后掠角
- 变着花样飞
就是飞机机翼的后掠角度可以改变。首先，我们体验的是最小后掠角的飞行：拿着飞机从前往后看，右侧机翼的根部折线呈现Z字形，将机翼微微往上抬，确保升力的中心在重心的上方，轻轻地往前投掷纸飞机，VF-0便能缓缓向前飞去。VF-0的机翼在最小后掠角度下，适合低速飞行。需要高速飞行时，要让VF-0纸飞机的机翼变为最大后掠角的状态：将机翼向后自然展平，此时Z字形折线的地方还会保留一定的角度，只要让机翼向后伸展即可。此时从上往下看纸飞机，两侧机翼和中翼的前端在一条流畅的直
百科探秘·航空航天 2024年3期2024-04-05
- 双壳体混合驱动水下滑翔机结构原理及水动力性能研究
段,而对于可变后掠角的研究很少。天津大学的杨志金[16]和武建国[17]等通过试验研究得出滑翔翼后掠角对水下滑翔机的航行经济性及静稳定性均会产生重要影响。基于此,为进一步提高混合驱动水下滑翔机的综合航行性能,提出了一种双壳体混合驱动水下滑翔机,设计了涡轮蜗杆滑翔翼收放机构,并仿真分析了滑翔翼水动力性能,确定了合理的机构配置方案。1 双壳体混合驱动水下滑翔机1.1 工作原理文中的双壳体混合驱动水下滑翔机外壳为基于海洋水生生物的仿生流线型非水密壳,具有优秀的流
水下无人系统学报 2024年1期2024-03-14
- 不同后掠角大展弦比复合材料机翼气动特性
性能，共设计了后掠角分别为0°、5°、10°、15°、20°、25°和30°共7种复合材料机翼式[17]，其结构参数见表1。表1 机翼结构参数Tab.1 Parameters of wing图2 0°后掠角机翼Fig.2 Wing of 0°sweepback angle图3 5°后掠角机翼Fig.3 Wing of 5°sweepback angle图4 10°后掠角机翼Fig.4 Wing of 10°sweepback angle图5 15°后掠角机
海军航空大学学报 2023年5期2023-11-14
- 变体制导炮弹气动特性分析及弹道仿真
形,总结了弹翼后掠角变化与气动参数之间的关系。王旭刚等[17]为不同飞行阶段的变后掠翼巡航导弹设计了弹道和控制指令,仿真结果表明所设计的弹道及指令合理,并且制导精度高。针对变后掠翼航弹的弹道优化问题,赵日等[18]采用粒子群算法对不同投放条件下的滑翔弹道进行优化设计,结果表明超音速投放相比亚音速投放增程效果明显。为提高变后掠翼导弹的末速,文献[19]基于hp-自适应伪谱法对其末端弹道进行优化,采用后掠角和攻角双变量控制方案,建立多约束条件下的弹道优化模型,
弹道学报 2022年4期2023-01-11
- 平行连杆式变形翼结构设计及分布式驱动配置
和降落时采用小后掠角、大展相比和高相对厚度的高升力外形，同时在超声速巡航和机动状态采用大后掠角、小展弦比和低相对厚度的小阻力外形，使得气动性能最优，从而扩大飞行包线，适应不同的飞行环境，满足不同的任务需求，减少能耗，提高飞行效率[1-3]。机翼变形方式最早可追溯到莱特兄弟利用绳索滑轮机构控制和调节飞机飞行。随着飞行速度与任务适应性的不断提高，设计出升降舵、副翼以及襟翼等小尺度局部变形方式来改善气流[4]。为解决军用飞机不同设计点气动布局矛盾，改善多功能性，
哈尔滨工业大学学报 2022年1期2022-12-13
- 基于CFD的变后掠翼单速度最优后掠角预测模型
翼飞行器的机翼后掠角控制进行了探究，通过插值法补充数据并采用遗传算法进行全局寻优[7-9]。在后掠翼可变的结构设计上，王钊提出1 种自适应变后掠翼机构，能根据最佳变后掠角规律，实现被动控制飞机的变后掠过程[10]。变后掠翼飞行器在民航领域应用较少，更多的是应用于军事。远距离突防性能是未来武器发展趋势，续航则是关键性能。美国最新的增程式导弹是在原有域外攻击巡航导弹的基础上，对射程、精准度、战斗部穿透力和任务规划等方面进行了升级，它在结构上的最大特点就是采用了
海军航空大学学报 2022年1期2022-11-16
- 基于在线参数辨识的变体飞行器控制
改变机翼翼展、后掠角等方式。其中大尺寸变形对飞行器的气动性能影响最大，所以相关研究也大多集中在这一领域。目前大部分研究都集中于变体飞行器的变形-飞行协调控制问题，即飞行器变形过程中的稳定飞行控制或跟踪控制问题。文献[4]提出了一种抗饱和平滑切换控制策略，以解决飞行器变形过程中的姿态稳定控制问题。文献[5]针对可变后掠角飞行器建立了切换模型，研究了飞行器外形变化下的跟踪控制问题。文献[6-7]针对可变翼展与后掠角的变体飞行器建立了线性变形参数模型，设计了鲁棒
兵器装备工程学报 2022年10期2022-11-01
