動(dòng)外形進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，需要精確的計(jì)算飛行器所在流場(chǎng)的流動(dòng)特性。與高雷諾數(shù)常規(guī)飛行器相比，MAV在該雷諾數(shù)范圍內(nèi)氣動(dòng)特性和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)明顯不同。隨著Horton[11]、Mueller[12-14]、Selig[15]對(duì)低雷諾數(shù)范圍內(nèi)翼型氣特性和流場(chǎng)機(jī)理的一系列相關(guān)試驗(yàn)研究，人們對(duì)低雷諾數(shù)氣動(dòng)特性有了初步的認(rèn)識(shí)和掌握。對(duì)低雷諾數(shù)
- 不同展弦比下扭轉(zhuǎn)葉片振動(dòng)特性分析
1-2]。葉片展弦比即葉片的長(zhǎng)度與弦長(zhǎng)之比。展弦比代表了葉片的相對(duì)長(zhǎng)度或相對(duì)寬度，是影響葉盤(pán)系統(tǒng)振動(dòng)特征的重要幾何參數(shù)之一。展弦比大小不同，決定了葉片形狀、葉片剛度、直接影響葉盤(pán)系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)特性。相關(guān)學(xué)者針對(duì)展弦比對(duì)葉片的氣動(dòng)特性做了詳細(xì)的分析，文獻(xiàn)[3-4]選取了三維8 節(jié)點(diǎn)非協(xié)調(diào)單元，對(duì)葉片進(jìn)行了三維有限元建模，研究了幾何非線(xiàn)性變形對(duì)長(zhǎng)葉片固有頻率的影響。并進(jìn)一步發(fā)展了一種三維實(shí)體混合單元模型，對(duì)葉片的靜、動(dòng)態(tài)應(yīng)力進(jìn)行了分析，根據(jù)模態(tài)迭加法對(duì)葉片的響應(yīng)
機(jī)械設(shè)計(jì)與制造 2021年2期2021-03-05
- 太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)能源系統(tǒng)參數(shù)的敏度分析
的質(zhì)量、翼展、展弦比等因素對(duì)能源系統(tǒng)模型的建立具有一定的影響，而能源系統(tǒng)模型的設(shè)計(jì)對(duì)飛行器的總體設(shè)計(jì)具有一定的制約作用.因此，對(duì)于能源系統(tǒng)模型及其參數(shù)敏度的分析研究具有較大的實(shí)際應(yīng)用價(jià)值.本文主要參照現(xiàn)有的太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)能源系統(tǒng)模型，著重對(duì)能源系統(tǒng)的參數(shù)敏度進(jìn)行分析討論，確定滿(mǎn)足飛行需求的無(wú)人機(jī)相關(guān)參數(shù)，為太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)能源系統(tǒng)以及整體設(shè)計(jì)提供依據(jù).1 太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)的工作原理太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)利用鋪裝在機(jī)翼上的太陽(yáng)電池板獲取能量，提供飛行過(guò)程中的能源消耗.白天太陽(yáng)電
上海交通大學(xué)學(xué)報(bào) 2020年10期2020-11-04
- 端部條件和展弦比對(duì)矩形斷面節(jié)段模型氣動(dòng)力特征的影響
]。節(jié)段模型的展弦比(L/D，模型長(zhǎng)/高)或長(zhǎng)寬比(L/B，模型長(zhǎng)/寬)和端部條件是節(jié)段模型設(shè)計(jì)的2個(gè)重要參數(shù)。為了改善模型端部附近流場(chǎng)的二維特性，節(jié)段模型試驗(yàn)時(shí)通常會(huì)在模型端部設(shè)置端板，但端板會(huì)破壞附近一定范圍內(nèi)的二維流場(chǎng)特性[5-10]。作用在節(jié)段模型上的氣動(dòng)力展向不完全相關(guān)，模型上單位長(zhǎng)度有效氣動(dòng)力會(huì)隨著模型展弦比增大而減小[11]。僅從氣動(dòng)力展向不完全相關(guān)角度考慮，較小的模型展弦比可以減小氣動(dòng)力展向不完全相關(guān)對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響，但是，小展弦比模型的端
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2020年4期2020-09-21
- 小展弦比飛翼高速大攻角下橫航向氣動(dòng)力散布分析
代就開(kāi)展了對(duì)小展弦比飛翼布局的研究。1977年，美國(guó)洛克希德·馬丁公司就設(shè)計(jì)了F-117小展弦比飛翼布局戰(zhàn)斗機(jī)。20世紀(jì)90年代，美國(guó)洛克希德·馬丁公司研究新型控制面布局ICE(Innovative Controls Effectors)小展弦比飛翼布局的氣動(dòng)特性和控制方法。采用小展弦比飛翼布局可以實(shí)現(xiàn)超聲速巡航和隱身。飛翼布局分為3個(gè)技術(shù)形態(tài)：大展弦比飛翼布局，其展弦比一般在4以上；中等展弦比飛翼布局，其展弦比一般為2～4；小展弦比飛翼布局，其展弦比一般
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2020年8期2020-09-07
- 波浪滑翔器水下?tīng)恳龣C(jī)抗擾動(dòng)性能研究
分析不同牽引機(jī)展弦比、翼間距、翼板展弦比和不同洋流方向下的水下?tīng)恳龣C(jī)在洋流干擾下的航行軌跡, 來(lái)進(jìn)一步分析水下?tīng)恳龣C(jī)抗流干擾的結(jié)構(gòu)特點(diǎn), 得到了水下?tīng)恳龣C(jī)相關(guān)結(jié)構(gòu)參數(shù)與抗擾動(dòng)性能之間的關(guān)系。文中的研究可為水下?tīng)恳龣C(jī)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)提供依據(jù)及參考。波浪滑翔器; 水下?tīng)恳龣C(jī); 抗擾動(dòng)性能; 計(jì)算流體力學(xué); 洋流干擾0 引言2010年, 美國(guó)Liquid Robotics公司首先推出可應(yīng)用于科學(xué)研究與考察活動(dòng)的波浪滑翔器[1-2]。此后, 因與傳統(tǒng)的水面無(wú)人船相比,
