翼尖
- 孤立翼尖涡模态演化规律的实验研究
海 200240翼尖涡是由机翼上下表面压力差产生的一种大尺度涡结构，在飞机起降阶段，这种典型结构会威胁后续飞机的飞行安全，降低机场的起降频率［1］。为了高效地衰减翼尖涡的强度和持续时间，翼尖涡的主动控制方法逐渐受到重视。然而，对翼尖涡不稳定性认知的不足是导致翼尖涡主动控制技术发展困难的原因之一［2］。在过去翼尖涡不稳定性主动控制研究中，最有价值的研究之一是Edstrand 等［3］在2018 年利用稳定性分析方法指导翼尖涡主动衰减的研究。通过对NACA00
航空学报 2023年11期2023-07-29
- 宽速域翼尖涡及其与斜激波相互作用
然而，鸭翼产生的翼尖涡往往威胁其下游部件的飞行安全［5-8］。特别是在高速飞行时，鸭翼产生的翼尖涡容易与激波发生相互作用，引起翼尖涡破碎和激波变形，进而可能导致翼/舵升力下降、阻力增大，甚至诱发进气道不起动［9］等气动问题。因此，探究翼尖涡的演化及其与激波的相互作用规律成为宽速域飞行中的重要课题之一。低速不可压缩来流中翼尖涡的研究帮助人们较早地意识到强翼尖涡对民航客机飞行安全的严重影响［10］。鉴于翼尖涡的强度与其切向速度和环量紧密相关［11］，认识这些参
航空学报 2023年7期2023-06-28
- XB-70飞行器折叠机翼总体性能分析
0年代，一种机翼翼尖可折叠的大型超声速战略轰炸机XB-70 Valkyrie[8]。翼尖折叠可以用来扩展飞机的翼展，改变飞行器在高低速度情况下的诱导阻力。同时相关文献[9-10]认为，当翼尖向下折叠捕捉飞机产生的激波时，能够增加超声速飞行时的总升力，并且升力中心的变化将减少俯仰力矩的控制和修正。此外，翼尖向下折叠后增加了高速状态下的静稳定性，相应地可使垂尾设计面积显著减小。本文主要对XB-70 飞行器的折叠机翼结构进行介绍，基于简化后的XB-70整机外形，
航空科学技术 2022年12期2022-12-27
- 基于翼尖链翼的组合固定翼无人机研究
固定翼无人机通过翼尖连接机构将机翼连接,形成一个大展弦比无人飞行器组合体的大气层内空中连接与分离技术。其中,被连接的单个固定翼无人机也称为无人飞行单元。基于翼尖链翼的组合固定翼无人飞行器(Combined Fixed-Wing Unmanned Aerial Vehicle with Wingtip Chained, CFWUAV-WC)利用翼尖链翼技术使飞行器具有更好的空气动力学性能、结构强度与复杂多任务适应性能,可以飞得更高,续航时间更长,遂行任务更加
航空学报 2022年9期2022-10-12
- 基于改进混合长度尺度的机翼延迟分离涡模拟
前飞过程中，机翼翼尖会产生持续且较强的涡，在机翼后缘远场处能观察到较为明显的翼尖涡旋。近些年，关于翼尖涡的风洞实验研究相对较多，Dghim等采用实验的方法研究了NACA0012机翼的翼尖涡与远场格栅生成湍流的相互作用。García-Ortiz等在固定迎角= 9°的条件下，研究了展向连续射流对NACA0012机翼尾涡的影响。Lee等研究了近地面处机翼翼尖涡的流动特性。Qiu等采用PIV技术，研究了NACA0015矩形机翼在尾迹六倍弦长范围内所产生翼尖涡的演化
航空兵器 2022年4期2022-10-11
- 飞翼无人机多形翼尖P频段RCS特性及影响分析*
、台阶、对缝以及翼尖等弱散射源也是必须考虑的隐身设计难点。研究表明，弱散射源可导致飞机前向RCS增加1 m2，对隐身性能有较大的影响[6]。为了进一步提升飞行器隐身性能，值得对弱散射源进行深入研究。由于弱散射源的研究背景相当敏感，国外相关的文献资料较少。文献[7]和文献[8]提出了两种RCS的检测方法，指出将环境与目标信号进行分离有利于弱散射源的精确测量，但这些方法很难应用到飞机弱散射源的测量中。Hu等[9]利用微波成像算法与光谱变换的方式提取出弱散射源的
电讯技术 2022年8期2022-08-26
- 翼尖形状对双后掠飞翼纵向气动特性的影响
