展弦比
- 基于齐默曼布局的微小型无人机气动布局设计研究
无人机即采用大展弦比矩形翼，同时其机翼前缘后掠、后缘前掠具有一定尖削比，不仅能提高升阻比，同时能增加隐身性能［4］；西北工业大学X-NMRL平台采用了X型翼，其在有限展长下升力和诱导阻力对比其他飞翼布局具有优势［5］。齐默曼布局诞生在二战时期，此时战斗机由于动力限制以及投弹时的速度限制，需要不断增大展弦比以提升巡航性能和低速性能，但是较大的展弦比带来的结构强度问题严重影响潜在气动优势的发挥。针对这一问题，齐默曼提出了以两个成比例的半椭圆构成的齐默曼布局［6
无人系统技术 2023年3期2023-10-12
- 从双翼到单翼飞机“翅膀”的演化史
法是增加机翼的展弦比。一般来说，展弦比越大，飞机机翼越细长，升力系数越大；反之，展弦比越小，飞机机翼越粗短，升力系数越小。这点在自然界也有体现——需要长距离或长时间飞行的鸟类，通常具有大展弦比的翅膀；需要良好机动性的鸟类，翅膀的展弦比则相对较小。 现代民航客机与战斗机的比较：民航客机（左图）的机翼相对细长，能提供较大的升力；战斗机的机翼相对粗短，能提供更好的机动性不过，由于早期飞机的材料以木材为主，如果翼展过大，机翼容易折断，设计师因此不得不考虑将机翼设计
知识就是力量 2023年6期2023-06-09
- 小展弦比飞翼标模跨声速横向失稳运动
-2为代表的大展弦比飞翼布局飞行器的研制成功是飞机设计理念的一场技术革命，随着电传控制技术及放宽稳定性设计技术逐渐成熟，适用于亚、跨声速的中等展弦比飞翼布局飞行器呈现井喷式发展，具有代表性的验证型号有美国的X-45系列、欧洲的“神经元”、英国的“雷神”、俄罗斯“鳐鱼”等，为了更加突出高速隐身及机动作战能力，提出了小展弦比飞翼布局，其不仅继承了飞翼布局的优良性能，还在续航能力、平飞加速、快速跃升等方面极为有效，使其成为了新一代战斗机研制的重要平台[7-11]
航空学报 2022年11期2022-12-06
- 大展弦比NACA0012弹性平直机翼颤振特性研究
器还普遍采用大展弦比的机翼设计[1]。展弦比的增大会导致机翼结构刚度的降低,在气动载荷的作用下会出现较大变形和振动,变形和振动反过来又影响机翼表面流动,产生复杂的气动弹性现象,如静发散和颤振[2-4]。对于大展弦比机翼颤振问题,现有的时域分析方法普遍采用分区思想,将机翼的非定常气动力计算和结构动力学分析在时间层面上交替进行,同时在机翼表面上进行数据传递。在每一个时间步内,首先求解作用在机翼上的气动力载荷,然后求解机翼的变形和振动响应并更新机翼的形状,为下一
西北工业大学学报 2022年5期2022-11-08
- 一种刚性可变形机翼的研究分析
，通过改变机翼展弦比，研究其安定性、气动性、机动性等方面的性能，力求充分利用飞机飞行中的各种有利资源，减少能源消耗。一、研究方法本文通过文献法、仿真模型实验法和电脑模型实验法进行研究。电脑模拟实验利用“坎巴拉太空计划”进行。二、设计原理1.升阻比飞机的升阻比是评定飞机空气动力特性、表示飞机气动效率的一个重要参数。它是指飞行器在飞行过程中，处于同一迎角位置时所受的升力与阻力（即升力系数与阻力系数）的比值。其比值与飞行器迎角、飞行速度等参数有关。升阻比曲线表示
发明与创新 2022年28期2022-10-01
- 加筋结构对V 型网板水动力性能的影响研究
］对不同折角和展弦比的V型网板进行了数值模拟与水槽试验；冯森和陈连源［17］利用风洞实验对各种规格的V型网板在不同冲角情况下的升、阻力系数和力矩系数及压力中心位置系数进行了测量；李崇聪［18］利用CFD方法研究了3种展弦比的V型网板水动力性能，并提出结构改进建议；王明彦等［19］利用风洞实验研究了立式曲面V型网板的水动力性能影响参数；徐宝生等［20］对矩形V型曲面网板与V型网板进行了作业性能及生产效果的对比试验；XU等［21］基于数值模拟研究了矩形网板的水
海洋渔业 2022年3期2022-08-11
- 反安定面展弦比对近距耦合鸭式布局导弹气动特性影响的数值研究
近距耦合效应与展弦比、反安定面的安装位置及两鸭舵的距离有关。由于大攻角下鸭舵涡系干扰机理的复杂性,实验测量较为困难,因此本文采用数值计算方法,对不同展弦比、马赫数和攻角条件下的双鸭式导弹布局近距耦合气动特性进行研究。1 计算方法与研究对象1.1 研究对象与网格划分本文设计了4种鸭式布局模型进行对比分析,具体模型如图1所示,其中C1、C2和C3模型的反安定面展弦比分别为0.3、0.6和0.9。两鸭舵与弹体呈“×”字型布局,模型直径为为165 mm,模型长为1
弹道学报 2022年2期2022-07-01
- 折叠翼飞行器设计与气动仿真分析