水下無(wú)人系統(tǒng)學(xué)報(bào) 2020年4期2020-09-07
- 基于常規(guī)氣動(dòng)布局無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)優(yōu)化
優(yōu)化設(shè)計(jì)、機(jī)翼展弦比的選擇、機(jī)翼根梢比的選擇、水平尾翼位置的確定、重心位置的設(shè)計(jì)、靜裕度及安全裕度等問(wèn)題。（一） 翼型的設(shè)計(jì)常規(guī)布局無(wú)人機(jī)的升力是由機(jī)翼產(chǎn)生，對(duì)于部分加有翼身融合技術(shù)設(shè)計(jì)的常規(guī)布局飛行器，機(jī)身將附加提供7%-13%的總升力，同時(shí)整機(jī)阻力也有相對(duì)應(yīng)的下降，飛行器的升阻比會(huì)有顯著提升。對(duì)于“低慢小”型常規(guī)布局無(wú)人機(jī)，在目前較為成熟的設(shè)計(jì)理念下，對(duì)其氣動(dòng)外形優(yōu)化工作中，翼型的設(shè)計(jì)尤為重要。本文中將采用NACA五位數(shù)字系列翼型，針對(duì)“低慢小”型常規(guī)
中國(guó)信息化 2020年6期2020-07-20
- 大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)抗疲勞優(yōu)化
33000)大展弦比機(jī)翼留空時(shí)間長(zhǎng)、航程遠(yuǎn)，所以高空長(zhǎng)航時(shí)飛行器幾乎都使用大展弦比機(jī)翼布局。大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼是根據(jù)靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則進(jìn)行設(shè)計(jì)，所受靜載的強(qiáng)度符合要求。若設(shè)計(jì)時(shí)未考慮損傷容限/耐久性的設(shè)計(jì)原則，在實(shí)際應(yīng)用時(shí)，大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)的外翼下壁板便會(huì)出現(xiàn)裂紋情況[1]。大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)出現(xiàn)裂紋情況表示結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)抗疲勞性較低，出現(xiàn)該情況存在三種可能，一是下壁板缺口圓角制作不精細(xì)，二是此部位的使用載荷較大，三是出現(xiàn)裂紋的部位結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)不達(dá)標(biāo)
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2020年3期2020-04-22
- 雙開(kāi)縫矩形曲面網(wǎng)板水動(dòng)力性能及影響參數(shù)研究
-6］通過(guò)不同展弦比網(wǎng)板水動(dòng)力性能和流態(tài)分布的影響進(jìn)行了研究；王磊等［7-9］通過(guò)不同導(dǎo)流板對(duì)立式網(wǎng)板水動(dòng)力性能影響進(jìn)行了研究；劉健等［10-14］通過(guò)不同速度和多導(dǎo)流板對(duì)立式曲面網(wǎng)板水動(dòng)力性能影響進(jìn)行了研究；饒欣等［15-17］通過(guò)不同速度、曳綱和手綱連接點(diǎn)位置及展弦比對(duì)立式曲面V型網(wǎng)板受力影響進(jìn)行了研究；莊鑫等［18-19］通過(guò)數(shù)值模擬的方法對(duì)網(wǎng)板周?chē)鲬B(tài)進(jìn)行了可視化研究；劉圣聰［20］通過(guò)數(shù)值模擬的方法對(duì)網(wǎng)板升阻比和穩(wěn)定性進(jìn)行了研究。然而上述學(xué)者主要
海洋漁業(yè) 2020年1期2020-03-26
- 基于Theodorsen氣動(dòng)模型的機(jī)翼顫振計(jì)算與分析
器的機(jī)翼具有大展弦比和高空飛行的特點(diǎn)，這使得氣動(dòng)彈性問(wèn)題變得突出，為了保證其能在極端環(huán)境下安全飛行，需要對(duì)機(jī)翼的顫振問(wèn)題進(jìn)行研究與分析。顫振是典型的氣動(dòng)彈性問(wèn)題，是彈性結(jié)構(gòu)在均勻流體中受到流體動(dòng)力、慣性力和彈性力的耦合作用而發(fā)生的一種不衰減振動(dòng)。機(jī)翼的顫振問(wèn)題是飛行器系統(tǒng)中一個(gè)備受重視的問(wèn)題，機(jī)翼顫振問(wèn)題具有復(fù)雜性和不可預(yù)知性，若飛行器的機(jī)翼發(fā)生顫振，其帶來(lái)的后果往往是毀滅性的[1]。國(guó)外早期的大多數(shù)研究主要采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方法。Garrick推導(dǎo)得出俯仰沉浮
智能計(jì)算機(jī)與應(yīng)用 2020年9期2020-03-18
- 印尼推出自主研發(fā)的“黑鷹”中空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)
，V形尾翼、大展弦比機(jī)翼和三點(diǎn)式起落架，翼展16m，機(jī)長(zhǎng)8.65m，有效載荷300kg。印尼“黑鷹”無(wú)人機(jī)以一臺(tái)奧地利的Rotax活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力，設(shè)計(jì)續(xù)航時(shí)間為30h，巡航速度235km/h（127kn），可在500m長(zhǎng)跑道起飛、700m長(zhǎng)跑道著陸。PTDI于2015年啟動(dòng)該項(xiàng)目，2019年制造出原型機(jī)，擬于 2020年實(shí)現(xiàn)首飛，有望在2021年獲得印尼國(guó)防部可行性研究中心的型號(hào)證書(shū)，在2023年獲得包括武器在內(nèi)的完整的軍用型號(hào)證書(shū)。