途径是选择合适的翼尖。唐登斌[1]、Hossain A[2]、Inam M I[3]、 Zhou J X[4]等人讨论了翼尖帆片、翼梢小翼以及剪切翼尖(sheared wingtip)3种翼尖装置的减阻原理和特性，其中，翼尖帆片需精心设计和大量试验验证才可实现，难度较大；翼梢小翼设计复杂性比翼尖帆片小，易于实现；剪切翼尖是一种大后掠角、大根梢比的翼尖装置，其减阻效果不如翼梢小翼，但对飞机其他性能影响小，综合效果好。相较之下，翼梢小翼和剪切翼尖是较好的选择。
空军工程大学学报 2022年3期2022-07-13
- 基于旋转修正模型的飞机尾流数值模拟研究∗
非常稳定的分层，翼尖涡可能会再次上升到飞行路径，斜压产生的尾涡和初始尾涡的相互作用会引起了减速、减速和加速的显著效应。Sussmann［3］等通过关注环境湿度的作用来研究尾流状态演变，采用激光雷达横截面测量和观测分析与流体动力学和微物理学相结合的数值模拟方法，结果表明可以通过技术手段最大限度地减少持续凝结尾迹的形成。Gerz［4］等通过大涡模拟，得到了巡航飞机在自由大气和靠近地面的大气边界层中尾涡脱落的具体行为。Misaka［5］等通过大涡模拟研究了飞机尾
舰船电子工程 2022年5期2022-06-21
- 翼尖形状对小展弦比摆翼水动力性能的影响
的过程中会在每个翼尖处形成一个拖拽的旋涡，如同一个“小型龙卷风”，将对周围流场起强烈的速度诱导作用，在升力下降的同时产生诱导阻力[15]，而且翼梢还可能存在空化[16]。Birch等[17]研究指出，翼尖涡强度在翼梢后缘立即达到最大值，并在下游流场的两倍弦长距离范围内，强度几乎保持恒定。翼尖涡在尾流场与水翼非定常运动甩出的首缘涡相互作用，产生了更加复杂的尾流场[18]，这种相互作用将影响水翼性能。在摆翼推进器非定常运动中，翼尖涡将引起巨大的能量损耗，设法降
船舶力学 2022年5期2022-05-31
- 翼稍装置对翼尖涡耗散的影响研究
响民航运行效率。翼尖涡作为飞机尾流的主要因素，会在飞机后方产生不稳定气流，对后机的运行带来严重的安全隐患[1]。翼梢小翼可以有效的阻挡机翼下表面气流经过翼梢向上表面的绕流，从而有效的减小诱导阻力，降低翼尖涡的强度。自上世纪80年代NASA艾姆斯研究中心的R.T.Whitcomb发明翼梢小翼以来，已广泛应用到各类航空器上。通过40年的发展，根据不同机型所需，已形成端板式、融合式、斜削式等类别的小翼。翼稍小翼的高度、后掠角、安装角及扭转角等为其重要设计参数，安
计算机仿真 2021年3期2021-11-17
- 正弦突风下仿生机翼颤振分析
增大展弦比和减小翼尖涡。仿生机翼模型如图2所示。仿生机翼半展长7.05 m，翼根弦长1.2 m，翼尖弦长0.54 m，展弦比λ=14.8，参考面积6.72 m2，后掠角0°。图2 仿生机翼模型示意图Fig.2 Bionic wing model2) 机翼网格划分使用mesh模块进行网格划分。机翼表面采用六面体网格进行划分，插入网格尺寸为体尺寸，大小为0.04 m，在翼根和翼尖表面插入面尺寸，大小为0.02 m，进一步进行加密。网格在机翼的圆弧处进行加密，设
兵器装备工程学报 2021年9期2021-10-15
- 中高速条件下不同翼尖小翼的数值模拟分析
关键一环，对降低翼尖涡引起的诱导阻力具有重要意义[1-2]。诱导阻力在飞机飞行过程中占总阻力的30%以上，在飞机起降和爬升阶段甚至可以占到总阻力的70%[3-4]。在减少翼尖小翼诱导阻力的研究中，改变翼尖小翼结构占主要地位。如B737 翼尖经历了多次改型，先后推出了双羽式、融合式和鲨鳍式小翼，空客A320 翼尖也同样经过多次改变。波音公司即将在B777 中使用新型的可弯折式翼尖变体小翼，进一步推动了翼尖小翼在民机领域的探索[5]。飞机在飞行过程中的飞行状态
中国民航大学学报 2021年4期2021-09-26
- 低温循环CFRP飞机翼尖小翼性能研究
飞机飞行过程中，翼尖处会产生影响其升阻性能的翼尖涡[1]，通常采用翼尖小翼解决这一问题[2]。CFRP复合材料具有强度高、质量轻等优势[3]，是翼尖小翼材料的较好选择，但随着飞机服役时间的增长，翼尖小翼可能会面临因疲劳而产生的根部悬臂弯曲断裂问题，其主要影响因素为纤维铺层角度不同引起的材料自身强度变化[4]以及飞机频繁高空起降过程中常温、低温循环作用的影响[5]。针对以上问题，本文结合理论模型推导以及力学试验探究了低温循环条件对单向和正交铺层CFRP飞机翼