初始迎角，机翼展弦比和扑动频率等对气动特性作用。最终研制“羽毛版”可折叠机翼，此飞行器以扑动羽毛机翼产生动力，并成功起飞并持续飞行90多秒后安全着陆。2 扑翼机机构建模仿真2.1 鸟类扑翼运动机理文献[12]通过对绿头鸭飞行动作进行研究，将鸟类飞行姿态分为以下阶段：下扑阶段：翅膀外翼翼尖从最高点运动到最低点的过程，全过程翅膀处于全展开状态。折弯阶段：鸟类翅膀下降至最低处，外段翼相对内段翼向下弯折。上扑阶段：鸟类翅膀外翼翼尖从最低点向上运动过程，整个过程鸟类
兵器装备工程学报 2022年5期2022-06-04
- 一种刚性可变形机翼的研究分析
，通过改变机翼展弦比，研究其安定性、气动性、机动性等方面的性能，力求充分利用飞机飞行中的各种有利资源，减少能源消耗。一、研究方法本文通过文献法、仿真模型实验法和电脑模型实验法进行研究。电脑模拟实验利用“坎巴拉太空计划”进行。二、设计原理1.升阻比飞机的升阻比是评定飞机空气动力特性、表示飞机气动效率的一个重要参数。它是指飞行器在飞行过程中，处于同一迎角位置时所受的升力与阻力（即升力系数与阻力系数）的比值。其比值与飞行器迎角、飞行速度等参数有关。升阻比曲线表示
发明与创新·中学生 2022年10期2022-05-30
- 无人帆船的翼帆气动性能研究
计参数定义主帆展弦比AR为：根据翼尖弦和翼根弦之间的关系定义锥度比τ为：前倾角φ如图2(C)所示，气动中心AC的位置用它的高度位置与主帆翼展长度的百分比表示。2 翼帆的气动性能研究2.1 模型的建立翼帆主帆翼展为1800mm，弦长为450mm，襟翼的大小初步设置为主帆大小的10%[16]。2.2 网格划分如图4所示，在Fluent软件中设置流体域的上下边界为15倍的弦长，左右边界为35倍的弦长。为了保证近壁面处的计算精度，对翼型表面区域网格进行加密处理。图
制造业自动化 2022年4期2022-05-12
- 泵喷推进水下滑翔机尾舵设计及仿真分析
针对尾舵翼型、展弦比、后掠角、舵轴位置等相关参数开展研究，完成了尾舵水动力结构设计。利用动力学仿真方法，对比分析了泵喷推进水下滑翔机与同尺度下横滚式水下滑翔机的转向性能，仿真结果表明，尾舵式结构的转向性能明显优于横滚式。1 尾舵仿真模型说明及数值仿真方法验证1.1 尾舵水动力参数说明综合考虑平台附体结构及布放回收安全性等因素，本文尾舵采用上单可动舵布置形式。尾舵的剖面形状一般被称为翼型，其对尾舵的水动力性能具有重要影响。尾舵主要结构参数有：舵面积AR，舵展
数字海洋与水下攻防 2021年6期2022-01-19
- 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
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[5]借助CFD 仿真，优化水翼布局，提出了弦长对经济效率影响最大，后掠角对机体纵向稳定性影响较大的论点；赵宝强[6]利用Javafoil 软件获得多攻角、多雷诺系数下
舰船科学技术 2021年8期2021-09-18
- 不同形状摆翼推进器水动力性能的数值预报
能量。特别是小展弦比的水翼，翼尖涡与前缘涡相互作用强烈，对流动产生的影响不容忽视。因此，本文将对三维水翼进行数值仿真，研究多种形状的水翼水动力性能变化规律，以为摆翼推进器的设计提供参考。1 摆翼推进器1.1 几何参数本文探究了水翼的展弦比AR、根梢比TR、前掠和后掠对水动力性能的影响。图1为模型投影形状，定义水翼展长为H，翼根弦长为c，翼尖弦长为c′，展弦 比AR=H/c，根梢 比TR=c/c′。因水 翼左右对称，各算例均使用半模计算，取c=0.2 m。对
中国舰船研究 2021年3期2021-06-08
- 固定翼微型飞行器展弦比对气动特性的影响
注于研究升力体展弦比对MAV气动特性影响的工作比较少见，本文主要致力于分析MAV展弦比对其气动特性与操纵性的研究工作。1 计算方法对飞行器气动外形进行设计时，需要精确的计算飞行器所在流场的流动特性。与高雷诺数常规飞行器相比，MAV在该雷诺数范围内气动特性和流场结构明显不同。随着Horton[11]、Mueller[12-14]、Selig[15]对低雷诺数范围内翼型气特性和流场机理的一系列相关试验研究，人们对低雷诺数气动特性有了初步的认识和掌握。对低雷诺数
南昌航空大学学报（自然科学版） 2021年1期2021-06-02
- 不同展弦比下扭转叶片振动特性分析
1-2]。叶片展弦比即叶片的长度与弦长之比。展弦比代表了叶片的相对长度或相对宽度，是影响叶盘系统振动特征的重要几何参数之一。展弦比大小不同，决定了叶片形状、叶片刚度、直接影响叶盘系统的动力学特性。相关学者针对展弦比对叶片的气动特性做了详细的分析，文献[3-4]选取了三维8 节点非协调单元，对叶片进行了三维有限元建模，研究了几何非线性变形对长叶片固有频率的影响。并进一步发展了一种三维实体混合单元模型，对叶片的静、动态应力进行了分析，根据模态迭加法对叶片的响应