航空動(dòng)力 2020年1期2020-03-10
- 大型全懸掛舵幾何要素值的選取
為0～0.5，展弦比λ的極限范圍通常為1～2[2]。本文以該范圍為例進(jìn)行分析。2 舵系力學(xué)分析在各船級(jí)社規(guī)范中，普遍采用以下計(jì)算式進(jìn)行舵系設(shè)計(jì)[3]。1) 舵力F的計(jì)算式為式(1)和式(2)中：λ為展弦比；k1為依據(jù)展弦比λ而定的系數(shù)；k2為舵葉剖面型線(xiàn)形狀系數(shù)；k3為依據(jù)舵槳布置和舵葉處于螺旋槳尾流位置而選取的系數(shù)；A為舵葉面積；v為船舶最大服務(wù)航速。2) 舵扭矩的計(jì)算式為式(3)中：Q為舵扭矩；w為舵葉寬度。適用于平衡比為0.23～0.43的最大正車(chē)狀
船舶與海洋工程 2019年3期2019-07-10
- 邊條翼在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈氣動(dòng)外形中的應(yīng)用研究*
可用攻角大。大展弦比彈翼具有升阻比高、可用法向力大的特點(diǎn),在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈中的應(yīng)用越來(lái)越多,但細(xì)長(zhǎng)型的大展弦比彈翼在較大攻角下,存在翼面氣流分離現(xiàn)象,導(dǎo)致其可用攻角較小,末端可用法向過(guò)載小的問(wèn)題[2]。因此為提升末端可用法向過(guò)載,多數(shù)導(dǎo)彈采用提高末端飛行速度,從而提升可用過(guò)載的方案[3]。但該方案卻導(dǎo)致導(dǎo)彈最大射程能力減小。因此需尋求新的解決方案。邊條翼是在高機(jī)動(dòng)戰(zhàn)斗飛機(jī)的機(jī)翼前方增加一細(xì)長(zhǎng)邊條[4]。利用邊條翼在大攻角條件下產(chǎn)生的渦升力和對(duì)機(jī)翼流場(chǎng)的有利干擾,
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2019年6期2019-06-24
- 一種大載荷量輕型無(wú)人機(jī)的總體方案設(shè)計(jì)與建模
細(xì)的設(shè)計(jì)，優(yōu)化展弦比、機(jī)翼外形，使載荷分布更合理；（3）為增大飛機(jī)橫側(cè)向與航向穩(wěn)定性，選取較大的平垂尾尾容量；（4）為了增大機(jī)頭空間，將發(fā)動(dòng)機(jī)置于尾部或其他位置；（5）考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)后置以及垂尾尾容量加大，故采用雙尾撐布局；（6）為避免后置發(fā)動(dòng)機(jī)螺旋槳滑流對(duì)平尾舵效的影響給飛控造成不必要的影響，故考慮移動(dòng)平尾位置或其他構(gòu)型尾翼。綜上所述，本文將對(duì)大展弦比，雙尾撐后推式輕型無(wú)人機(jī)進(jìn)行總體設(shè)計(jì)。1.3 基本飛行任務(wù)剖面飛行任務(wù)剖面，為完成某一特定飛行任務(wù)而繪制的
裝備制造技術(shù) 2019年4期2019-06-21
- 大展弦比機(jī)翼的非線(xiàn)性氣動(dòng)彈性縮比優(yōu)化
似條件。隨著大展弦比機(jī)翼的廣泛運(yùn)用，縮比方法也在從只考慮線(xiàn)性向考慮幾何非線(xiàn)性方向發(fā)展。為了滿(mǎn)足多個(gè)相似要求，F(xiàn)rench[1]首先將結(jié)構(gòu)優(yōu)化思想引入氣動(dòng)彈性縮比模型剛度設(shè)計(jì)中，并驗(yàn)證其可行性；后來(lái)French等[2]又提出一種參數(shù)辨識(shí)方法的縮比模型設(shè)計(jì)方法；Pereira等[3]則利用優(yōu)化手段設(shè)計(jì)了某聯(lián)結(jié)翼機(jī)顫振縮比模型和陣風(fēng)試驗(yàn)縮比模型。而在國(guó)內(nèi)，向錦武等[4]提出了基于敏度優(yōu)化實(shí)現(xiàn)具有多階頻率節(jié)線(xiàn)位置要求的顫振縮比模型的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)；呂斌等[5]利用
- 浮式振蕩立軸葉輪的三維效應(yīng)影響
振蕩運(yùn)動(dòng)效率當(dāng)展弦比較小時(shí)，葉輪振蕩運(yùn)動(dòng)下二維計(jì)算和三維計(jì)算結(jié)果相差較大。為了尋找不同展弦比下二維結(jié)果和三維結(jié)果的變化規(guī)律，首先計(jì)算了不同展弦比的立軸葉輪振蕩運(yùn)動(dòng)，并將效率作為對(duì)比對(duì)象和二維結(jié)果進(jìn)行比較。如圖6所示，兩圖為橫蕩運(yùn)動(dòng)和縱蕩運(yùn)動(dòng)下不同展弦比三維葉輪效率和二維效率對(duì)比的結(jié)果。隨著展弦比增大，三維計(jì)算結(jié)果逐漸增大，當(dāng)展弦比達(dá)到10左右時(shí)，三維計(jì)算結(jié)果和二維計(jì)算結(jié)果相近。葉輪三維計(jì)算結(jié)果和二維計(jì)算結(jié)果存在差異的最主要原因是三維計(jì)算中存在三維效應(yīng)，葉片
國(guó)防科技大學(xué)學(xué)報(bào) 2019年3期2019-06-19
- 支撐翼布局客機(jī)總體參數(shù)對(duì)結(jié)構(gòu)重量的影響
飛機(jī)來(lái)說(shuō)，增大展弦比是降低誘導(dǎo)阻力、提高巡航氣動(dòng)效率的有效途徑。然而，常規(guī)布局客機(jī)在增大展弦比的同時(shí)要保證結(jié)構(gòu)剛度會(huì)付出很大的結(jié)構(gòu)重量代價(jià)。支撐翼(Strut-Braced Wing, SBW)布局形式是在機(jī)翼下方加一根支撐桿來(lái)承受外部機(jī)翼大部分載荷，使得內(nèi)側(cè)機(jī)翼載荷降低，從而帶來(lái)結(jié)構(gòu)重量收益[1-2]。SBW還發(fā)展出一種桁架支撐翼(Truss-Braced Wing, TBW)即在支撐桿與主翼之間再加支柱形成桁架結(jié)構(gòu)[3]。支撐翼布局已經(jīng)成為新一代客機(jī)概