科学技术创新 2021年26期2021-09-15
- 变体飞行器的折转翼尖设计及分析
一[1]。而折转翼尖能极大地提高飞行器的性能，在起飞前将翼尖折转一定的角度，能提高其起飞时的稳定性，并节省跑道的空间；巡航时折转回水平位置，增大了机翼的展弦比，提高升阻比，增大航程。目前，关于折转翼尖的变形方案主要为两种：一种是基于转轴类型的设计(折叠翼)，Bourdin[2]等人提出了一种以伺服电机为驱动器，借助连杆机构实现变形的方案；另一种是基于柔性变形段的设计，李伟[3]提出了一种由柔性翼梁和形状记忆合金弹簧驱动器组合的变形方案。折转翼尖除了能够变形
现代机械 2021年4期2021-09-03
- 弯折翼尖对飞翼布局飞机气动特性影响
-11]以及全动翼尖等阻力类舵面[12-14]，也有采用气动舵面[15]和推力矢量[5]方式来实现航向控制。气动舵面和推力矢量都依靠发动机喷流实现航向操纵能力，这对发动机性能要求较高，操纵时会带来部分推力损失，在高速阶段，其操纵效率也会大幅下降，飞机的结构设计也变得更加复杂，因此该方案较少采用。阻力类方向舵利用离轴阻力实现偏航，随着迎角的增加阻力增强，并且在超声速下偏转同样有较大的激波阻力，操纵效率仍然较高，同时，舵面具有结构相对简单、响应迅速、维护方便等
航空学报 2021年6期2021-07-07
- 固定翼微型飞行器展弦比对气动特性的影响
为平面形状加下置翼尖端板的“翠鸟”MAV，反齐莫曼为平面形状上置翼尖端板的“云雀”MAV。但是专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
南昌航空大学学报（自然科学版） 2021年1期2021-06-02
- 某翼尖发射装置悬挂精度分析
的悬挂精度要求。翼尖发射装置由于自身结构和挂装特点的特殊性，需要对其悬挂精度进行分析。1 某翼尖发射装置的特点1.1 悬挂精度的定义翼尖发射装置固定安装在飞机的翼尖挂点，用于悬挂和发射空空导弹。发射装置与载机的机械接口位于发射装置侧面，有20个M8螺栓，30个M6螺栓，2个Φ12定位销钉和1个Φ8定位销钉，贴合面为上下两凸台面，如图 1所示。图1 翼尖发射装置示意图对发射装置悬挂精度的要求具体可划分为三部分：俯仰角、偏航角和滚转角的角度误差。如图1中的坐标
现代机械 2021年1期2021-03-15
- 基于k-ω湍流模型的翼尖涡演化过程数值模拟
的纵向偏移,并在翼尖脱落时形成翼尖涡[1],翼尖涡向后发展继而形成尾流迹。由于大气环境的特性,翼尖涡所产生的尾流会持续很长一段时间,其扰动的不稳定空气具有较大的动能,为后机飞行安全造成很大的事故隐患[2]。在中国经济高速发展的现在,有限的空域资源逐渐不能满足民航运输的需求,而尾流将直接影响到终端区的容量,影响飞机的起降架次,造成航班的延误。在旋翼的运动过程中,翼尖涡的存在将造成机翼的颤振,从而产生严重的噪声污染[3]。为解决上述问题,对于翼尖涡演化过程的研
科学技术与工程 2020年35期2021-01-14
- 基于全局线性稳定性分析的翼尖双涡不稳定特征演化机理
海 201210翼尖涡是由机翼上下表面压力差所产生，从机翼表面脱落后在飞机尾迹中形成的主要大尺度涡结构。翼尖涡的产生不可避免地带来尾迹遭遇[1]、诱导阻力[2]和气动噪声[3]等问题，对飞机的安全性、经济性和舒适性带来不利影响。为此，国际民航组织(ICAO)对两架飞机的起飞时间间隔和距离间隔做出严格的限定。以起飞重量超过136 000 kg的重型飞机为例，当后续飞机的起飞重量小于7 000 kg时，两者的间隔时间不得少于159 s，间隔距离不得低于6海里[
航空学报 2020年9期2020-12-02
- 基于开源计算流体力学软件SU2的钝体翼尖涡研究
织尾涡涡旋结构或翼尖涡旋,而近翼尖涡旋，对于流体力学和空气动力学研究具有重要的应用。因此，人们对翼尖涡旋进行了广泛的实验和数值研究。Devenport与Rife等[1]通过风洞实验使用热线给出了矩形NACA0012翼下游远场方向尾涡。Giuni 与Green[2]使用烟雾可视化技术研究了NACA0012翼方形翼尖与圆形翼尖的近场涡形成，揭示了低雷诺数3000下的近场主涡、次涡的相互作用。除风洞实验外，计算流体力学CFD工具在工程应用中也越来越流行，计算流体
