翼面
- 导转翼面对二维弹道修正弹跨音速气动性能的影响
引信包括一对升力翼面和一对导转翼面,升力翼面提供弹道修正时所需的法向力,导转翼面提供引信滚转的导转力矩,使升力翼面停留在所需要的引信滚转角位置。由于二维弹道修正弹气动特性的变化会对飞行稳定性及落点预测产生影响[4],因此,研究获取不同气动外形下气动特性的变化规律就显得尤为重要。加榴炮二维弹道修正杀爆弹全装药发射后大部分时间以超音速飞行,在弹道顶点过后有一部分飞行段会转为跨音速;以减变装药发射时,跨音速飞行段在全弹道的占比会加大。跨音速来流条件下,绕翼面及弹
探测与控制学报 2023年3期2023-07-12
- 变体飞行器伸缩翼机构设计与仿真
之一［1-3］。翼面作为飞行器重要的气动升力装置，其变形设计是变外形飞行器的研究热点。常用的变形翼有变后掠翼、截面变形伸缩翼等，大都通过控制翼面缩展、改变翼面展弦比或采用变翼截面形状等手段，调整飞行器升阻比，优化气动焦心与飞行器质心相对位置，以获得最佳的气动性能［3-5］。小型、低能耗、敏捷的变形机构是变形翼设计的关键，国内外研究机构和学者对此进行了大量探索。NASA兰利研究中心［6］联合美国国防高级研究计划局（DARPA）和空军研究实验室（AFRL）开展
空天防御 2023年2期2023-07-12
- 战机增升装置 高升力和高大上
后缘处增加了活动翼面。当战机在起飞和着陆时，活动翼面伸出；当战机巡航时，活动翼面收回。通过增大机翼的面积和弯度，增加战机的升力系数，战机能够更加安全平稳地起降——这种活动翼面被称为“增升装置”。那么，增升装置有何功效呢？a）“高”——安全性提高对于军用运输机而言，增升装置是实现短距起降、低速空投和失速控制的重要法宝。有了它，就像是给战机上了一份保险。b）“大”——稳定性增大一些先进战机普遍采用翼身融合技术，装备增升装置后，战机在机动过程中可以与副翼配合，增
电子产品可靠性与环境试验 2022年2期2022-11-27
- 翼面热静气动弹性的流固热交错迭代耦合分析*
10016）引言翼面的静气动弹性是飞行器设计必须考虑的问题，它涉及到气动力与结构弹性变形之间的耦合。随着飞行器速度越来越快，气动加热引起翼面结构温度升高［1-3］，导致翼面结构刚度发生变化［4-5］，并由此提出了热静气动弹性的问题，热静气动弹性的研究对高超声速飞行器的设计至关重要。最早的高超声速翼面热静气动弹性分析方法假设翼面结构具有均匀的温度场分布，分析不同温度下的翼面热刚度，并在此热刚度下进行翼面的静气动弹性分析。随着气动热分析技术研究的深入，一些学者
振动、测试与诊断 2022年5期2022-11-04
- 襟缝翼耐久性试验电液伺服协同加载技术研究
增升装置，为活动翼面结构，在飞机起飞、降落和飞行过程中起着重要作用[1-3]。这些活动翼面随着飞机飞行姿态的变化，绕各自滑轨运动一定角度，在运动过程中，翼面受到持续气动载荷作用，受力极其复杂。襟缝翼翼面及其操纵机构设计复杂，其耐久性关系飞机使用安全。飞机结构耐久性试验是测定飞机在规定使用和维修条件下的使用寿命，预测和验证结构薄弱环节和危险部位，确定结构检修维护周期，并为制定检修大纲提供依据而进行的试验项目[4-5]。目前，襟缝翼结构静力/疲劳试验大多以固定
机床与液压 2022年2期2022-09-22
- 二维弹道修正引信冲压成形导转翼面设计方法