航空學(xué)報(bào) 2019年2期2019-03-04
- 大展弦比機(jī)翼幾何非線(xiàn)性顫振風(fēng)洞試驗(yàn)研究
機(jī)通常都采用大展弦比柔性機(jī)翼，這將導(dǎo)致機(jī)翼結(jié)構(gòu)在氣動(dòng)載荷作用下產(chǎn)生很大的變形，翼尖最大變形量甚至可達(dá)半展長(zhǎng)的25%。這一特點(diǎn)導(dǎo)致傳統(tǒng)基于線(xiàn)性假設(shè)的氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)和分析方法已經(jīng)不適用于大展弦比機(jī)翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)，采用線(xiàn)性方法進(jìn)行氣動(dòng)彈性分析將會(huì)帶來(lái)較大的誤差。因此，解決大展弦比柔性機(jī)翼的非線(xiàn)性氣動(dòng)彈性問(wèn)題對(duì)提高高空長(zhǎng)航時(shí)飛機(jī)的飛行性能及飛行安全具有十分重要的意義。對(duì)于大展弦比柔性機(jī)翼的幾何非線(xiàn)性氣動(dòng)彈性問(wèn)題，在20紀(jì)90年代末至21世紀(jì)初Patil和Hodges[
裝備環(huán)境工程 2019年1期2019-01-29
- 附加涵道風(fēng)扇系統(tǒng)低稠度葉尖渦輪氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究
其葉高很小，即展弦比較小。因此，葉尖渦輪實(shí)質(zhì)上為一種具有極低稠度、極低展弦比特點(diǎn)的軸流渦輪，故其面臨著特殊的氣動(dòng)問(wèn)題： 極低稠度使得相鄰轉(zhuǎn)子葉片之間的影響急劇減弱，呈近似“孤立”的特點(diǎn)，氣體繞流能力下降，附面層快速發(fā)展，流道內(nèi)的分離很大，流動(dòng)十分復(fù)雜；氣流的相當(dāng)一部分能量不能被葉片有效提取，轉(zhuǎn)子做功能力急劇下降；低展弦比使得相對(duì)間隙尺寸變大，泄漏損失也急劇增加，并且泄漏流對(duì)主流的影響范圍進(jìn)一步擴(kuò)大。這些問(wèn)題都對(duì)葉尖渦輪的效率和做功能力產(chǎn)生影響，使得葉尖渦輪
- 臨近空間長(zhǎng)航時(shí)太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)氣動(dòng)研究綜述*
）；通常采用大展弦比機(jī)翼來(lái)提高氣動(dòng)效率以延長(zhǎng)續(xù)航時(shí)間（根據(jù)誘導(dǎo)阻力系數(shù)與升力系數(shù)的平方成正比、與展弦比成反比的原理，大展弦比機(jī)翼的減阻效果明顯，而且在采用推進(jìn)式螺旋槳飛行時(shí)具有較大的氣動(dòng)優(yōu)勢(shì)）。2．1 低雷諾數(shù)翼型研究臨近空間長(zhǎng)航時(shí)太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)一般采用小后掠角、大展弦比機(jī)翼的氣動(dòng)設(shè)計(jì)形式，機(jī)翼失速特性取決于翼型，因而需研究專(zhuān)用的低雷諾數(shù)翼型，以滿(mǎn)足氣動(dòng)特性要求。與傳統(tǒng)高雷諾數(shù)翼型相比，低雷諾數(shù)翼型在氣動(dòng)外形上即存在較大差異，更平坦并且厚度較?。▓D1）。常見(jiàn)
世界科技研究與發(fā)展 2018年4期2018-08-12
- 家鴿翼的異速生長(zhǎng)分析*
關(guān)系.翼載荷和展弦比是描述鳥(niǎo)類(lèi)翼形的兩個(gè)經(jīng)典變量[1]，前者反映了鳥(niǎo)類(lèi)翼承載的總重，后者反映了翼的形狀[2].Hertel & Ballance(1999)對(duì)約翰斯頓島9種海鳥(niǎo)的研究發(fā)現(xiàn)，長(zhǎng)距離覓食的種類(lèi)具有較狹長(zhǎng)的翼和更高的展弦比[2].Brewer & Hertel等(2007)對(duì)鵜形目鳥(niǎo)類(lèi)開(kāi)展了翼形態(tài)和飛行行為的相關(guān)研究，結(jié)果表明，翼載荷高的種類(lèi)飛行速度更快，高展弦比的種類(lèi)往往拍翅頻率更快且能夠產(chǎn)生較大的升力和推力[3].對(duì)猛禽的研究發(fā)現(xiàn)，庫(kù)氏鷹(A
- 低雷諾數(shù)下展弦比對(duì)仿生拍動(dòng)翼推進(jìn)性能的影響研究
運(yùn)動(dòng)研究針對(duì)大展弦比模型，將研究焦點(diǎn)放在沉浮、俯仰拍動(dòng)翼型的二維效應(yīng)上[8]。數(shù)值結(jié)果對(duì)于理解自然界中的信天翁(展弦比18)、盲蜘蛛(展弦比11)等大展弦比的生物具有重要意義。然而自然界中生物尺度千差萬(wàn)別，例如隆頭魚(yú)科展弦比介于1.5與3.5之間[9]，銀鮫展弦比為2.2[10]。大量實(shí)驗(yàn)與計(jì)算表明三維仿生翼誘導(dǎo)產(chǎn)生的渦系結(jié)構(gòu)遠(yuǎn)比二維翼型產(chǎn)生的渦系結(jié)構(gòu)復(fù)雜。三維拍動(dòng)翼尾緣中截面脫落的主渦，在向下游擴(kuò)散的過(guò)程中，與翼型兩端脫落的翼尖渦相互連接形成渦環(huán)結(jié)構(gòu)。這
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2018年1期2018-03-09
- H型垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)參數(shù)對(duì)主軸偏振效應(yīng)的影響
動(dòng)幅度最??；當(dāng)展弦比為14.201 5時(shí)，主軸振動(dòng)幅度最小。垂直軸風(fēng)力機(jī)(VAWT)；偏振效應(yīng)；風(fēng)剪效應(yīng)；展弦比風(fēng)能作為一種可再生能源，具有儲(chǔ)量大、清潔無(wú)污染、地域分布廣等諸多優(yōu)點(diǎn)。從技術(shù)角度上講，地球上可以利用的風(fēng)資源比水資源更豐富，約為200 億kW，發(fā)電量達(dá)到13 PW?h[1?3]，能夠很好地滿(mǎn)足全球的電力需求。然而，當(dāng)前風(fēng)電機(jī)組的使用壽命較短，從技術(shù)商業(yè)化程度來(lái)看，難以保證風(fēng)電機(jī)組使用壽命達(dá)到20 a，因而，對(duì)所有部件的可靠性都需要進(jìn)行深入的研究