机械设计与制造 2021年2期2021-03-05
- 太阳能无人机能源系统参数的敏度分析
的质量、翼展、展弦比等因素对能源系统模型的建立具有一定的影响，而能源系统模型的设计对飞行器的总体设计具有一定的制约作用.因此，对于能源系统模型及其参数敏度的分析研究具有较大的实际应用价值.本文主要参照现有的太阳能无人机能源系统模型，着重对能源系统的参数敏度进行分析讨论，确定满足飞行需求的无人机相关参数，为太阳能无人机能源系统以及整体设计提供依据.1 太阳能无人机的工作原理太阳能无人机利用铺装在机翼上的太阳电池板获取能量，提供飞行过程中的能源消耗.白天太阳电
上海交通大学学报 2020年10期2020-11-04
- 端部条件和展弦比对矩形断面节段模型气动力特征的影响
]。节段模型的展弦比(L/D，模型长/高)或长宽比(L/B，模型长/宽)和端部条件是节段模型设计的2个重要参数。为了改善模型端部附近流场的二维特性，节段模型试验时通常会在模型端部设置端板，但端板会破坏附近一定范围内的二维流场特性[5-10]。作用在节段模型上的气动力展向不完全相关，模型上单位长度有效气动力会随着模型展弦比增大而减小[11]。仅从气动力展向不完全相关角度考虑，较小的模型展弦比可以减小气动力展向不完全相关对试验结果的影响，但是，小展弦比模型的端
实验流体力学 2020年4期2020-09-21
- 小展弦比飞翼高速大攻角下横航向气动力散布分析
代就开展了对小展弦比飞翼布局的研究。1977年，美国洛克希德·马丁公司就设计了F-117小展弦比飞翼布局战斗机。20世纪90年代，美国洛克希德·马丁公司研究新型控制面布局ICE(Innovative Controls Effectors)小展弦比飞翼布局的气动特性和控制方法。采用小展弦比飞翼布局可以实现超声速巡航和隐身。飞翼布局分为3个技术形态：大展弦比飞翼布局，其展弦比一般在4以上；中等展弦比飞翼布局，其展弦比一般为2～4；小展弦比飞翼布局，其展弦比一般
兵器装备工程学报 2020年8期2020-09-07
- 波浪滑翔器水下牵引机抗扰动性能研究
分析不同牵引机展弦比、翼间距、翼板展弦比和不同洋流方向下的水下牵引机在洋流干扰下的航行轨迹, 来进一步分析水下牵引机抗流干扰的结构特点, 得到了水下牵引机相关结构参数与抗扰动性能之间的关系。文中的研究可为水下牵引机结构优化设计提供依据及参考。波浪滑翔器; 水下牵引机; 抗扰动性能; 计算流体力学; 洋流干扰0 引言2010年, 美国Liquid Robotics公司首先推出可应用于科学研究与考察活动的波浪滑翔器[1-2]。此后, 因与传统的水面无人船相比,
水下无人系统学报 2020年4期2020-09-07
- 基于常规气动布局无人机设计优化
优化设计、机翼展弦比的选择、机翼根梢比的选择、水平尾翼位置的确定、重心位置的设计、静裕度及安全裕度等问题。（一） 翼型的设计常规布局无人机的升力是由机翼产生，对于部分加有翼身融合技术设计的常规布局飞行器，机身将附加提供7%-13%的总升力，同时整机阻力也有相对应的下降，飞行器的升阻比会有显著提升。对于“低慢小”型常规布局无人机，在目前较为成熟的设计理念下，对其气动外形优化工作中，翼型的设计尤为重要。本文中将采用NACA五位数字系列翼型，针对“低慢小”型常规
中国信息化 2020年6期2020-07-20
- 大展弦比复合材料机翼结构细节抗疲劳优化
33000)大展弦比机翼留空时间长、航程远，所以高空长航时飞行器几乎都使用大展弦比机翼布局。大展弦比复合材料机翼是根据静强度设计准则进行设计，所受静载的强度符合要求。若设计时未考虑损伤容限/耐久性的设计原则，在实际应用时，大展弦比复合材料机翼结构的外翼下壁板便会出现裂纹情况[1]。大展弦比复合材料机翼结构出现裂纹情况表示结构细节抗疲劳性较低，出现该情况存在三种可能，一是下壁板缺口圆角制作不精细，二是此部位的使用载荷较大，三是出现裂纹的部位结构细节设计不达标
兵器装备工程学报 2020年3期2020-04-22
- 双开缝矩形曲面网板水动力性能及影响参数研究
-6］通过不同展弦比网板水动力性能和流态分布的影响进行了研究；王磊等［7-9］通过不同导流板对立式网板水动力性能影响进行了研究；刘健等［10-14］通过不同速度和多导流板对立式曲面网板水动力性能影响进行了研究；饶欣等［15-17］通过不同速度、曳纲和手纲连接点位置及展弦比对立式曲面V型网板受力影响进行了研究；庄鑫等［18-19］通过数值模拟的方法对网板周围流态进行了可视化研究；刘圣聪［20］通过数值模拟的方法对网板升阻比和稳定性进行了研究。然而上述学者主要
海洋渔业 2020年1期2020-03-26
- 基于Theodorsen气动模型的机翼颤振计算与分析