沈阳航空航天大学学报 2020年3期2020-08-14
- 平衡鸟
形针别在小鸟两端翼尖上后，再用指勾住小鸟的嘴巴。这样，指尖平衡鸟就做好了。通过上面的实验我们发现，开始时没有回形针的小鸟无法保持平衡，但是把回形针别在翼尖上后，就能保持平衡了。原来，由于小鸟的尾部和大部分翅膀处于指尖的前方，所以大部分的重力也就位于前方，当把回形针别在翼尖后，就增加指尖这一侧的重力。且由于小鸟在横向方面是对称的，此时指尖位于小鸟的重心铅垂线上，也就是中心，所以就能保持平衡了。实验过程须成人全程陪伴，不能让孩子单独操作使用剪刀，谨防被戳伤，确
娃娃乐园·综合智能 2020年3期2020-05-11
- “动词”勾勒飞行之美
横掠着，小燕子的翼尖或剪尾，偶尔沾一下水面，那小圆晕便一圈一圈地荡漾开去。这是统编教材三年级下册《燕子》一文中描绘燕子飞行之美的语段。三个短句汇成一句话，把燕子飞行时的轻巧、敏捷描绘得栩栩如生。生动优美的语言总让人过目不忘，语段中的动词尤其夺人眼球。一个“横掠”将自由自在、机灵敏捷的燕子展现在读者眼前。 “横”字写出了燕子飞行时的姿态，优美动人;“掠”字则突出了燕子飞行时的速度。如果说“横掠”是燕子“快与美”的结合，那“沾”就是“轻巧与敏捷”的代言。燕子的
作文周刊·小学三年级版 2020年4期2020-04-23
- 飞机秘密档案
白色防撞灯安装在翼尖，灯光闪烁、炫目。由于太过明亮，飞机在滑行或排队等候时不能使用。机翼照明灯安装在飞机机翼根部前方的机身两侧，向后照射能够照亮机翼前缘和上表面。它能够帮助机组人员检查机翼上是否有冰雪或损伤，也可以帮助飞机避免碰撞。标志灯通常安装在水平安定面上，能够照亮垂直尾翼，使航空公司的标志清晰可见。这种灯不是必需的，但也可以起到防撞的作用。位置灯有三种颜色：红色、绿色和白色。红灯位于飞机左侧翼尖，绿灯位于飞机右侧翼尖，白灯则在左右两侧翼尖和尾部都有分
百科探秘·航空航天 2020年3期2020-04-21
- 低雷诺数下翼尖涡统计特性实验研究
得气流在机翼两侧翼尖处强烈翻卷形成一对反向旋转的尾涡，即翼尖涡。翼尖涡是飞机尾流中主要的相干结构，在无外加干扰的情况下，翼尖涡的强度在100倍机翼展长范围内不会发生明显的衰减，其携带的旋转能量会引起作用范围内后方飞机的飞行速度、高度、航向、滚转角及其他飞行特性发生显著变化，影响其飞行安全，由此制定的飞机尾流安全标准决定了飞机起降频率、影响机场运营效率[1-2]。对翼尖涡尾流场及其相关统计参数进行深入研究，进而发展促使尾涡失稳耗散的流动控制技术具有重要的应用
实验流体力学 2019年5期2019-11-07
- 垂直起降固定翼无人机的翼尖垂尾设计分析
对垂直起降无人机翼尖设计类的研究[6-8]较少。垂直起降固定翼无人机为一种较为特殊的机型，传统的翼尖设计并不能完全适用于该类无人机。翼尖小翼能够降低无人机巡航状态的阻力[9]。常用的翼尖小翼主要有融合式翼梢小翼、涡扩散器、翼尖延伸以及“双叉弯刀”等多种构型[10]。因为垂直起降固定翼无人机具有独特的飞行模式，所以其翼尖小翼设计方式比较灵活。结合垂直起降固定翼无人机独特的飞行模式，本文提出四种翼尖垂尾的设计：翼尖下垂尾、翼尖上垂尾、翼梢端板、无翼尖垂尾的常规
航空工程进展 2019年5期2019-11-04
- 基于线性稳定性分析的翼尖涡摇摆机制
海 200240翼尖涡是飞机尾迹中一种典型的大尺度涡结构，大型客机的翼尖涡可以在100倍机翼弦长的尾迹区域内维持，从而对后续飞机的安全飞行产生威胁，限制了机场起降频率[1]。此外，由翼尖涡诱导下洗产生的诱导阻力是飞机阻力的主要来源之一[2]。Gerz等在2002年总结提出了控制飞机尾迹涡影响的两大策略：① 减弱翼尖涡强度；② 使翼尖涡快速衰减[1]。目前通过加装翼梢小翼等流动控制方法可以有效地减少翼尖涡强度，然而针对第2种策略却缺乏有效的流动控制原理及方法
航空学报 2019年8期2019-09-11
- 复合材料泡沫夹层结构翼尖小翼成型技术研究