- 操縱面對(duì)大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)彈性的影響
6)操縱面對(duì)大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)彈性的影響張大千，楊 兵，鐘林林，孔祥意 (沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽(yáng) 110136)以大展弦比機(jī)翼為典型構(gòu)型的高空長(zhǎng)航時(shí)飛機(jī)越來(lái)越受到重視，機(jī)翼操縱面對(duì)飛機(jī)性能有著重要的影響。針對(duì)是否考慮操縱面建立某飛機(jī)兩種大展弦比機(jī)翼模型，通過(guò)有限元分析軟件NASTRAN進(jìn)行顫振分析，并將計(jì)算結(jié)果與機(jī)翼縮比模型的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。結(jié)果表明：對(duì)于該飛機(jī)機(jī)翼，如果在顫振分析中加入操縱面，會(huì)使機(jī)翼模態(tài)頻率降低，但顫振臨界速
沈陽(yáng)航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2017年6期2017-12-27
- 極小展弦比彈翼氣動(dòng)特性數(shù)值研究*
1009)極小展弦比彈翼氣動(dòng)特性數(shù)值研究*李 劍,敬代勇(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院,河南洛陽(yáng) 471009)為研究極小展弦比彈翼的氣動(dòng)特性,文中設(shè)計(jì)了展弦比分別為0.3和3.0的極小展弦比翼面和常規(guī)三角翼面,采用CFD數(shù)值模擬方法分析比較了極小展弦比翼身和三角翼身的氣動(dòng)特性。研究結(jié)果表明,極小展弦比翼身相比三角翼身具有較小的軸向力和誘導(dǎo)滾轉(zhuǎn)力矩,但是在大攻角時(shí)產(chǎn)生較大的側(cè)向氣動(dòng)力;極小展弦比翼的翼展很小,彈身體渦與翼渦之間產(chǎn)生復(fù)雜的相互干擾,影響全彈氣動(dòng)特性。極
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2017年2期2017-11-09
- 大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼研究進(jìn)展
00191)大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼研究進(jìn)展向錦武，張雪嬌，趙仕偉，程 云，張志飛，李道春(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)普遍采用輕質(zhì)、高比強(qiáng)度復(fù)合材料結(jié)構(gòu)大展弦比機(jī)翼，該類(lèi)機(jī)翼在飛行過(guò)程中表現(xiàn)出顯著的幾何非線(xiàn)性和氣動(dòng)非線(xiàn)性，進(jìn)而導(dǎo)致機(jī)翼的氣動(dòng)彈性非線(xiàn)性.大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼的設(shè)計(jì)分析方法與傳統(tǒng)機(jī)翼有很大不同.為研究大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼的進(jìn)展，并預(yù)測(cè)其未來(lái)可能的發(fā)展方向，對(duì)現(xiàn)有大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼設(shè)計(jì)、分析、試驗(yàn)方法進(jìn)行
哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2017年10期2017-11-08
- 展弦比和最大相對(duì)彎度對(duì)南極磷蝦拖網(wǎng)網(wǎng)板水動(dòng)力學(xué)性能的影響
楊嘉睴，屈泰春展弦比和最大相對(duì)彎度對(duì)南極磷蝦拖網(wǎng)網(wǎng)板水動(dòng)力學(xué)性能的影響劉 健，黃洪亮，吳 越，陳 帥，李靈智，饒 欣，楊嘉睴，屈泰春（中國(guó)水產(chǎn)科學(xué)研究院東海水產(chǎn)研究所，農(nóng)業(yè)部東海與遠(yuǎn)洋漁業(yè)資源開(kāi)發(fā)利用重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，中國(guó)水產(chǎn)科學(xué)研究院海洋捕撈工程技術(shù)研究中心，上海 200090）為了研究展弦比和最大相對(duì)彎度對(duì)南極磷蝦拖網(wǎng)網(wǎng)板水動(dòng)力學(xué)性能的影響，通過(guò)水槽模型實(shí)驗(yàn)分析網(wǎng)板臨界沖角（α0）、最大升力系數(shù)（CLmax）、臨界沖角時(shí)的升阻比（Kα0）和最大升阻比（Kma
海洋漁業(yè) 2017年5期2017-11-07
- 矩形曲面網(wǎng)板水動(dòng)力性能的數(shù)值模擬
UENT研究了展弦比對(duì)矩形曲面網(wǎng)板其水動(dòng)力性能的影響。研究中設(shè)計(jì)了2種不同展弦比λ的網(wǎng)板，在流速1.54m/s，迎流沖角α = 0°～50°時(shí)，建立數(shù)值水槽進(jìn)行數(shù)值模擬，得到網(wǎng)板的阻力系數(shù)Cd、升力系數(shù)Cl、俯仰力矩系數(shù)Cm和升阻比K，對(duì)比不同網(wǎng)板的水動(dòng)力性能差異。結(jié)果表明，1號(hào)網(wǎng)板（λ = 2.0）與2號(hào)網(wǎng)板（λ = 1.5）的最大升力系數(shù)分別為0.85（α =15°）和0.92（α = 42°）；最大升阻比分別為9.59和8.35，俯仰力矩系數(shù)的絕對(duì)值
安徽農(nóng)學(xué)通報(bào) 2017年18期2017-10-18
- 雙向飛翼空天飛行器概念外形研究