器的机翼具有大展弦比和高空飞行的特点，这使得气动弹性问题变得突出，为了保证其能在极端环境下安全飞行，需要对机翼的颤振问题进行研究与分析。颤振是典型的气动弹性问题，是弹性结构在均匀流体中受到流体动力、惯性力和弹性力的耦合作用而发生的一种不衰减振动。机翼的颤振问题是飞行器系统中一个备受重视的问题，机翼颤振问题具有复杂性和不可预知性，若飞行器的机翼发生颤振，其带来的后果往往是毁灭性的[1]。国外早期的大多数研究主要采用风洞实验方法。Garrick推导得出俯仰沉浮
智能计算机与应用 2020年9期2020-03-18
- 印尼推出自主研发的“黑鹰”中空长航时无人机
，V形尾翼、大展弦比机翼和三点式起落架，翼展16m，机长8.65m，有效载荷300kg。印尼“黑鹰”无人机以一台奥地利的Rotax活塞式发动机为动力，设计续航时间为30h，巡航速度235km/h（127kn），可在500m长跑道起飞、700m长跑道着陆。PTDI于2015年启动该项目，2019年制造出原型机，拟于 2020年实现首飞，有望在2021年获得印尼国防部可行性研究中心的型号证书，在2023年获得包括武器在内的完整的军用型号证书。
航空动力 2020年1期2020-03-10
- 大型全悬挂舵几何要素值的选取
为0～0.5，展弦比λ的极限范围通常为1～2[2]。本文以该范围为例进行分析。2 舵系力学分析在各船级社规范中，普遍采用以下计算式进行舵系设计[3]。1) 舵力F的计算式为式(1)和式(2)中：λ为展弦比；k1为依据展弦比λ而定的系数；k2为舵叶剖面型线形状系数；k3为依据舵桨布置和舵叶处于螺旋桨尾流位置而选取的系数；A为舵叶面积；v为船舶最大服务航速。2) 舵扭矩的计算式为式(3)中：Q为舵扭矩；w为舵叶宽度。适用于平衡比为0.23～0.43的最大正车状
船舶与海洋工程 2019年3期2019-07-10
- 边条翼在战术导弹气动外形中的应用研究*
可用攻角大。大展弦比弹翼具有升阻比高、可用法向力大的特点,在战术导弹中的应用越来越多,但细长型的大展弦比弹翼在较大攻角下,存在翼面气流分离现象,导致其可用攻角较小,末端可用法向过载小的问题[2]。因此为提升末端可用法向过载,多数导弹采用提高末端飞行速度,从而提升可用过载的方案[3]。但该方案却导致导弹最大射程能力减小。因此需寻求新的解决方案。边条翼是在高机动战斗飞机的机翼前方增加一细长边条[4]。利用边条翼在大攻角条件下产生的涡升力和对机翼流场的有利干扰,
弹箭与制导学报 2019年6期2019-06-24
- 一种大载荷量轻型无人机的总体方案设计与建模
细的设计，优化展弦比、机翼外形，使载荷分布更合理；（3）为增大飞机横侧向与航向稳定性，选取较大的平垂尾尾容量；（4）为了增大机头空间，将发动机置于尾部或其他位置；（5）考虑到发动机后置以及垂尾尾容量加大，故采用双尾撑布局；（6）为避免后置发动机螺旋桨滑流对平尾舵效的影响给飞控造成不必要的影响，故考虑移动平尾位置或其他构型尾翼。综上所述，本文将对大展弦比，双尾撑后推式轻型无人机进行总体设计。1.3 基本飞行任务剖面飞行任务剖面，为完成某一特定飞行任务而绘制的
装备制造技术 2019年4期2019-06-21
- 大展弦比机翼的非线性气动弹性缩比优化
似条件。随着大展弦比机翼的广泛运用，缩比方法也在从只考虑线性向考虑几何非线性方向发展。为了满足多个相似要求，French[1]首先将结构优化思想引入气动弹性缩比模型刚度设计中，并验证其可行性；后来French等[2]又提出一种参数辨识方法的缩比模型设计方法；Pereira等[3]则利用优化手段设计了某联结翼机颤振缩比模型和阵风试验缩比模型。而在国内，向锦武等[4]提出了基于敏度优化实现具有多阶频率节线位置要求的颤振缩比模型的结构动力学设计；吕斌等[5]利用
盐城工学院学报（自然科学版） 2019年2期2019-06-21
- 浮式振荡立轴叶轮的三维效应影响
振荡运动效率当展弦比较小时，叶轮振荡运动下二维计算和三维计算结果相差较大。为了寻找不同展弦比下二维结果和三维结果的变化规律，首先计算了不同展弦比的立轴叶轮振荡运动，并将效率作为对比对象和二维结果进行比较。如图6所示，两图为横荡运动和纵荡运动下不同展弦比三维叶轮效率和二维效率对比的结果。随着展弦比增大，三维计算结果逐渐增大，当展弦比达到10左右时，三维计算结果和二维计算结果相近。叶轮三维计算结果和二维计算结果存在差异的最主要原因是三维计算中存在三维效应，叶片
国防科技大学学报 2019年3期2019-06-19
- 支撑翼布局客机总体参数对结构重量的影响