- 复杂三维外形对桨叶动特性影响分析研究
3分别为桨尖处后掠角、下反角和预扭角，后掠角以前掠为正，下反角以上反为正。1.2 桨叶运动方程基于Hamilton 变分原理建立桨叶动力学方程如式（3）所示，其中δU，δT，δW分别是动力学系统的应变能、动能和外力虚功变分。分别为初始状态和最终状态下的时间1.2.1 桨叶应变能变分桨叶应变能变分表达式如下式中，σxx,σxη,σxς为各个方向的应力；δεxx,δεxη,δεxς为各方向应变的变分。1.2.2 桨叶动能变分桨叶动能的变分表达式如下式中，Vb=
航空科学技术 2022年10期2022-10-29
- 直升机平尾电磁散射特性研究
、不同前掠角和后掠角的散射特性均有不同。1.计算过程与方法1.1 过程本文求解目标RCS的主要步骤如图1所示。图1 求解目标RCS过程框图1.2 方法本文针对电大尺寸的平尾结构，采用高频计算方法进行仿真分析。其中平尾结构尺寸为：弦长1030mm、展长4344mm。本文采用综合分析方法，主要包括物理光学法、等效电磁流法、射线追踪法和物理绕射理论[4]。该方法首先采用物理光学法计算目标上一次散射的贡献，即面元的反射作用[5]；其次采用等效电磁流法+物理绕射理论
中国科技纵横 2022年9期2022-05-24
- 双掠结构旋翼桨叶动力学特性研究
定的前掠角度和后掠角度，这种结构形式在降低桨叶BVI（桨涡干扰）噪声的同时，还能降低机体的振动水平。国内外针对桨尖结构对动力学的影响进行了大量研究。M.Filippi 等利用梁单元和六面体单元建立了复合材料桨叶三维有限元模型，准确地预测了复合材料双掠桨叶的应力分布；H.Thomas等开展了直梁桨叶和桨尖后掠桨叶在悬停状态下的气弹稳定性试验研究，结果表明，在悬停状态下，直梁桨叶的阻尼要大于桨尖后掠桨叶；张俊豪等研究了双掠桨叶的无轴承旋翼直升机气动机械稳定性，
航空工程进展 2022年2期2022-04-24
- 边条翼后掠角对钝头细长旋成体非对称流动的影响
改变边条翼前缘后掠角, 测量各截面的物面压力, 积分得到不同边条翼前缘后掠角条件下各截面时均侧向力系数, 结合粒子图像测速实验获得空间流场分布变化情况, 分析了边条翼后掠角对绕模型非对称流动的影响及原因.1 模型与研究方法本文实验在北京航空航天大学D4低速回流式风洞中完成, 风洞实验段截面尺寸为1.5 m ×1.5 m, 自由来流的湍流度小于0.08%.用于实验的钝头细长旋成体模型尺寸、坐标系定义及测压截面位置如图 2所示, 图中长度单位为mm.模型总长为
气体物理 2022年1期2022-02-16
- 形状记忆合金驱动可变后掠角翼梢小翼的研究
气动性能，可变后掠角翼梢小翼的设计应运而生。该设计实现翼梢小翼在不同飞行状态下形状的变化，进而获得更好的减阻效果。空中客车公司和布里斯托尔大学联合开发了一种基于电机驱动的可变倾角的小翼。这种小翼可以在起飞期间将升阻比提高约3%[4]。西北理工大学的司亮提出了一种可变后缘舵面的小翼方案。数值模拟表明通过偏转后缘可以提高气动性能[5]。以一架大型民用飞机为研究对象。采用计算流体动力学方法分析了小翼前缘后掠角对飞机不同飞行阶段气动性能的影响。在此基础上，提出了一
装备制造技术 2022年11期2022-02-10
- 基于神经网络的变后掠翼飞行器自适应控制方法研究
飞行器而言，变后掠角过程中气动参数的改变对于控制系统提出了一定的挑战，因此有必要研究针对该类飞行器的自适应控制律。文中研究了变后掠角过程中飞行器姿态稳定控制问题。首先利用气动仿真软件Datcom建立了变后掠翼飞行器在不同形变状态下的气动模型。然后建立适应变后掠翼飞行器姿态动力学、运动学模型，并利用动态逆理论处理该类飞行器姿态运动模型中的强耦合问题，在此基础上，将PID参数设置为神经网络隐藏层的节点，实现PID参数自适应调整。进一步地，研究了存在外界干扰下的
弹箭与制导学报 2021年5期2022-01-10
- 变后掠翼的参变气动弹性建模与分析1)
了主动改变机翼后掠角而带来的飞行性能提升.然而，增加飞机重量和结构复杂度的缺点使变后掠翼在20 世纪70 年代后的发展与应用陷入停滞.2003 年，美国国防部先进研究计划局(DAPRA)启动“变体飞行器结构(MAS) ”研究计划，重新掀起了变体机翼的研究热潮[1-3].受此计划的鼓舞，一些关于变后掠翼的新概念性设计浮现出来，比如美国佛罗里达大学研制的独立多关节变后掠翼，新一代航空技术公司研制的验证无人机MFX-1 和MFX-2.与早期研究不同，当前变后掠翼