在亞聲速時(shí)以大展弦比模態(tài)飛行，可獲得足夠的升力，超/高超聲速時(shí)以小展弦比模態(tài)飛行，可盡量降低激波阻力，飛行模態(tài)轉(zhuǎn)換的轉(zhuǎn)換通過(guò)機(jī)身旋轉(zhuǎn)90°實(shí)現(xiàn)，可能解決寬速域高升阻比設(shè)計(jì)矛盾。本文據(jù)此構(gòu)建了一種雙向飛行空天飛行器外形，并開(kāi)展了CFD數(shù)值仿真。結(jié)果表明，與Sanger類(lèi)常規(guī)布局的空天飛行器相比，雙向飛翼概念外形的亞聲速時(shí)最大升阻比為16，提升30%～50%；高超聲速段升阻比性能基本相當(dāng)，最大升阻比4，說(shuō)明該外形是一種有潛力的空天往返飛行器方案。在此基礎(chǔ)上，從
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2017年3期2017-07-03
- 大展弦比軸對(duì)稱(chēng)氣動(dòng)布局應(yīng)用研究
0081)?大展弦比軸對(duì)稱(chēng)氣動(dòng)布局應(yīng)用研究謝漢橋,劉 述,陳振教(湖南云箭集團(tuán)有限公司,長(zhǎng)沙 410081)以大展弦比軸對(duì)稱(chēng)氣動(dòng)布局為研究對(duì)象,通過(guò)數(shù)學(xué)仿真計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)得到大展弦比軸對(duì)稱(chēng)氣動(dòng)布局的升阻力特性和彈翼受力情況?？紤]到彈翼在氣動(dòng)載荷作用下會(huì)產(chǎn)生上翻現(xiàn)象,分析了彈翼上翻5°和10°時(shí)對(duì)全彈升阻力的影響。針對(duì)大展弦比氣動(dòng)布局采用折疊式彈翼組件的特點(diǎn),分析了彈翼展開(kāi)機(jī)構(gòu)不同步對(duì)全彈氣動(dòng)特性的影響。結(jié)果表明,彈翼上翻對(duì)升力影響較大,對(duì)阻力影響可以忽略;
彈道學(xué)報(bào) 2016年4期2016-12-14
- 基于曲梁模型的大展弦比大柔性機(jī)翼顫振分析
于曲梁模型的大展弦比大柔性機(jī)翼顫振分析段靜波1,2, 周洲1, 江濤2(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072; 2.軍械工程學(xué)院 無(wú)人機(jī)工程系, 河北 石家莊 050003)提出一種大展弦比大柔性機(jī)翼顫振分析的方法。該方法首先引入準(zhǔn)模態(tài)假設(shè)，將氣動(dòng)載荷作用下發(fā)生大靜變形的大展弦比大柔性機(jī)翼視為一根變曲率曲梁，并將其離散為一系列常曲率曲梁?jiǎn)卧?，利用機(jī)翼靜變形結(jié)果，通過(guò)多項(xiàng)式插值獲得各曲梁?jiǎn)卧钠骄省Ｆ浯?，在曲梁?jiǎn)卧獌?nèi)，利用曲梁振動(dòng)微分方
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2016年5期2016-11-18
- 小展弦比飛翼標(biāo)模縱航向氣動(dòng)特性低速實(shí)驗(yàn)研究
00074）小展弦比飛翼標(biāo)?？v航向氣動(dòng)特性低速實(shí)驗(yàn)研究吳軍飛＊，秦永明，黃 湛，魏忠武，賈 毅（中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京100074）對(duì)小展弦比飛翼氣動(dòng)布局外形，通過(guò)常規(guī)測(cè)力風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方法得到其縱向氣動(dòng)特性和偏航控制特性，在分析其氣動(dòng)特性后，選取典型的狀態(tài)采用PIV實(shí)驗(yàn)方法對(duì)其流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行研究，研究表明小展弦比飛翼在較小的迎角下即出現(xiàn)前緣分離渦，隨著迎角的增大，前緣分離渦強(qiáng)度增大，且逐漸往機(jī)體對(duì)稱(chēng)面方向移動(dòng)，隨著迎角進(jìn)一步增大，分離渦變得不穩(wěn)定，渦核
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2016年1期2016-04-06
- 前 言
新進(jìn)展”、“小展弦比飛翼布局研究”兩個(gè)專(zhuān)欄。“關(guān)于CFD高精度保真的數(shù)值模擬研究”一文回答了CFD研究中越來(lái)越引起重視的精準(zhǔn)度問(wèn)題；研究了利用大規(guī)模計(jì)算開(kāi)展大渦模擬和直接數(shù)值模擬存在的問(wèn)題；分析了高雷諾數(shù)下NS方程計(jì)算方法和網(wǎng)格的關(guān)系；提出了建立數(shù)值驗(yàn)證、確認(rèn)的新方法；對(duì)高層次的CFD研究人員很有指導(dǎo)意義?！霸囼?yàn)技術(shù)新進(jìn)展”專(zhuān)欄匯集了中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心、中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院、中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院等研究機(jī)構(gòu)近年來(lái)在亞／跨／超／高超聲速氣動(dòng)
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2016年1期2016-01-05
- 大展弦比機(jī)翼翼梢裝置性能特性研究
出，增大機(jī)翼的展弦比能減小誘導(dǎo)阻力，但大展弦比對(duì)結(jié)構(gòu)不利，機(jī)場(chǎng)環(huán)境對(duì)機(jī)翼展長(zhǎng)也有一定的限制;因此，通過(guò)翼尖設(shè)計(jì)以及加裝翼梢裝置來(lái)改善翼尖區(qū)的氣流流動(dòng)和減阻是減小誘阻的重要手段。多年來(lái)，國(guó)內(nèi)外學(xué)者從理論計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行試驗(yàn)等方面對(duì)各類(lèi)翼梢裝置作了大量的基礎(chǔ)性及應(yīng)用性研究，一些研究成果投入實(shí)際應(yīng)用并取得了明顯的效果［2］。NASA 研究表明［3］，KC-135 加裝翼梢小翼使飛機(jī)總阻力下降7%，升阻比提高5% ～8%。B737-800加裝融合式翼梢小翼［4