飞机来说，增大展弦比是降低诱导阻力、提高巡航气动效率的有效途径。然而，常规布局客机在增大展弦比的同时要保证结构刚度会付出很大的结构重量代价。支撑翼(Strut-Braced Wing, SBW)布局形式是在机翼下方加一根支撑杆来承受外部机翼大部分载荷，使得内侧机翼载荷降低，从而带来结构重量收益[1-2]。SBW还发展出一种桁架支撑翼(Truss-Braced Wing, TBW)即在支撑杆与主翼之间再加支柱形成桁架结构[3]。支撑翼布局已经成为新一代客机概
航空学报 2019年2期2019-03-04
- 大展弦比机翼几何非线性颤振风洞试验研究
机通常都采用大展弦比柔性机翼，这将导致机翼结构在气动载荷作用下产生很大的变形，翼尖最大变形量甚至可达半展长的25%。这一特点导致传统基于线性假设的气动弹性设计和分析方法已经不适用于大展弦比机翼结构的设计，采用线性方法进行气动弹性分析将会带来较大的误差。因此，解决大展弦比柔性机翼的非线性气动弹性问题对提高高空长航时飞机的飞行性能及飞行安全具有十分重要的意义。对于大展弦比柔性机翼的几何非线性气动弹性问题，在20纪90年代末至21世纪初Patil和Hodges[
装备环境工程 2019年1期2019-01-29
- 附加涵道风扇系统低稠度叶尖涡轮气动设计研究
其叶高很小，即展弦比较小。因此，叶尖涡轮实质上为一种具有极低稠度、极低展弦比特点的轴流涡轮，故其面临着特殊的气动问题： 极低稠度使得相邻转子叶片之间的影响急剧减弱，呈近似“孤立”的特点，气体绕流能力下降，附面层快速发展，流道内的分离很大，流动十分复杂；气流的相当一部分能量不能被叶片有效提取，转子做功能力急剧下降；低展弦比使得相对间隙尺寸变大，泄漏损失也急剧增加，并且泄漏流对主流的影响范围进一步扩大。这些问题都对叶尖涡轮的效率和做功能力产生影响，使得叶尖涡轮
重庆理工大学学报(自然科学) 2018年11期2018-12-17
- 临近空间长航时太阳能无人机气动研究综述*
）；通常采用大展弦比机翼来提高气动效率以延长续航时间（根据诱导阻力系数与升力系数的平方成正比、与展弦比成反比的原理，大展弦比机翼的减阻效果明显，而且在采用推进式螺旋桨飞行时具有较大的气动优势）。2．1 低雷诺数翼型研究临近空间长航时太阳能无人机一般采用小后掠角、大展弦比机翼的气动设计形式，机翼失速特性取决于翼型，因而需研究专用的低雷诺数翼型，以满足气动特性要求。与传统高雷诺数翼型相比，低雷诺数翼型在气动外形上即存在较大差异，更平坦并且厚度较小（图1）。常见
世界科技研究与发展 2018年4期2018-08-12
- 家鸽翼的异速生长分析*
关系.翼载荷和展弦比是描述鸟类翼形的两个经典变量[1]，前者反映了鸟类翼承载的总重，后者反映了翼的形状[2].Hertel & Ballance(1999)对约翰斯顿岛9种海鸟的研究发现，长距离觅食的种类具有较狭长的翼和更高的展弦比[2].Brewer & Hertel等(2007)对鹈形目鸟类开展了翼形态和飞行行为的相关研究，结果表明，翼载荷高的种类飞行速度更快，高展弦比的种类往往拍翅频率更快且能够产生较大的升力和推力[3].对猛禽的研究发现，库氏鹰(A
首都师范大学学报（自然科学版） 2018年3期2018-07-28
- 低雷诺数下展弦比对仿生拍动翼推进性能的影响研究
运动研究针对大展弦比模型，将研究焦点放在沉浮、俯仰拍动翼型的二维效应上[8]。数值结果对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义。然而自然界中生物尺度千差万别，例如隆头鱼科展弦比介于1.5与3.5之间[9]，银鮫展弦比为2.2[10]。大量实验与计算表明三维仿生翼诱导产生的涡系结构远比二维翼型产生的涡系结构复杂。三维拍动翼尾缘中截面脱落的主涡，在向下游扩散的过程中，与翼型两端脱落的翼尖涡相互连接形成涡环结构。这
空气动力学学报 2018年1期2018-03-09
- H型垂直轴风力机气动参数对主轴偏振效应的影响
动幅度最小；当展弦比为14.201 5时，主轴振动幅度最小。垂直轴风力机(VAWT)；偏振效应；风剪效应；展弦比风能作为一种可再生能源，具有储量大、清洁无污染、地域分布广等诸多优点。从技术角度上讲，地球上可以利用的风资源比水资源更丰富，约为200 亿kW，发电量达到13 PW∙h[1−3]，能够很好地满足全球的电力需求。然而，当前风电机组的使用寿命较短，从技术商业化程度来看，难以保证风电机组使用寿命达到20 a，因而，对所有部件的可靠性都需要进行深入的研究
中南大学学报（自然科学版） 2018年12期2018-03-04
- 操纵面对大展弦比机翼气动弹性的影响
6)操纵面对大展弦比机翼气动弹性的影响张大千，杨 兵，钟林林，孔祥意 (沈阳航空航天大学 航空航天工程学部(院)，沈阳 110136)以大展弦比机翼为典型构型的高空长航时飞机越来越受到重视，机翼操纵面对飞机性能有着重要的影响。针对是否考虑操纵面建立某飞机两种大展弦比机翼模型，通过有限元分析软件NASTRAN进行颤振分析，并将计算结果与机翼缩比模型的风洞试验结果进行对比。结果表明：对于该飞机机翼，如果在颤振分析中加入操纵面，会使机翼模态频率降低，但颤振临界速