力学学报 2021年11期2021-12-21
- 基于水动力参数设计的水下滑翔机横向静稳定性改善研究
，一方面，水翼后掠角的存在能改变两边水翼上的有效速度分量，产生升力差使机身发生横滚；另一方面，垂尾上产生侧向力，作用点相对机身偏高，也会产生相应的横滚力矩，故通过优化水翼后掠角及垂尾展弦比进一步提高水下滑翔机横向静稳定性。关于附体水动力参数对横向静稳定性的影响，目前开展的研究较少，大多局限在对滑翔经济性及纵向静稳定性的探讨上，武建国[4]采用极差分析法分析了标准翼型4 因素（水翼弦长、安装位置、后掠角及展弦比）对经济性及纵向稳定性影响所占的比重；Liu 等
舰船科学技术 2021年8期2021-09-18
- 长航时轻型固定翼农用遥感无人机设计与仿真
对于低速飞机，后掠角可调节飞机重心位置以及改善飞机稳定性。初定前缘后掠角为30°，后缘后掠角为17°。翼尖小翼采用上小翼的形式。机翼扭转一定角度可以防止大攻角下的翼尖失速，改善机翼上的升力分布与巡航特性，为了简化制造工艺，取0°扭转。机翼安装角和上反角参考闵山山[26]所设计的翼身融合布局无人机，选取为0°。1.2 几何模型建立根据设计参数，将无人机平面形状划分为4个部件，分别为机身、内翼、外翼和翼尖小翼，外翼上设有副翼，如图1所示。利用三维建模软件CAT
农业机械学报 2021年3期2021-04-13
- APFSDS外形变化对阻力系数影响分析
梢比及尾翼后缘后掠角这3个参数对尾翼弹阻力系数及稳定性的影响规律进行定量分析。1 弹体模型及参数本节将介绍弹体的几何模型以及相关的特征参数，作为外形研究的变量。1.1 尾翼弹原始模型参数图1 尾翼弹原模型图2 尾翼符号示意图1.2 尾翼弹不同外形参数本文所研究的尾翼弹的不同外形尺寸参数，如表1所示。表1 不同外形尺寸参数2 数值方法本节介绍计算流体力学中使用到的相关数值方法和过程。设置气体为理想气体模型，黏度随温度的变化符合萨特兰(Sutherland)公
兵器装备工程学报 2020年4期2020-05-18
- 冲关我最棒
.关于飞机机翼后掠角说法正确的是哪个？A.后掠角越大速度越慢B.后掠角越大速度越快C.速度与后掠角大小无关Q2.下列哪种飞机布局不属于无尾翼飞机？A.飞翼布局B.三角翼布局C.鸭式布局Q3.一般重型战斗机采用什么类型的尾翼？A.单立尾B.双立尾C.T型尾翼Q4.受地转偏向力的影响，傅科摆在南半球沿什么方向摆动？A.逆时针B.无摆动C.顺时针Q5.关于北斗导航卫星，下列说法正确的是哪个？A.原子钟可以保证北斗导航卫星授时的准确性B.北斗导航卫星只能负责导航C
百科探秘·航空航天 2020年4期2020-04-24
- 高空长航时无人机螺旋桨后掠桨叶气动研究
计上,探究桨叶后掠角对螺旋桨气动性能的影响规律,研究结论同样对工作于传统高度内的螺旋桨提高其高速性能具有借鉴和指导意义。1 桨叶物理模型说明1.1 桨叶建模方法说明本文所用无后掠桨叶数据取自文献[11],螺旋桨半径2.3 m,设计巡航马赫数为0.4,基本叶素翼型为Eppler387。以笛卡尔坐标系的z轴为叶素积叠线,沿展向分布10个叶素,不同展长处叶素的弦长中点布置在z轴上,叶素弦长分布和扭转角分布见文献[11],最终形成的无后掠桨叶见图1。图1 无后掠桨
空气动力学学报 2019年5期2019-12-31
- 大涵道比涡扇发动机风扇转静干涉降噪研究
的外涵OGV 后掠角变化、外涵OGV 弦长变化、以及外涵OGV 处管道轮毂比变化对风扇转静干涉单音噪声前传声和后传声的影响，为该大涵道比涡扇发动机风扇部件的低噪声设计提供了建议。1 理论基础转子尾迹与静子叶片干涉的三维升力面理论的基本思想是建立叶片上质点振动速度无穿透的边界条件，进而求得非定常载荷在管道内产生的声场。其基本假设有管道内流体可压、无粘、等熵、均匀流动；叶片为平板，无厚度；亚音流动；扰动为小量等。2 研究结果2.1 外涵OGV 后掠角对转静干涉
中国设备工程 2019年13期2019-08-06
- 鸭式—飞翼布局无人机设计研究
战机的鸭翼为大后掠角、大展弦比与较小的相对厚度。但在低速小飞机中，此设计方案将不再适用。低速飞机鸭翼气动结果如图1 所示。从CL图中我们不难看出，当鸭翼后掠角逐渐增大的同时，整机升力系数出现下降，鸭翼气动特性与高速飞机恰好相反。通过对无人机其他气动特性的分析发现，在低速状态下，鸭翼对主翼的作用主要为翼尖涡流，并非高速飞机的脱体涡流。如图2 所示，从不同后掠角的诱导阻力系数ICD与迎角的曲线，结合公式CD=CL2/πAe，印证上述结果。图1 整机升力系数与迎