飛行力學(xué) 2015年1期2015-12-25
- 小展弦比飛翼跨聲速典型流動(dòng)特性研究
21000)小展弦比飛翼跨聲速典型流動(dòng)特性研究蘇繼川*，黃 勇，鐘世東，李永紅(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000)小展弦比飛翼標(biāo)模為國(guó)內(nèi)自主設(shè)計(jì)的融合體飛翼通用研究模型，前緣后掠角為65°，展弦比為1.54。風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明小展弦比飛翼標(biāo)模在跨聲速迎角4°開(kāi)始出現(xiàn)非線(xiàn)性升力，在迎角12°至16°范圍內(nèi)會(huì)出現(xiàn)升力突然下降、俯仰力矩突然上揚(yáng)的現(xiàn)象。為了分析該現(xiàn)象的機(jī)理，通過(guò)數(shù)值模擬的方法研究了小展弦比飛翼標(biāo)模在馬赫0.9時(shí)的
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2015年3期2015-04-14
- 小展弦比飛翼標(biāo)模雷諾數(shù)影響數(shù)值模擬研究
21000)小展弦比飛翼標(biāo)模雷諾數(shù)影響數(shù)值模擬研究張耀冰*，周乃春，陳江濤(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心計(jì)算空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000)采用數(shù)值模擬方法開(kāi)展小展弦比飛翼標(biāo)模的雷諾數(shù)影響研究。使用自行研制的多塊對(duì)接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格亞跨超聲速流場(chǎng)解算器程序Mbflow，計(jì)算了試驗(yàn)雷諾數(shù)、二倍試驗(yàn)雷諾數(shù)和飛行雷諾數(shù)等三種雷諾數(shù)情況下小展弦比飛翼標(biāo)模的流場(chǎng)。通過(guò)對(duì)計(jì)算結(jié)果的分析研究，得到了不同馬赫數(shù)(Ma=0.2、0.8和1.5)和攻角情況下雷諾數(shù)對(duì)小展弦比飛翼
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2015年3期2015-04-14
- 長(zhǎng)直機(jī)翼的顫振及混沌運(yùn)動(dòng)分析
普遍的特點(diǎn)是大展弦比、重量輕、柔性大,故基于小變形線(xiàn)性假設(shè)的氣動(dòng)彈性分析方法已不再適用[1]。由于幾何非線(xiàn)性效應(yīng),一般不會(huì)像線(xiàn)性機(jī)翼顫振那樣發(fā)生振幅隨時(shí)間以指數(shù)形式增長(zhǎng)的破壞性振動(dòng),而通常呈現(xiàn)出限幅極限環(huán)振動(dòng)的形式;但是,劇烈的顫振會(huì)對(duì)大展弦比機(jī)械結(jié)構(gòu)的疲勞壽命,甚至飛行器的飛行性能以及飛行安全產(chǎn)生十分不利的影響[2-3]。目前,對(duì)大展弦比機(jī)翼的氣動(dòng)彈性分析,其結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型主要采用非線(xiàn)性梁模型。早在1974年,Hodges等[3]建立了彈性旋翼的Hodg
飛行力學(xué) 2015年6期2015-03-16
- 大展弦比機(jī)翼非線(xiàn)性顫振剪裁設(shè)計(jì)新方法*
10016)大展弦比機(jī)翼非線(xiàn)性顫振剪裁設(shè)計(jì)新方法*任智毅?金海波 丁 運(yùn)亮(南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院，南京 2 10016)針對(duì)大展弦比機(jī)翼水平彎曲模態(tài)參與耦合顫振問(wèn)題，首先用考慮幾何非線(xiàn)性的顫振分析方法研究了某大展弦比機(jī)翼的顫振特性，結(jié)果表明水平一彎模態(tài)參與耦合降低了機(jī)翼傳統(tǒng)模式的線(xiàn)性顫振速度;然后研究了復(fù)合材料的鋪層主剛度方向角對(duì)機(jī)翼非線(xiàn)性振動(dòng)特性和顫振特性的影響規(guī)律，提出了大展弦比機(jī)翼非線(xiàn)性顫振剪裁設(shè)計(jì)的新方法．結(jié)果表明主剛度方向角的變化主要引起
動(dòng)力學(xué)與控制學(xué)報(bào) 2014年3期2014-09-17
- 考慮幾何非線(xiàn)性效應(yīng)的大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)彈性分析
機(jī)翼通常采用大展弦比構(gòu)型，具有重量輕、柔性大特點(diǎn)；但其在氣動(dòng)載荷作用下會(huì)產(chǎn)生較大結(jié)構(gòu)變形，致基于結(jié)構(gòu)小變形假設(shè)的常規(guī)線(xiàn)性氣動(dòng)彈性分析方法不再適用。大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)彈性分析須考慮結(jié)構(gòu)大變形導(dǎo)致的幾何非線(xiàn)性效應(yīng)。Kim等[1]通過(guò)采用跨音速小擾動(dòng)理論與大變形梁理論耦合分析大展弦比機(jī)翼幾何非線(xiàn)性顫振特性，較好預(yù)測(cè)顫振邊界。Dowell[2]對(duì)陣風(fēng)響應(yīng)下大展弦比機(jī)翼氣動(dòng)彈性特性進(jìn)行理論分析與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究，認(rèn)為陣風(fēng)載荷較小時(shí)幾何非線(xiàn)性對(duì)垂向、扭轉(zhuǎn)響應(yīng)影響較小。Pat
振動(dòng)與沖擊 2014年16期2014-09-08