沈阳航空航天大学学报 2017年6期2017-12-27
- 极小展弦比弹翼气动特性数值研究*
1009)极小展弦比弹翼气动特性数值研究*李 剑,敬代勇(中国空空导弹研究院,河南洛阳 471009)为研究极小展弦比弹翼的气动特性,文中设计了展弦比分别为0.3和3.0的极小展弦比翼面和常规三角翼面,采用CFD数值模拟方法分析比较了极小展弦比翼身和三角翼身的气动特性。研究结果表明,极小展弦比翼身相比三角翼身具有较小的轴向力和诱导滚转力矩,但是在大攻角时产生较大的侧向气动力;极小展弦比翼的翼展很小,弹身体涡与翼涡之间产生复杂的相互干扰,影响全弹气动特性。极
弹箭与制导学报 2017年2期2017-11-09
- 大展弦比复合材料机翼研究进展
00191)大展弦比复合材料机翼研究进展向锦武，张雪娇，赵仕伟，程 云，张志飞，李道春(北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100191)长航时无人机普遍采用轻质、高比强度复合材料结构大展弦比机翼，该类机翼在飞行过程中表现出显著的几何非线性和气动非线性，进而导致机翼的气动弹性非线性.大展弦比复合材料机翼的设计分析方法与传统机翼有很大不同.为研究大展弦比复合材料机翼的进展，并预测其未来可能的发展方向，对现有大展弦比复合材料机翼设计、分析、试验方法进行
哈尔滨工业大学学报 2017年10期2017-11-08
- 展弦比和最大相对弯度对南极磷虾拖网网板水动力学性能的影响
杨嘉睴，屈泰春展弦比和最大相对弯度对南极磷虾拖网网板水动力学性能的影响刘 健，黄洪亮，吴 越，陈 帅，李灵智，饶 欣，杨嘉睴，屈泰春（中国水产科学研究院东海水产研究所，农业部东海与远洋渔业资源开发利用重点实验室，中国水产科学研究院海洋捕捞工程技术研究中心，上海 200090）为了研究展弦比和最大相对弯度对南极磷虾拖网网板水动力学性能的影响，通过水槽模型实验分析网板临界冲角（α0）、最大升力系数（CLmax）、临界冲角时的升阻比（Kα0）和最大升阻比（Kma
海洋渔业 2017年5期2017-11-07
- 矩形曲面网板水动力性能的数值模拟
UENT研究了展弦比对矩形曲面网板其水动力性能的影响。研究中设计了2种不同展弦比λ的网板，在流速1.54m/s，迎流冲角α = 0°～50°时，建立数值水槽进行数值模拟，得到网板的阻力系数Cd、升力系数Cl、俯仰力矩系数Cm和升阻比K，对比不同网板的水动力性能差异。结果表明，1号网板（λ = 2.0）与2号网板（λ = 1.5）的最大升力系数分别为0.85（α =15°）和0.92（α = 42°）；最大升阻比分别为9.59和8.35，俯仰力矩系数的绝对值
安徽农学通报 2017年18期2017-10-18
- 双向飞翼空天飞行器概念外形研究
在亚声速时以大展弦比模态飞行，可获得足够的升力，超/高超声速时以小展弦比模态飞行，可尽量降低激波阻力，飞行模态转换的转换通过机身旋转90°实现，可能解决宽速域高升阻比设计矛盾。本文据此构建了一种双向飞行空天飞行器外形，并开展了CFD数值仿真。结果表明，与Sanger类常规布局的空天飞行器相比，双向飞翼概念外形的亚声速时最大升阻比为16，提升30%～50%；高超声速段升阻比性能基本相当，最大升阻比4，说明该外形是一种有潜力的空天往返飞行器方案。在此基础上，从
空气动力学学报 2017年3期2017-07-03
- 大展弦比轴对称气动布局应用研究
0081)大展弦比轴对称气动布局应用研究谢汉桥,刘 述,陈振教(湖南云箭集团有限公司,长沙 410081)以大展弦比轴对称气动布局为研究对象,通过数学仿真计算和风洞试验得到大展弦比轴对称气动布局的升阻力特性和弹翼受力情况。考虑到弹翼在气动载荷作用下会产生上翻现象,分析了弹翼上翻5°和10°时对全弹升阻力的影响。针对大展弦比气动布局采用折叠式弹翼组件的特点,分析了弹翼展开机构不同步对全弹气动特性的影响。结果表明,弹翼上翻对升力影响较大,对阻力影响可以忽略;
弹道学报 2016年4期2016-12-14
- 基于曲梁模型的大展弦比大柔性机翼颤振分析
于曲梁模型的大展弦比大柔性机翼颤振分析段静波1,2, 周洲1, 江涛2(1.西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072; 2.军械工程学院 无人机工程系, 河北 石家庄 050003)提出一种大展弦比大柔性机翼颤振分析的方法。该方法首先引入准模态假设，将气动载荷作用下发生大静变形的大展弦比大柔性机翼视为一根变曲率曲梁，并将其离散为一系列常曲率曲梁单元，利用机翼静变形结果，通过多项式插值获得各曲梁单元的平均曲率。其次，在曲梁单元内，利用曲梁振动微分方