中国设备工程 2019年13期2019-08-06
- 基于响应面和遗传算法的尾座式无人机结构参数优化
人机的翼展长、后掠角、小翼高和小翼厚4个结构参数与升阻比和阻力的响应面模型，以升阻比最大、阻力最小为优化目标，采用多目标遗传算法求解最优结构参数。1 材料与方法1.1 尾座式无人机结构与参数1.1.1结构布局设计的尾座式无人机采用飞翼双动力前拉布局形式，如图1所示，主要由左右对称的机翼、小翼、电机座、正反转电机和螺旋桨组成。碳杆贯穿机翼、电机座和小翼，起到机身加固和安装定位的作用。机翼通过翼根胶粘的方式组成机身，小翼和电机座通过胶粘的方式固定在机身上，并且
农业机械学报 2019年5期2019-06-04
- 尾座式无人机续航时间估算模型
人机的翼展长和后掠角进行了优化，优化后的无人机续航时间增加了36%。刘玉焘[36]从无人机结构设计、气动分析以及在不同角度下机身的气动分布，阐述了尾座式无人机的设计过程，但没有进行续航时间的研究。为提高电动无人机续航时间，刘伏虎等[37]以起飞质量和巡航升阻比为优化目标，采用遗传算法对无人机的总体结构参数进行了优化，并在Matlab中进行模拟仿真，但并未阐述结构参数与续航时间的关系。AKSUGUR等[38]提出了新型的混合动力无人机概念设计，并进行了混合动
农业机械学报 2019年3期2019-04-01
- 三角翼DBD等离子体流动控制研究进展
斗机的设计。大后掠角低展弦比三角翼适用于高速飞行器[1]；中小后掠角低展弦比机翼常用于微型飞行器和无人轰炸机等[2]。然而，三角翼布局相对低的升阻比不利于长航程的设计需求，升力系数曲线斜率较缓意味着其在起飞/着陆阶段产生的升力较低，大迎角时翼尖的抖振也较为严重。三角翼在较大迎角绕流时往往表现出涡流主导的绕流特性，空气动力特性受涡结构影响较大。控制这些涡流具有诸多意义[3]，例如增加升力和提高临界迎角、产生用于飞控的操纵力矩、减缓机翼或尾翼的振动。前缘涡结构
航空学报 2019年3期2019-03-29
- 支撑翼布局客机总体参数对结构重量的影响
础实现展弦比、后掠角、支撑连接位置等总体参数对结构重量的影响规律分析，确定结构重量随总体参数变化的趋势，明确总体参数优化过程中的结构重量约束，以及以结构重量为目标的总体参数优化可行域和优化方向。1 支撑翼布局客机外形及参数化1.1 机体外形方案以巡航马赫数为0.7的150座级中短程支撑翼客机为研究对象，方案的翼身组合体外形如图1所示。基准方案采用上单翼布局，机翼面积为140 m2，展弦比为20，后掠角为20°，支撑杆在展向60%位置与机翼连接。图1 支撑翼
航空学报 2019年2期2019-03-04
- 三维尺寸对悬臂斜坡喷注器混合效率影响数值研究*
器斜坡压缩角、后掠角、悬臂宽度对燃料掺混效率和穿透深度的影响,为对其进行三维尺寸优化打下理论基础。1 计算模型及数值方法1.1 计算模型与算例设置研究所用超燃燃烧室与悬臂后掠喷注器构型结构如图1所示,保持喷射角度、喷射高度不变,设置带不同斜坡压缩角、不同斜坡后掠角以及斜坡悬臂宽度的7个算例如表1所示。斜坡压缩角为α,斜坡后掠角为β,悬臂宽度为L。超声速流道为总长160 mm的矩形截面自由通道,进口截面为20 mm×32 mm,喷孔距燃烧室入口35 mm,喷
弹箭与制导学报 2018年1期2018-11-13
- 弧形深松铲工作过程和松土效果的离散元法仿真分析
用3个具有不同后掠角的弧形深松铲为研究对象(图1)。后掠角即深松铲柄上部垂直部分迎土边垂直线与相连的下部圆弧部分上端切线形成的夹角。采用离散元法模拟分析弧形深松铲的工作过程以及松土效果[6]，并将离散元法的分析结果与田间试验结果进行对比，探讨应用离散元法分析深松铲工作过程及松土效果的可行性。1 模型建立与参数选取1.1 边界模型建立与参数选取采用离散元法仿真分析深松铲的工作过程，研究边界模型与土壤颗粒的接触情况，并对边界受力情况进行分析。边界模型即为深松铲
江苏农业科学 2018年13期2018-08-01
- 鸭舵后掠角对火箭弹尾翼的滚转性能研究*
1200)鸭舵后掠角对火箭弹尾翼的滚转性能研究*郭向向1,曹红松1,程登华2,张晓东1(1 中北大学机电工程学院,太原 030051; 2 78098部队,成都 611200)根据具有较大翼面的鸭式布局火箭弹难以进行滚转控制的特性,文中采用数值流体力学分析手段,建立鸭式布局火箭弹外流场模型,仿真分析了鸭舵滚转效应产生机理、鸭舵下洗对尾翼气动耦合规律以及后掠角对火箭弹滚转性能的影响。仿真结果表明由于鸭舵下洗作用,在尾翼上诱导出一个舵控方向相反的滚转力距,使滚