结构特点复合材料翼尖小翼为泡沫夹层复合材料结构，由泡沫芯、复合材料封边肋及外蒙皮组成，泡沫外型面与外蒙皮内型面一致，如图1 所示。其中泡沫芯由三块泡沫拼接而成，为整个翼尖小翼提供刚度支撑，如图2 所示。图1 复合材料翼尖小翼示意图图2 翼尖小翼泡沫芯材示意图1.2 工艺难点复合材料泡沫夹层结构翼尖小翼型面复杂，在零件成型过程中，既要翼尖小翼外型面尺寸准确，又要保证外蒙皮及夹层结构胶接面的内部质量，还要保证外蒙皮及封边肋对泡沫芯材的密封性，对工艺方案的设计提
科技与创新 2019年6期2019-04-11
- 翼尖尖点散射特性分析*
、外露天线、机翼翼尖等尖点绕射。如果不加以控制，一组翼尖散射就足以破坏飞行器的隐身性能，何况飞行器存在成百上千的缝隙和台阶等弱散射源。据统计，飞机表面的弱散射源，其前向RCS可以达到1 m2，导致不能实现极低RCS隐身飞行器的隐身目标。这是隐身技术必须解决的问题之一。鉴于飞行器隐身技术的敏感性，从公开发表的文献中，国外关于隐身飞机弱散射研究的相关成果和论文很难检索到。在国内，关于飞行器表面弱散射源对RCS的影响研究主要集中在电磁缺陷方面，且以缝隙、台阶以及
电讯技术 2018年7期2018-07-26
- 融合式翼梢小翼减阻效应研究
时，由于其尾涡和翼尖涡的下洗作用也产生了诱导阻力。高亚音速飞机在巡航状态下的诱导阻力约占全机阻力的30%～40%，有效减小诱导阻力对于飞机降低油耗、提高航程具有重要意义。从理论计算和试验对翼尖装置的研究表明，加装翼尖装置可以起到显著的减阻效果[1]。1976年，美国NASA Whitcomb的研究首先表明加装翼梢小翼能够减小机翼的诱导阻力，随后美国在加油机KC-135上加装翼梢小翼进行了飞行试验，据报道可以使总阻力降低约6.5%[2-3]。此后，许多大中型
航空工程进展 2018年2期2018-05-31
- 可弯折翼尖在飞翼布局中操纵性能研究
究，主要包括全动翼尖、差动前缘襟翼、嵌入面和开裂式方向舵等[5]。目前，国内外有关飞翼布局飞机操控方式的研究主要集中在常规偏航操纵面、发动机推力矢量控制等方面，且两者通常同时使用。常规偏航操纵面如内外升降副翼、开裂式方向舵、全动翼尖、收放式方向舵、嵌入面、差动前缘襟翼、分布式后缘襟翼等主要是通过机翼两侧的差动阻力产生偏航力矩[4]，因此进行航向控制时，常规偏航操纵面常会产生一定的阻力增量，降低飞行性能。为实现飞翼布局航向控制，同时尽量避免产生较大的阻力增量
民用飞机设计与研究 2018年1期2018-05-04
- 777X成熟机型潜力有多大？
得更加密切。折叠翼尖的挑战为了在现行的机场运行标准和更优化的飞行效率之间寻求平衡，777X采用了可以折叠的翼尖设计。飞行时，折叠翼尖展开，71.8米的翼展为777X带来无与伦比的飞行效率，落地后，折起的翼尖是777X的翼展变为与777-300ER相同的64.8米，这可以使777X和777系列的其他机型共用停机坪，降低了航空公司的使用条件限制。折叠机翼的设想早在777-200时就已提出。为节约停机坪使用成本，波音曾给出过折叠机翼的方案，达美航空也对该方案颇感
航空知识 2018年2期2018-04-16
- 考虑隐身约束的舰载飞翼无人机翼尖装置气动设计和分析
的舰载飞翼无人机翼尖装置气动设计和分析李继广,陈 欣*,李 震(南京航空航天大学 自动化学院,江苏 南京 210016)在隐身要求约束下，设计了舰载飞翼无人机翼下增升装置。并针对未来尾流雷达探测的反隐身技术，分析了增升装置对尾流消弱的作用，从而提高了该探测方式的隐身效果。计算结果表明，该增升装置可以较好地增加升力、减弱诱导阻力、提高升阻比，并能起到减弱尾流的作用。最后分析了增升、减阻、消弱尾流的机理，解释了在大迎角条件下气动优化效果更好的原因，并与常规布局
空气动力学学报 2017年6期2017-12-25
- 新概念机翼尾流特性实验
在大迎角状态下，翼尖会产生能量集中且自由消散时间长的飞机尾涡，严重影响后续起降飞机的安全。基于Rayleigh-Ludwieg不稳定性，提出一种新概念飞机襟翼布局，通过水槽实验发现：新概念布局的襟翼对翼尖涡的消散具有明显的促进作用，不同参数组合下襟翼涡对翼尖涡的运动特性和能量变化的影响均有不同。实验结果也为飞机尾流控制的研究提供了参考，在满足飞行力学设计的基础上，合理运用增升装置构建四涡系统可以有效促进飞机尾流的消散，提高机场飞机起降效率。飞机尾涡； Ra