- 基于流固耦合方法的大展弦比機(jī)翼非線(xiàn)性顫振特性分析
時(shí)無(wú)人機(jī)都具有展弦比大、柔性大、變形大等特點(diǎn)，飛機(jī)在飛行載荷作用下會(huì)產(chǎn)生彎曲和扭轉(zhuǎn)變形，一方面結(jié)構(gòu)平衡狀態(tài)相對(duì)于未變形結(jié)構(gòu)有一定差異，結(jié)構(gòu)存在預(yù)應(yīng)力，各振型和頻率也有差別；另一方面，變形前后氣動(dòng)面的差異也會(huì)導(dǎo)致非定常氣動(dòng)力的不同。這兩方面綜合將使機(jī)翼的顫振特性發(fā)生變化[1]。隨著數(shù)學(xué)計(jì)算工具的進(jìn)步和對(duì)復(fù)雜系統(tǒng)非線(xiàn)性空氣動(dòng)力學(xué)認(rèn)識(shí)的加深，飛行器顫振問(wèn)題得到了更深入研究。在20世紀(jì)90年代早期, Van Schoor等[2]基于完全線(xiàn)性理論對(duì)一個(gè)大柔性飛機(jī)進(jìn)行
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2014年4期2014-03-25
- 大展弦比飛翼布局模型驗(yàn)證機(jī)飛 行 控 制 技 術(shù) 研 究
10089)大展弦比飛翼布局模型驗(yàn)證機(jī)飛行控制技術(shù)研究劉尚民, 孫健, 劉朝君(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089)飛翼布局飛機(jī)由于采用了翼身融合技術(shù)和無(wú)尾布局,具有隱形特性,軍事和民用的應(yīng)用潛力十分巨大。由于飛翼布局飛機(jī)本體靜穩(wěn)定性差,航向又不穩(wěn)定,不易操縱,因此需要解決控制律和多操縱面的協(xié)調(diào)控制技術(shù)。以一種大展弦比飛翼布局模型驗(yàn)證機(jī)為研究對(duì)象,開(kāi)展了大展弦比飛翼布局無(wú)人機(jī)的飛行控制技術(shù)研究。通過(guò)仿真手段,驗(yàn)證了所提出的飛翼布局無(wú)人機(jī)
飛行力學(xué) 2013年6期2013-11-04
- 任意滾動(dòng)角極小展弦比組合體的氣動(dòng)力計(jì)算方法
用上，升力面的展弦比約小于0．5，稱(chēng)為極小展弦比。特別對(duì)于展弦比小于0．3的組合體，其翼面被國(guó)外文獻(xiàn)稱(chēng)作dorsal，中文翻譯為魚(yú)的背鰭，它非常形象地刻畫(huà)出這類(lèi)細(xì)長(zhǎng)升力面組合體的形狀。氣動(dòng)設(shè)計(jì)師不會(huì)設(shè)計(jì)出像魚(yú)背鰭似的升力面，它完全出于產(chǎn)品運(yùn)輸和發(fā)射技術(shù)的考慮，或者作為電線(xiàn)管道的整流罩。從外形上，立刻可以得到結(jié)論，它的巡航能力不是它的特長(zhǎng)，而且，以小迎角狀態(tài)飛行時(shí)，它的升力系數(shù)小，只有迎角變大以后，才顯示出極小展弦比的優(yōu)點(diǎn)——非線(xiàn)性升力快速增加。文獻(xiàn)［1］對(duì)
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2013年1期2013-08-21
- 帆型對(duì)帆船帆翼空氣動(dòng)力特性影響研究
的基本尺寸是:展弦比=3.90、拱度比=11%、帆弦長(zhǎng)l=2600cm;Sail2帆型的基本尺寸是:展弦比、拱度比=17%、帆弦長(zhǎng)l=2570cm。研究中，帆翼的表面形狀是實(shí)際帆船行駛時(shí)候的帆翼形狀，通過(guò)測(cè)繪得到，在弦長(zhǎng)方向進(jìn)行了9點(diǎn)測(cè)繪，在帆翼的高度方向進(jìn)行了10點(diǎn)測(cè)繪。計(jì)算的雷諾數(shù)為Re=1.40×106。數(shù)值模擬的控制方程為雷諾平均N-S方程和連續(xù)性方程。在本研究中，入口邊界條件采用Dirichlet條件，入口處的速度按照計(jì)算要求給定。出口條件采用N
吉林體育學(xué)院學(xué)報(bào) 2012年6期2012-10-13
- 銳邊突風(fēng)對(duì)大展弦比機(jī)翼的氣動(dòng)彈性響應(yīng)影響
文獻(xiàn)［3］以大展弦比均勻直機(jī)翼為對(duì)象，求解一階扭轉(zhuǎn)和一階彎曲情況下系統(tǒng)的顫振速度，利用準(zhǔn)定常氣動(dòng)力模型研究了銳邊突風(fēng)二元機(jī)翼以及直機(jī)翼的氣動(dòng)彈性響應(yīng)影響。本文將以大展弦比均勻直機(jī)翼為對(duì)象，以非定常氣動(dòng)力為基礎(chǔ)，建立系統(tǒng)響應(yīng)模型，采用V-g法在二階扭轉(zhuǎn)和二階彎曲模態(tài)下求解系統(tǒng)的顫振速度。以Kussner函數(shù)為基礎(chǔ)，建立銳邊突風(fēng)模型，研究銳邊突風(fēng)對(duì)系統(tǒng)氣動(dòng)彈性響應(yīng)的影響。1 建立模型設(shè)大展弦比均勻直機(jī)翼的半展長(zhǎng)為l，單位展長(zhǎng)質(zhì)量為m。圖1為其剖面示意圖。圖中，
飛行力學(xué) 2012年6期2012-07-25
- 極小展弦比背鰭氣動(dòng)特性研究
顯著不同，其中展弦比是一個(gè)重要參數(shù)，如運(yùn)輸機(jī)機(jī)翼展弦比通常超過(guò)6，戰(zhàn)斗機(jī)一般使用2～2.5左右的中等展弦比機(jī)翼，戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈則使用0.5～4.0左右的中小展弦比彈翼。對(duì)于展弦比小于0.5的極小展弦比彈翼，通常稱(chēng)為背鰭（類(lèi)似于魚(yú)類(lèi)的鰭）或者邊條。新一代空空導(dǎo)彈或者艦空導(dǎo)彈，為滿(mǎn)足其攻擊機(jī)動(dòng)目標(biāo)所需的大過(guò)載要求，常常會(huì)利用非線(xiàn)性氣動(dòng)力，以保證大迎角下升力系數(shù)隨迎角持續(xù)增長(zhǎng)。背鰭正好滿(mǎn)足這種要求，同時(shí)還有優(yōu)越的保形發(fā)射能力，此外背鰭還可起到彈身的加強(qiáng)筋作用，因此，工
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2012年1期2012-04-17