弹箭与制导学报 2017年2期2017-11-09
- 基于空气动力学的变后掠翼翼身组合体变后掠规律基础研究
通过改变机翼的后掠角度，满足不同飞行状态的需求，在机翼变后掠的过程中，其气动中心会随着后掠角的改变而大幅度变化，由此会引发飞机整机操纵性能和稳定性能的重大改变[5-6]。因此需要对这种变化进行详细的计算和分析，采取措施满足设计要求。对于不同状态下飞行的最佳后掠角的研究，是最大限度地满足平滑渐进地改变自身气动外形的要求，也就有可能解决气动中心变化引起的负面效应[7-8]。对于模型设计，则需具备简单、有代表性等特点，可以通过不同方位的分析，得到不同高度下的气动
重庆理工大学学报(自然科学) 2017年8期2017-09-12
- 非对称变弹翼高速导弹气动特性计算与分析
旋转左右弹翼的后掠角实现弹翼的不对称变化，利用飞行器快速计算软件Missile Datcom计算不同条件下导弹的气动参数。基于气动数据分析了后掠角非对称变化对升力、阻力、俯仰力矩及滚转力矩等气动特性的影响。通过分析可知，弹翼的不对称变形可显著的改变滚转力矩系数，将不对称变形的弹翼作为辅助控制机构，控制导弹的滚转运动，提高滚转运动的准确性和快速性。非对称变弹翼；Missile Datcom；气动特性；滚转运动导弹在不同飞行阶段，对气动特性的要求不同：中制导阶
兵器装备工程学报 2017年6期2017-07-03
- 定平面形状乘波体及设计变量影响分析
意义的探索是定后掠角乘波体，但在早期只是作为传统方法的附属。Starley等[9]提出了定常楔形角乘波体，因为采用了二维楔形流场，升阻比不高，体积利用率较低；Jones等[2]在介绍锥导乘波体时，提到过一种设计曲线过圆锥顶点的乘波体，但设计空间受限，方法不够灵活；最近几年，洛克希德马丁公司的Rodi[10]从密切锥乘波体设计方法出发，介绍了定后掠角密切锥和密切流场乘波体的概念；段焰辉等[11]给出了定后掠角乘波体具体实现，并提取设计变量进行了分析研究。本文
宇航学报 2017年5期2017-06-15
- 小型变体无人机动力学建模及配平分析
主要变量为机翼后掠角和迎角。为了确保变体飞机在变体过程中具有较理想的静稳定度，通过配平给出了不同构型时飞机重心在机体纵轴上的合理位置，有助于变体飞机控制系统设计。变体无人机；运动方程；动态响应；配平0 引 言变体飞机在变体过程中，气动外形的变化必然引起飞机的转动惯量、质心位置、气动焦点位置等一系列机体特性的改变。近年来，一些学者针对特定的变体飞机进行了动力学建模与分析[1-3]。陈伟等对变后掠翼飞机进行了建模与分析[4]。乐挺等对Z型翼变体飞机进行了多体动
计算机技术与发展 2017年2期2017-02-22
- 定后掠角密切锥乘波体的生成和设计方法
621000定后掠角密切锥乘波体的生成和设计方法段焰辉， 范召林， 吴文华*中国空气动力研究与发展中心 计算空气动力研究所， 绵阳 621000对定后掠角密切锥乘波体(OCWRCAS)的生成方法和考虑黏性的设计方法进行了研究。定后掠角乘波体的前缘具有特定的后掠角，能够在上表面产生稳定分离涡从而改善乘波体的气动性能。本文首先在传统密切锥乘波体生成方法的基础上给出了定后掠角密切锥乘波体的生成方法；从前缘后掠的几何特征中提取了后掠角、激波角和前缘曲线程度等设计变
航空学报 2016年10期2016-11-20
- 基于CFD的最优变后掠规律研究
掠翼飞行器最佳后掠角的变化规律,基于计算流体力学计算技术,对变后掠翼身组合体进行了气动计算,结合遗传算法对计算结果进行全局寻优,探索最优变后掠规律。首先基于变后掠飞行器设计的要求与方法,建立了“旋转式”变后掠翼身组合体三维模型;其次通过在宽广速域绕流流场的CFD数值模拟,得到了气动数据;最后结合遗传算法对气动数据进行全局寻优,得出了升阻比最佳的后掠角变化规律。仿真结果表明,采用遗传算法对变后掠飞机最佳后掠角进行全局寻优,可以得到合理的最佳后掠角变化规律曲线
飞行力学 2016年5期2016-10-27
- 剪切式变后掠翼气动特性分析
动机构改变机翼后掠角、翼展和机翼翼型，并采用智能蒙皮组件以保持翼面变化的光滑连续性，使之适应不同的飞行状态，达到实时最优性能。研究“变后掠”的具体变形方式对气动特性的影响，有利于现代变形飞机的概念设计。传统变后掠翼飞机的变后掠技术采用“旋转变后掠”方式，机翼通过翼根处转轴旋转而改变后掠角。然而这种方式在变后掠过程中机翼的翼型发生变化，且翼尖并非沿流向。一般而言，机翼设计方法是在某一特定飞行状态下优化出的机翼形状，因此翼型的改变对飞机飞行气动特性的改善不利，