航空学报 2017年4期2017-11-17
- 基于翼尖涡物理特征的诱导阻力减阻机制实验研究
00240)基于翼尖涡物理特征的诱导阻力减阻机制实验研究黄文涛,向 阳,王 笑,刘 洪*,顾定一(上海交通大学 航空航天学院,上海 200240)本文通过风洞实验研究了翼尖涡的物理特征以及诱导阻力的减阻机制。实验中利用3DPIV(三维粒子图像测速技术)技术得到了翼尖涡的物理特征，并基于本文提出并设计的翼尖气动力测量装置，得到了机翼翼尖处的诱导阻力。实验结果表明，机翼翼尖涡的无量纲环量会随机翼迎角及风速的增大而增大。翼尖涡无量纲环量的减小以及翼尖涡与机翼之间
实验流体力学 2017年5期2017-11-07
- 问答
有人给模型机翼的翼尖都加上了红色。这样的做法有什么特殊意义吗？云南模友在模型飞机机翼的翼尖，以及垂直尾翼的翼尖加上红色，最大的作用是易于在空中识别。以前有模友专门做过实验，当模型飞得比较远、快脱离视线时，如果其翼尖为红色，那么每盘旋一圈，就能清楚地确认一次；而没有红色翼尖的，就看不太清楚了。竞赛中，模型滑翔机项目大多考察的是留空时间。在大风天决赛时，裁判员不一定能看到模型滑翔至地面，基本谁的模型脱离视线晚，谁就能获得最后的胜利。什么是模型飞机的重心？为什么
航空模型 2017年1期2017-08-15
- A320系列飞机襟缝翼翼尖刹车故障分析
0系列飞机襟缝翼翼尖刹车为研究对象。分析襟缝翼系统的控制原理及故障模式下的工作情况，并依此提供了排故的方法。通过两起典型故障的排除，梳理了翼尖刹车故障原因的可能性，并就其中极为复杂的线路故障，提供了借鉴及可行的排故建议。在保证飞行安全、航班正点和提高维修效率、降低维修成本等方面具有重要意义。关键词：襟缝翼；翼尖；刹车；线路故障中图分类号：TB文献标识码：Adoi：10.19311/j.cnki.1672-3198.2016.23.1171 背景介绍案例一：
现代商贸工业 2016年23期2017-02-04
- 柔性机翼阵风响应与被动减缓研究
机翼阵风响应以及翼尖被动阵风减缓效应。采用空间-时间平行的有限元离散方法，将气弹方程转化为一阶微分代数方程，Newton-Raphson和Generalized-α算法分别用于静态变形和动态响应的求解，通过算例研究了离散阵风载荷下柔性机翼的阵风响应，结果表明翼尖被动阵风减缓装置对机翼变形有明显的减缓效果。柔性机翼；气动弹性；阵风响应；被动减缓飞行器在大气中飞行时常常会受到强烈阵风的影响而产生不希望的附加过载，其中垂直阵风的影响尤为显著。阵风过载不但会使飞机
海军航空大学学报 2016年6期2016-12-27
- 带不同形状翼尖帆片的机翼地面效应实验研究
72）带不同形状翼尖帆片的机翼地面效应实验研究孙承宏1，代 钦1，2，＊（1.上海大学，上海市应用数学和力学研究所，上海 200072；2.上海市力学在能源工程中的应用重点实验室，上海 200072）翼尖帆片将原型机翼集中的翼尖涡分散成多个小涡，加快翼尖涡的耗散，从而降低机翼诱导阻力。为进一步了解翼尖帆片对机翼在地面效应下流动特性的影响，分别对安装有3片椭圆形和梯形帆片的NACA4412机翼开展了风洞实验研究。测量了2种帆片机翼的气动力和翼尖涡结构，并通过
实验流体力学 2016年6期2016-08-31
- 圆弧形截面的翼尖几何修形方法研究
0)圆弧形截面的翼尖几何修形方法研究金 鼎 / JIN Ding(上海飞机设计研究院，上海 201210)现代飞机外形设计越来越注重局部细节的精细化设计，翼尖局部修形便是其中一项重要的工作。针对翼尖截面形状，分析并总结出两种圆弧形截面的翼尖几何修形方法。翼尖；修形；圆弧形截面0 引言现代飞机外形设计越来越注重局部细节的精细化设计，如翼梢小翼设计、翼根前后缘边条设计、整流鼓包流线型设计、局部扰流装置设计等。翼尖修形也属于外形精细化设计的其中一项，区别于翼梢小
民用飞机设计与研究 2016年4期2016-02-21
- 基于Ansys Fluent的近场翼尖涡数值模拟与分析