西北工业大学学报 2016年5期2016-11-18
- 小展弦比飞翼标模纵航向气动特性低速实验研究
00074）小展弦比飞翼标模纵航向气动特性低速实验研究吴军飞＊，秦永明，黄 湛，魏忠武，贾 毅（中国航天空气动力技术研究院，北京100074）对小展弦比飞翼气动布局外形，通过常规测力风洞实验方法得到其纵向气动特性和偏航控制特性，在分析其气动特性后，选取典型的状态采用PIV实验方法对其流动机理进行研究，研究表明小展弦比飞翼在较小的迎角下即出现前缘分离涡，随着迎角的增大，前缘分离涡强度增大，且逐渐往机体对称面方向移动，随着迎角进一步增大，分离涡变得不稳定，涡核
空气动力学学报 2016年1期2016-04-06
- 前 言
新进展”、“小展弦比飞翼布局研究”两个专栏。“关于CFD高精度保真的数值模拟研究”一文回答了CFD研究中越来越引起重视的精准度问题；研究了利用大规模计算开展大涡模拟和直接数值模拟存在的问题；分析了高雷诺数下NS方程计算方法和网格的关系；提出了建立数值验证、确认的新方法；对高层次的CFD研究人员很有指导意义。“试验技术新进展”专栏汇集了中国空气动力研究与发展中心、中国航天空气动力技术研究院、中国航空工业空气动力研究院等研究机构近年来在亚／跨／超／高超声速气动
空气动力学学报 2016年1期2016-01-05
- 大展弦比机翼翼梢装置性能特性研究
出，增大机翼的展弦比能减小诱导阻力，但大展弦比对结构不利，机场环境对机翼展长也有一定的限制;因此，通过翼尖设计以及加装翼梢装置来改善翼尖区的气流流动和减阻是减小诱阻的重要手段。多年来，国内外学者从理论计算、风洞试验、飞行试验等方面对各类翼梢装置作了大量的基础性及应用性研究，一些研究成果投入实际应用并取得了明显的效果［2］。NASA 研究表明［3］，KC-135 加装翼梢小翼使飞机总阻力下降7%，升阻比提高5% ～8%。B737-800加装融合式翼梢小翼［4
飞行力学 2015年1期2015-12-25
- 小展弦比飞翼跨声速典型流动特性研究
21000)小展弦比飞翼跨声速典型流动特性研究苏继川*，黄 勇，钟世东，李永红(中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，四川绵阳 621000)小展弦比飞翼标模为国内自主设计的融合体飞翼通用研究模型，前缘后掠角为65°，展弦比为1.54。风洞试验结果表明小展弦比飞翼标模在跨声速迎角4°开始出现非线性升力，在迎角12°至16°范围内会出现升力突然下降、俯仰力矩突然上扬的现象。为了分析该现象的机理，通过数值模拟的方法研究了小展弦比飞翼标模在马赫0.9时的
空气动力学学报 2015年3期2015-04-14
- 小展弦比飞翼标模雷诺数影响数值模拟研究
21000)小展弦比飞翼标模雷诺数影响数值模拟研究张耀冰*，周乃春，陈江涛(中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所，四川绵阳 621000)采用数值模拟方法开展小展弦比飞翼标模的雷诺数影响研究。使用自行研制的多块对接结构网格亚跨超声速流场解算器程序Mbflow，计算了试验雷诺数、二倍试验雷诺数和飞行雷诺数等三种雷诺数情况下小展弦比飞翼标模的流场。通过对计算结果的分析研究，得到了不同马赫数(Ma=0.2、0.8和1.5)和攻角情况下雷诺数对小展弦比飞翼
空气动力学学报 2015年3期2015-04-14
- 长直机翼的颤振及混沌运动分析
普遍的特点是大展弦比、重量轻、柔性大,故基于小变形线性假设的气动弹性分析方法已不再适用[1]。由于几何非线性效应,一般不会像线性机翼颤振那样发生振幅随时间以指数形式增长的破坏性振动,而通常呈现出限幅极限环振动的形式;但是,剧烈的颤振会对大展弦比机械结构的疲劳寿命,甚至飞行器的飞行性能以及飞行安全产生十分不利的影响[2-3]。目前,对大展弦比机翼的气动弹性分析,其结构动力学模型主要采用非线性梁模型。早在1974年,Hodges等[3]建立了弹性旋翼的Hodg
飞行力学 2015年6期2015-03-16
- 大展弦比机翼非线性颤振剪裁设计新方法*
10016)大展弦比机翼非线性颤振剪裁设计新方法*任智毅†金海波 丁 运亮(南京航空航天大学航空宇航学院，南京 2 10016)针对大展弦比机翼水平弯曲模态参与耦合颤振问题，首先用考虑几何非线性的颤振分析方法研究了某大展弦比机翼的颤振特性，结果表明水平一弯模态参与耦合降低了机翼传统模式的线性颤振速度;然后研究了复合材料的铺层主刚度方向角对机翼非线性振动特性和颤振特性的影响规律，提出了大展弦比机翼非线性颤振剪裁设计的新方法．结果表明主刚度方向角的变化主要引起