飞行力学 2015年5期2015-12-28
- 倾斜双垂尾L 频段电磁散射特点分析*
尾翼位置、边缘后掠角等诸多设计参数，需要系统研究尾翼电磁散射对这些参数的敏感性，才能解决隐身性能约束下尾翼设计问题。本文针对以往学者研究不足的方面，采用精度更高的计算方法对倾斜双垂尾电磁散射特点进行定量分析，研究尾翼位置、倾斜角度、边缘后掠角等参数变化对RCS 产生的影响，为尾翼隐身设计提供参考。2 计算方案设计为单独考察倾斜双垂尾的电磁散射特点，我们设计了低散射载体。两块尾翼置于载体上，用载体模拟机身，并将尾翼截断边界包裹融合。参考YF－23(如图1)进
电讯技术 2015年11期2015-12-24
- 高超声速热流计算湍流模型性能评估
果，研究了不同后掠角对钝舵热流的影响，得到了钝舵前缘最大热流随后掠角的变化趋势.1 数值计算方法1.1 控制方程本文热流通过求解Reynolds平均N-S方程，守恒形式为［11］各参数的意义详见文献［11］.为了使式(1)封闭，需要对式(1)中的雷诺应力τij做出各种假设.从对模式处理的出发点不同，一般可将湍流模式分为雷诺应力模型和涡黏性模型两类.受计算条件的约束，雷诺应力模型计算量巨大，使其应用范围受到限制，在工程湍流问题中广泛应用的是涡黏性模型［12］
北京航空航天大学学报 2015年2期2015-12-20
- 曲面乘波进气道非设计状态性能研究
进气道侧板豁口后掠角度，又能保证低马赫数时进气道能够自起动，同时高马赫数时的发动机性能也能够基本保持，适当减小封口马赫数的进气道能够满足宽马赫数范围工作要求。高超声速；进气道；乘波体；非设计状态0 引 言吸气式高超声速飞行器在进行飞行试验时，必须由火箭助推到满足超燃冲压发动机工作所需的接力马赫数和高度，才进行机箭分离、飞行器自主飞行。美国X-43A[1-2]采用的是升力前体进气道构型设计，已成功进行了Ma7和Ma10的飞行试验。而美国X-51A[3]采用乘
实验流体力学 2015年4期2015-06-22
- 柔性变后掠飞行器非定常气动特性数值研究
掠飞行器在特定后掠角下的定常气动特性，接着选用三种变后掠周期进行了非定常计算，分析了不同变后掠速度对飞行器气动特性的影响，以及定常与非定常气动特性的差别，并研究了这种差异产生的原因。结果表明:柔性变后掠飞行器通过后掠角的改变可以使实时气动性能达到最优;不同变后掠速度引起的气动力差异不大;定常气动力与非定常气动力最大差异不超过7%，其差异主要是由于机翼上气动力的差异引起;非定常计算的升力、阻力系数大于定常结果，俯仰力矩系数与定常计算值差异不大。非定常气动力的
空气动力学学报 2015年3期2015-04-14
- 变体飞行器的切换LPV控制
器的任务需求把后掠角变化范围分成不同的区域,针对不同的变化区域分别设计相应的LPV控制器，采用参数依赖公共Lyapunov函数方法实现在变形机构允许的范围内以尽可能快的变体速度实现变体过程。仿真结果表明用所用方法设计的控制器具有良好的响应特性，可实现对指令信号的良好跟踪。关键词：变体飞行器；切换LPV系统；参数依赖公共Lyapunov函数传统飞行器飞行模式单一，只能执行特定的飞行任务。随着国防建设的需要和科学技术的不断进步，人们希望拥有一种飞行器能够根据飞
西北工业大学学报 2015年5期2015-02-22
- 垂尾电磁散射特性分析与R C S减缩方法研究
点研究垂尾前缘后掠角、展长及倾角对RCS的影响，并拟合垂尾RCS随这三个变量的变化曲线，建立了垂尾RCS与这三个变量之间的函数式。并由此提出减缩垂尾雷达散射截面积RCS的方法。1 MoM方法原理积分方程一般采用矩量法(method of moment,MoM)求解。矩量法是由R.F.Harrington于1968年提出的一种严格数值方法，具有较高的求解精度。其数学本质是一种求解线性方程组的方法。矩量法的基本原理是用许多离散的子域来代表整个连续区域。在每个子
科技视界 2015年15期2015-01-16
- 可变后掠翼技术发展与展望
求相互矛盾。大后掠角虽然可以降低激波阻力,有利于跨声速和超声速飞行,但是也带来诱导阻力大、低速特性差的问题[1]。只有变几何形状机翼的飞机布局,其后掠角在飞行中可以控制,能满足对现代超声速多状态飞机的一系列相互矛盾的要求[2]。可变后掠翼(或变后掠翼)是指在飞行过程中机翼后掠角可以随飞机飞行高度、速度变化而改变的机翼。变后掠翼飞机最大的优点在于飞行中可以通过改变机翼后掠角来改进飞机升力、阻力特性,使飞机飞行性能在高速、低速都能得到优化。军用飞机方面,可变后