00)0 引言从翼尖脱落的涡会卷起并形成一对反向旋转的漩涡，即翼尖涡，在向下游流动的过程中翼尖涡逐渐形成尾流［1］。不断发展的尾涡系统，根据大气状况会持续很长时间，具有很高的动能，因而对尾随的航空器造成潜在危险［2］。随着空中交通流量的持续增长，在繁忙的终端区尾流的影响日益明显，相对保守的尾流间隔已经成为妨碍航空运输系统容量增加的主要因素之一。直升机旋翼桨叶脱落的翼尖涡与叶片之间相互作用会引起噪音和颤振;船舶和潜水艇的螺旋桨推进器产生的翼尖涡也是噪音的主要
飞行力学 2015年2期2015-12-25
- 大展弦比机翼翼梢装置性能特性研究
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］使航程增加约240～350 km。但国内外研究多集中于中等及小展弦比机翼的翼梢装置研
飞行力学 2015年1期2015-12-25
- 翼尖颤振数据异常分析
邢达波 李铁林翼尖颤振数据异常分析邢达波 李铁林本文针对飞行试验中飞机左平尾翼尖颤振数据异常现象，从测试方法、颤振传感器、飞行数据及飞行状态等方面分析数据异常现象原因，通过地面试验对故障现象进行分析，并结合实际试飞数据确定了其发生原因。颤振是弹性体在气流中发生的不稳定振动现象，其产生原理： 弹性结构在均匀气流中由于受到弹性力、惯性力和气动力的耦合作用，结构上的瞬时气动力与弹性位移之间有位相差，导致振动的结构可能从气流中吸取能量而扩大振幅，从而发生了振幅不衰
中国科技信息 2015年24期2015-11-07
- 地面效应作用下翼尖涡特性的PIV实验研究
)地面效应作用下翼尖涡特性的PIV实验研究章 旷1，代 钦1，2，*(1.上海大学上海市应用数学和力学研究所，上海 200072; 2.上海市力学在能源工程中的应用重点实验室，上海 200072)完成了NACA23012机翼地面效应条件下翼尖涡结构及升阻力特性实验。实验在拖曳水槽中模拟机翼的飞行状态，获得了在多种飞行高度、0°攻角时机翼在水平地面和正弦波浪地面附近的升/阻力、翼尖涡流场的变化规律，对比分析了水平地面和波浪地面附近翼尖涡速度、涡量分布的区别及
空气动力学学报 2015年3期2015-04-14
- 有无翼尖涡扩散器的民航机翼数值模拟计算
00300)有无翼尖涡扩散器的民航机翼数值模拟计算谷润平1,2, 宋国萍1,2, 刁华智1,2, 刘薇1,2(1.中国民航大学 空中交通管理学院, 天津 300300;2.天津市空管运行规划与安全技术重点实验室, 天津 300300)采用ANSYS FLUENT软件对有无翼尖涡扩散器机翼翼尖涡的形成和消散进行基于Realizablek-ε涡粘模型的数值模拟计算,以探究翼尖涡扩散器对尾流的影响。通过对比分析两种机翼的静压系数、轴向涡量、速度矢量可知:加装翼尖
飞行力学 2015年5期2015-03-15
- 翼尖尾涡对后机影响研究及规避策略
州256603)翼尖尾涡对后机影响研究及规避策略邢琳琳，高培新(滨州学院飞行学院 山东滨州256603)在飞行中，飞机翼尖尾涡对飞行安全影响较大，不仅会降低后机能见度，而且对后机操作及性能都有重要影响。基于对翼尖尾涡形成机理、近地流动规律及涡核特性的分析，阐述了飞机翼尖尾涡对后机飞行安全的影响，主要涵盖后机平飞状态起飞降落、横向操纵等方面。同时提出了规避翼尖尾涡对后机影响的具体策略，其中包括严格执行国际民航组织规定的尾流间隔标准、建立混合起降尾流安全间隔等
天津科技 2015年3期2015-02-13
- 翼梢小翼的新变革
后不久就提出了在翼尖处加装端板以改善其空气动力学特性的想法。可惜囿于航空材料和加工工艺，小翼对飞机升阻特性的改善无法胜过其给飞机带来的额外重量。该设计只能停留在图纸上。兰彻斯特死后30年的1976年，油价猛涨，曾提出跨声速面积律和超临界翼型的惠特科姆博士才重拾小翼。波音公司立即在波音707改装成的KC-135加油机上进行试验。数据表明，KC-135加装小翼后最大飞行高度增加了3.4%，升力系数增大了4.88%，升阻比提高了7.8%，航程增加了7.5%。这次
航空知识 2014年11期2014-11-21
- 翼尖小翼对尾涡安全间隔的影响研究