动力学与控制学报 2014年3期2014-09-17
- 考虑几何非线性效应的大展弦比机翼气动弹性分析
机翼通常采用大展弦比构型，具有重量轻、柔性大特点；但其在气动载荷作用下会产生较大结构变形，致基于结构小变形假设的常规线性气动弹性分析方法不再适用。大展弦比机翼气动弹性分析须考虑结构大变形导致的几何非线性效应。Kim等[1]通过采用跨音速小扰动理论与大变形梁理论耦合分析大展弦比机翼几何非线性颤振特性，较好预测颤振边界。Dowell[2]对阵风响应下大展弦比机翼气动弹性特性进行理论分析与风洞实验研究，认为阵风载荷较小时几何非线性对垂向、扭转响应影响较小。Pat
振动与冲击 2014年16期2014-09-08
- 基于流固耦合方法的大展弦比机翼非线性颤振特性分析
时无人机都具有展弦比大、柔性大、变形大等特点，飞机在飞行载荷作用下会产生弯曲和扭转变形，一方面结构平衡状态相对于未变形结构有一定差异，结构存在预应力，各振型和频率也有差别；另一方面，变形前后气动面的差异也会导致非定常气动力的不同。这两方面综合将使机翼的颤振特性发生变化[1]。随着数学计算工具的进步和对复杂系统非线性空气动力学认识的加深，飞行器颤振问题得到了更深入研究。在20世纪90年代早期, Van Schoor等[2]基于完全线性理论对一个大柔性飞机进行
西北工业大学学报 2014年4期2014-03-25
- 大展弦比飞翼布局模型验证机飞 行 控 制 技 术 研 究
10089)大展弦比飞翼布局模型验证机飞行控制技术研究刘尚民, 孙健, 刘朝君(中国飞行试验研究院 飞机所, 陕西 西安 710089)飞翼布局飞机由于采用了翼身融合技术和无尾布局,具有隐形特性,军事和民用的应用潜力十分巨大。由于飞翼布局飞机本体静稳定性差,航向又不稳定,不易操纵,因此需要解决控制律和多操纵面的协调控制技术。以一种大展弦比飞翼布局模型验证机为研究对象,开展了大展弦比飞翼布局无人机的飞行控制技术研究。通过仿真手段,验证了所提出的飞翼布局无人机
飞行力学 2013年6期2013-11-04
- 任意滚动角极小展弦比组合体的气动力计算方法
用上，升力面的展弦比约小于0．5，称为极小展弦比。特别对于展弦比小于0．3的组合体，其翼面被国外文献称作dorsal，中文翻译为鱼的背鳍，它非常形象地刻画出这类细长升力面组合体的形状。气动设计师不会设计出像鱼背鳍似的升力面，它完全出于产品运输和发射技术的考虑，或者作为电线管道的整流罩。从外形上，立刻可以得到结论，它的巡航能力不是它的特长，而且，以小迎角状态飞行时，它的升力系数小，只有迎角变大以后，才显示出极小展弦比的优点——非线性升力快速增加。文献［1］对
空气动力学学报 2013年1期2013-08-21
- 帆型对帆船帆翼空气动力特性影响研究
的基本尺寸是:展弦比=3.90、拱度比=11%、帆弦长l=2600cm;Sail2帆型的基本尺寸是:展弦比、拱度比=17%、帆弦长l=2570cm。研究中，帆翼的表面形状是实际帆船行驶时候的帆翼形状，通过测绘得到，在弦长方向进行了9点测绘，在帆翼的高度方向进行了10点测绘。计算的雷诺数为Re=1.40×106。数值模拟的控制方程为雷诺平均N-S方程和连续性方程。在本研究中，入口边界条件采用Dirichlet条件，入口处的速度按照计算要求给定。出口条件采用N
吉林体育学院学报 2012年6期2012-10-13
- 锐边突风对大展弦比机翼的气动弹性响应影响
文献［3］以大展弦比均匀直机翼为对象，求解一阶扭转和一阶弯曲情况下系统的颤振速度，利用准定常气动力模型研究了锐边突风二元机翼以及直机翼的气动弹性响应影响。本文将以大展弦比均匀直机翼为对象，以非定常气动力为基础，建立系统响应模型，采用V-g法在二阶扭转和二阶弯曲模态下求解系统的颤振速度。以Kussner函数为基础，建立锐边突风模型，研究锐边突风对系统气动弹性响应的影响。1 建立模型设大展弦比均匀直机翼的半展长为l，单位展长质量为m。图1为其剖面示意图。图中，
飞行力学 2012年6期2012-07-25
- 极小展弦比背鳍气动特性研究
显著不同，其中展弦比是一个重要参数，如运输机机翼展弦比通常超过6，战斗机一般使用2～2.5左右的中等展弦比机翼，战术导弹则使用0.5～4.0左右的中小展弦比弹翼。对于展弦比小于0.5的极小展弦比弹翼，通常称为背鳍（类似于鱼类的鳍）或者边条。新一代空空导弹或者舰空导弹，为满足其攻击机动目标所需的大过载要求，常常会利用非线性气动力，以保证大迎角下升力系数随迎角持续增长。背鳍正好满足这种要求，同时还有优越的保形发射能力，此外背鳍还可起到弹身的加强筋作用，因此，工
实验流体力学 2012年1期2012-04-17