飞行力学 2014年2期2014-09-17
- 变后掠翼身组合体阻力特性分析
飞行过程中机翼后掠角可以随飞机飞行高度、速度变化而改变的机翼。变后掠翼飞机最大的优点在于飞行中可以通过改变机翼后掠角来改进飞机升力、阻力特性,使飞机飞行性能在高速、低速都能得到优化[1]。变后掠翼飞机设计的关键技术之一是变后掠驱动机构设计。传统的大型、高速变后掠翼飞机主要使用液压式驱动机构,存在质量和体积庞大、结构复杂的缺点,不仅加大飞机重量而且复杂的结构降低了飞机的可靠性,增加了维护费用[2]。变后掠翼技术本身同时具有极佳的高速和低速性能。其面对的主要问
飞行力学 2014年4期2014-09-15
- 机翼前缘后掠角对飞机RCS影响的数值模拟
01）机翼前缘后掠角对飞机RCS影响的数值模拟徐鸣1，左君伟1，岳奎志2，郁大照2（1.海军装备部，北京100071；2.海军航空工程学院飞行器工程系，山东烟台264001）为了在飞机总体设计时改善其隐身性能，对机翼前缘后掠角参数化可调的飞机三维数字样机的RCS特性进行了研究。使用CATIA软件，建立机翼前缘后掠角参数化可调的飞机三维数字样机；基于物理光学法和等效电磁流法，采用RCSAnsys软件，使用X波段雷达对飞机进行探测，雷达入射波的俯仰角在-15°
海军航空大学学报 2014年1期2014-07-07
- 变后掠变展长飞行器动力学建模与动态响应分析
1）飞行器机翼后掠角和展长动态变化时,气动力、转动惯量、压力中心和质心等关键参数都发生剧烈变化。基于Newton-Euler方法建立了包含5个刚体的变后掠变展长飞行器的动力学模型,推导了由于变形所产生的附加气动力和气动力矩。在纵向上解耦简化了动力学方程,基于准定常气动力模型,分析了不同变形形式和变形速度下的纵向动态响应。研究结果表明,后掠角和展长的变化对动力学特性影响较大,但不同的变化速度对结果影响不大。通过合适的变形方式和变形速度的结合可以弱化变形过程中
兵工学报 2014年1期2014-06-27
- 飞机外翼段大尺度剪切式变后掠设计与分析
转轴旋转，实现后掠角的变化。这种方式在变后掠过程中机翼翼型实时变化。一般而言，经过精心设计的翼型变化为其它较为任意的翼型时，气动特性改善的可能性甚微。因而，“旋转式变后掠”可能对气动特性产生不利影响。若将机翼各展向位置的翼剖面进行线性规律的流向平移，越靠近翼尖平移量越大，则亦可实现后掠角的变化，且变后掠过程中机翼翼型保持不变。这种变后掠方式因类似于材料力学中的剪切变形，故称为“剪切式变后掠”。前期研究［21］中数值模拟了旋转式变后掠翼身组合体与剪切式变后掠
空气动力学学报 2013年1期2013-08-21
- 外涵静子后掠对某风扇/增压级气动特性的影响
一定程度的轴向后掠角度会使静子表面静压在叶尖处增强，而根部的叶片表面静压分布更趋均匀，风扇/增压级的外涵气动特性在裕度上无明显恶化；但严重的后掠角度则会导致叶尖叶片表面载荷显著增加，从而造成外涵的喘振裕度减小，进而影响整个风扇/增压级的气动性能。风扇/增压级；外涵静子；降噪；后掠；航空发动机0 引言风扇/增压级是涡轮风扇压气机的主要核心部件，其性能优劣将直接影响整台发动机的工作性能[1]。因此，风扇/增压级设计一直是民用大涵道比涡轮风扇发动机的关键技术[2
航空发动机 2013年4期2013-07-07
- 变后掠翼航弹滑翔弹道优化设计
防能力，其弹翼后掠角可根据飞行条件及作战任务的不同而变化，这使航弹可在更大的空域和速域内飞行[1]，以实现亚、跨、超音速，大包线、低能耗的作战要求.为了充分发挥变后掠翼航弹飞行性能的优势，对变后掠翼航弹进行弹道优化具有重要的实际意义.目前变后掠翼技术在导弹设计中的应用研究是国内外的热点方向，文献[2～5]分别从作动机构、理论分析和数值计算等角度深入研究了变后掠翼对飞行器气动特性的改善问题.在弹道优化方面，文献[6]针对导弹爬升－转弯段弹道优化问题，提出了一
弹道学报 2012年2期2012-12-25
- 前缘后掠式栅格翼升阻特性研究
翼面后掠方式及后掠角度对栅格翼的减阻特性进行了详细研究。1 数值方法1.1 控制方程曲线坐标系下的雷诺平均N－S方程：式中，Q表示守恒变量矢量，F、G和H 表示无粘通矢量，Fv、Gv和Hv表示粘性通矢量。采用有限体积法对空间进行离散，离散格式采用AUSM＋，时间项采用隐式LU－SGS方法。湍流模型采用Realizable k－ε模型，并使用带双层模型的增强壁面函数。1.2 边界条件远场边界条件：采用自由流条件，入流边界采用来流值。物面边界条件：采用无滑移条
空气动力学学报 2012年5期2012-11-08