引信头部安装两对翼面来进行修正控制：一对升力翼面进行弹道修正，一对导转翼面对引信头部进行滚转控制。滚转控制主动力矩有电磁力矩和气动力矩，典型代表分别为美国的PGK[2]，英国BAE的银弹引信[3]和以色列的Top GUN等。可动翼二维弹道修正引信通过减旋机构实现修正组件相对弹丸整体减旋，通过导转翼面产生气动导转力矩进行滚转姿态稳定控制，而减旋机构与制式弹丸间的摩擦力矩会对修正组件滚转稳定控制产生干扰。现有导转翼面大多是菱形翼面，为适应摩擦力矩的干扰，一般通
探测与控制学报 2022年4期2022-08-30
- 无缝襟翼吹气控制机理和地面效应分析
面效应均引起了上翼面的吸力损失[17]，而翼型整体升力的升降与迎角有关;而在Re=6×106时的数值模拟[18]表明根据迎角不同，升力随距地高度的变化分为3种情况:小到中等迎角时，当距地高度降低，气流在翼型下表面与地面的收敛通道中受阻，导致翼型上下表面压力增加;大迎角时，距地高度减小，沿弦向的逆压梯度增大，分离流区域增大;负迎角时，气流由于Venturi效应在翼型下表面与地面之间的收缩-扩张通道中加速，导致翼型下表面产生较大吸力。对于带襟翼的NACA441
气体物理 2022年4期2022-08-11
- 空间复杂运动增升结构随动加载技术
飞机结构中的可动翼面(如襟翼、缝翼、方向舵、升降舵、扰流板、副翼等)能否正常工作直接决定了飞行器的飞行安全和任务执行能力。根据文献[1-3]的统计数据，由襟、缝翼机构等典型运动机构导致的故障占总计责任事故的53%。因此，可动翼面在飞机起飞、降落和飞行过程中起着重要的作用，一直受到飞机设计、制造和试验的高度重视。可动翼面随动加载是检验和测试翼面收放失效模式、安全性和可靠性最为有效的方法，是飞机定型前需要进行的一项重要的地面验证试验。进行飞机活动翼面功能试验在
航空学报 2022年6期2022-08-01
- 大展弦比飞机的中外翼失速优化流动控制研究
大，缝道、弯度、翼面间的干扰以及气流展向流动的耦合使得流动相当复杂，往往很多飞机在生产试飞后需要对着陆构型的失速特性进行优化，比如MD82飞机[1-2]，在缝翼前缘安装涡流发生架，来改善飞机翼面的分离，增大飞机的可用升力系数。失速特性优化的方法包括被动和主动控制。被动控制方式有: 改变襟缝翼偏度，优化缝道参数[3]；修改头部形状，匹配低速翼型；布置涡流发生器(Vertex Generator, VG)，补充附面层的能量等。主动控制需要从外界输入能量，比如射
复旦学报（自然科学版） 2022年1期2022-06-16
- 快速部署无人机充气机翼设计与分析
Re时对应的上下翼面蒙皮上的特征线，Q点为上翼面翼根处的特征点，CD为上下翼面蒙皮上连接机翼前缘中点和后缘中点所构成的特征线。下翼面受均布气动载荷q，M为距离X轴的长度为y时，单元体受到绕X轴方向的弯矩为在纯弯曲情况下，得σ22为[21]其中：E为蒙皮材料的弹性模量；z为上下翼面蒙皮薄膜单元距离中性层的距离；Ix为充气机翼蒙皮截面外轮廓及筋条截面的惯性矩。该充气机翼蒙皮截面为不规则形状，该惯性矩计算公式如下[22]：将式(10)和(12)代入式(11)，可
中南大学学报（自然科学版） 2022年4期2022-05-12
- U 型梁端头翼面折弯整形设备的设计及应用