究尚没有考虑飞机翼尖小翼的影响。为降低飞机的气动阻力、减少飞行油耗、提高运行经济性,航空公司在飞机厂家支持下对B737-800等飞机进行了融合式翼尖小翼改装[8]。由于降低了翼尖涡强度,使得加装翼尖小翼后的飞机尾涡初始强度、尾涡安全间隔也会有所降低。因此有必要基于对加装翼尖小翼后飞机诱导阻力的变化研究来分析其对尾涡安全间隔的影响。本文通过对飞机极曲线的拟合研究,分析了加装翼尖小翼后飞机诱导阻力的变化情况,提出用当量展弦比来表示翼尖小翼对尾涡涡强度的影响。然
飞行力学 2014年2期2014-09-17
- 组合小翼和翼梢喷流对翼尖涡的影响实验研究
小翼和翼梢喷流对翼尖涡的影响实验研究杨 可1，黄 浩2，徐胜金3（1.中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳621000；2.中国航天空气动力技术研究院，北京100074；3.清华大学航天航空学院，北京100084）对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究，在此基础上，提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法，并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。实验在一低速直流式风洞中进行，基本模型为NACA0015二元截尖翼型，基于弦长和自由来流速度定义的雷
实验流体力学 2014年6期2014-07-10
- 双翼尖涡Rayleigh-Ludwieg不稳定性实验研究
生器触发一系列双翼尖涡Rayleigh-Ludwieg不稳定性，通过PIV系统测得双翼尖涡中主涡及次涡的运动特性、环量-时间特性，进行残余环量比例分析以说明双翼尖涡Rayleigh-Ludwieg不稳定性削弱翼尖涡强度之快速有效性［2-3］。1 飞机翼尖涡消散机制1.1 翼尖涡安全性危害分析飞机翼尖涡形成之后具有很强的能量，短时间内不会消散，这对看不见的旋涡将会在一段时间内给后面的飞机带来安全隐患［4］。在两个旋涡的相互作用下，机身后形成了具有向上速度的区
实验流体力学 2013年2期2013-09-21
- 基于涡格法的近程无人机气动优化与风洞实验验证
比的前提下，加装翼尖小翼提高全机升阻比是一种行之有效的方法。国外对翼尖小翼的研究始于上世纪70年代，Whitcomb［1］研发了适用于高亚声速飞机的翼尖小翼，并加装在KC－135加油机上进行了试飞验证，结果表明，全机总阻力降低6.5%，航程增加7.5%。之后Asai［2］对翼尖小翼的气动原理进行了详细的分析与研究。近年来翼尖小翼设计应用更加广泛［3－6］，Conley等人［3］对Learjet喷气飞机进行了加装翼尖小翼风洞试验，他们认为小翼扭转角是一个关键
实验流体力学 2012年3期2012-04-17
- 全动翼尖对无尾飞翼布局飞机气动特性影响的实验研究
国外就开始对全动翼尖(AllMovingTip,AMT)进行探索性研究,但只是作为升力控制面或滚转控制面,现在则作为阻力面或偏航操纵面[3-4]。全动翼尖与阻力式方向舵类似,当单侧作动时型阻和诱导阻力增大,进而产生所需的偏航力矩。当攻角较小时,上翼面尚未分离或者分离较弱,此时当全动翼尖后缘向下偏转时,翼尖攻角增大,引起局部升力增大,由于全动翼尖通常位于全机重心之后,因此会产生低头力矩;如果此时左侧翼尖偏转,由于飞翼左侧升力增大,将产生向右的滚转力矩[5-6
空气动力学学报 2010年2期2010-04-07
- 为什么喷气飞机在飞行时翼尖会出现两条银带
飞机的前进，而由翼尖拖向后，形成二条平行的涡旋流。这种流动在翼尖部分更为剧烈，因为在翼尖部分的气流要流到上表面去是更容易。这样在翼尖部分的这种环状的涡旋气流，也就成为由翼尖发出的二条平行涡旋流的核心，其旋转流动的速度是远大于其他部分。这样，当喷气式飞机爬高，俯冲或以更大的速度飞行时，在翼尖部分的环状涡流的速度也就越大。当飞机的速度增加，相应的机翼上下表面的压力差也增加，翼尖部分的涡流速度也增加到一定值时，按伯努利公式，可以知道，这时涡旋气流的核心部分的压力
航空知识 1959年2期1959-01-19