- 中等后掠角三角翼前缘双涡结构的形成机理数值研究
都发现对于中小后掠角三角翼，在特定的雷诺数和迎角下，在机翼前缘涡主涡外侧会形成一个新的集中涡，即形成双涡结构：鲁素芬［3］对50°后掠角三角翼流动结构及气动特性的实验研究发现了三角翼前缘双涡结构的存在；GURSUL I［4］通过数值研究发现小后掠角的三角翼容易形成双涡结构，而细长三角翼不会产生双涡结构，其认为双涡结构产生的原因是边界层和主涡之间的相互作用；GORDNIER Raymond E 和VISBAL Miguel R［5］对50°后掠角平板三角翼在
空气动力学学报 2012年6期2012-10-21
- 变体无人机动力学模型及切换控制研究
e-Bee机翼后掠角变化范围为15°～60°，机翼面积、平均气动弦长、展长随之连续变化，一个后掠角对应于一种固定构型，变体无人机的气动数据根据不同的构型给出，也就是说，它们都是后掠角χ的函数。在进行纵向短周期动力学建模时，有如下简化条件:(1)准定常假设:忽略由飞行中的变形动态过程引起的非定常气动力与力矩，假设变体飞行中的气动力与力矩等同于当前瞬态结构下飞行的气动力与力矩;(2)质点系假设:在变体无人机相对于机体轴进行结构变形时，将各变形结构的运动视为质点
沈阳航空航天大学学报 2012年1期2012-10-04
- 非均匀桨结合后掠桨尖的旋翼厚度噪声研究
不同调制模式及后掠角度对噪声的影响，从而为旋翼噪声的分析和控制提供有益的借鉴和指导。1 厚度噪声的计算方法旋翼噪声通常可分为厚度噪声、载荷噪声和四极子噪声。厚度噪声是指直升机旋翼在运动过程中由于排开空气引起压力扰动而产生的噪声，主要与桨叶的几何形状和飞行状态密切相关。厚度噪声属于单极子噪声，其传播方向主要在桨盘平面内。Farassat对 FW-H方程进行了求解，得到了Formulation 1A 解[1-2]。根据 Formulation1A 公式，在亚音
太原科技大学学报 2012年5期2012-08-01
- 滑动蒙皮变后掠无人机非定常气动特性研究
外形固定，外段后掠角可双向变化;另外，主翼外段翼尖置有垂直尾翼。图1给出了无人机变后掠过程中主翼外段处于两种典型后掠角时全机的平面投影。为了实现无人机的大尺度变后掠，主翼外段经过了特别设计:主翼外段包括三部分结构，分别为能绕固定点转动的前缘、能进行“可控错动”的平行四边形中间结构、能绕固定点转动的后缘，其中，前缘与后缘均具有刚性型面，而中间结构则由翼肋、桁条、柔性蒙皮构成。为了使变形过程中无人机始终保持较规范气动外形，前缘和后缘与主翼内段交界处均设计了小型
空气动力学学报 2011年5期2011-11-08
- 尾翼对超空泡航行器形态及力学特性影响实验研究
安装位置、安装后掠角对超空泡的形态及其力学特性之间的关系,探讨研究了这些参数的变化对力学特性的影响规律。1 实验设备实验模型如图1所示,分为空化器,通气碗,前锥段,圆柱段,尾翼和尾喷管6部分组成[7],其中空化器为0°迎角圆盘空化器,空化器相对直径式中Dn为空化器直径;D为圆柱段直径。图1 实验模型Fig.1 Experimental model实验是在西北工业大学高速水洞中展开的,该水洞洞体为封闭循环式管道,工作段尺寸为0.4m×2m,工作段水速在0～1
实验流体力学 2011年1期2011-04-15
- 狂风展翅
用了普通的中等后掠角度固定翼的布局。在轻型战斗机联合研制成功的鼓舞下，英、法两国继续开始了多用途战斗机AFVG的联合研制。按照设想，这将是一种最大起飞重量达23吨左右的重型双座战机，装备两台布里斯托尔·希德利的M45涡扇发动机，作战半径740千米，转场航程可达6500千米。在拥有2.5马赫高空极速的同时，起飞距离只需要不到800米(这个指标对于上世纪60年代的重型高速战斗机来说算是非常先进的)。但是，英国人的目标是以发展P.45为基础进一步发展的变后掠翼多
航空知识 2009年5期2009-07-18
- 机翼形状与飞行速度
此目的，机翼的后掠角越来越大。而为了保证飞机的安全，又要加重钢梁，加厚蒙皮。但飞机重量增加了，又直接影响飞机的速度和高度。怎么办?人们把后掠机翼的前缘和平直机翼的后缘结合起来，设计制作出了三角机翼。从俯视角度看，三角机翼飞机的两只机翼连接起来是一个等腰三角形，刚度明显增强。1963年8月试飞的美国、SR－71飞机就是三角机翼，其大部分用钛合金制成，最大飞行速度相当于音速的3.5倍，飞行高度可达2.4万米。法国“幻影”系列飞机也采用了三角机翼。20世纪60年
军事文摘 2009年2期2009-03-27