对于U 型梁端头翼面折弯整形的加工，现有设备大多是依靠人工进行手动调整，生产效率较低。针对此现象，我司研制了自动化程度较高的端头翼面折弯整形设备。该设备可通过调整相应的模具位置，实现不同截面宽度U 型梁的端头翼面整形工作，从而解决传统设备不足的问题。1 设备简述U 型梁端头翼面折弯整形设备是我司在商用车车架纵梁生产领域新研发的一种全新设备，可实现U 型梁端头翼面自动折弯整形的功能，具有结构简单、操作方便的特性。设备主要由固定底座、升降床身、水平移动底板、整
锻压装备与制造技术 2022年2期2022-05-11
- 上翼面扰流板偏转对冲压翼伞气动性能的影响
量转移[5]，上翼面扰流装置[6]等。本文针对上翼面扰流这一新颖的冲压翼伞操纵方式进行研究。目前国外冲压翼伞上翼面扰流装置主要有2种形式，本文分别称这2种扰流装置为扰流缝[7]和扰流板[8]，两者结构和驱动方式虽有差异，但均通过控制翼伞气室内部的气体从翼伞上翼面流出来实现翼伞操纵。文献[2]通过二维流场数值模拟研究了扰流缝的弦向位置对翼伞气动性能的影响并与风洞试验结果进行了对比；文献[9]通过二维流场仿真研究了扰流缝的开缝方向和弦向位置对翼伞气动性能的影响
科技创新与应用 2022年12期2022-05-08
- 上翼面扰流板偏转对冲压翼伞流场结构的影响
710089）上翼面扰流装置是一类新型的冲压翼伞纵向和横向操纵装置，目前国外冲压翼伞上翼面扰流装置主要有两种形式。第一种是在翼伞部分气室的上翼面伞衣上沿展向开缝，通过操纵绳下拉缝前面的伞衣使开缝处产生气流出口，气室内气流冲出对上翼面形成扰动[1]；第二种扰流装置通过形状记忆合金来改变翼伞上翼面气流出口处的织物补丁的弯曲程度，从而实现翼伞上翼面气流出口的开闭[2]。两种扰流装置均通过控制气室内部的气体从上翼面流出来实现翼伞操纵但结构又有所差异，为区分上述两种
科技创新与应用 2022年10期2022-04-29
- 超大尺寸共形吸波体雷达散射截面分析与验证
更为严格的要求，翼面边缘是整机电磁散射尖峰的来源之一，传统的吸波涂层由于吸波效果有限，无法满足整机对散射波峰的控制要求。共形吸波体在翼面边缘的应用既能保证飞行器原有的气动特性，又能进一步降低飞行器的前向和后向雷达散射截面（Radar Cross Section，简称RCS），共形吸波体的设计和制备是近些年研究的热点。目前国内外对共形吸波体的研究主要集中在微波和太赫兹频段，共形吸波体多由具有周期结构的电磁超材料组成，超材料采用柔性基底后具有一定的弯曲共形能力
航空工程进展 2022年2期2022-04-24
- 基于拔销器锁定的飞行器气动控制面解锁控制方法
不同可以是舵面或翼面，用于提供气动控制力及控制力矩。根据工作时序的设计，飞行器飞行过程中的某些时段内，这些气动控制面需要保持固定转角，其余时段则需要进行转角的动态控制。因此，在舵面或翼面保持固定转角的飞行时段，需要设计专门的锁定机构实现对气动控制面的锁定，并根据需要在特定的时间点进行解锁，随后即可对舵面或翼面转角实施控制[1-3]。可靠的锁定与解锁技术是保证飞行控制品质的前提，尤其是随着变形飞行器等新概念飞行控制技术的发展，使得飞行器舵面或翼面的锁定与解锁
兵器装备工程学报 2021年12期2022-01-11
- 二维弹道修正引信转角控制翼面角度测量方法
通过控制外弹道中翼面的转动角度从而改变弹丸的飞行姿态，进而通过变化的气动力为弹丸提供持续的修正力，最终实现弹道修正功能，故二维弹道修正引信翼面转角的准确控制对实现弹道修正具有重要意义。二维弹道修正引信通常采用鸭舵修正方案[2-3]，在炮射环境下，如155 mm榴弹平台，弹丸出炮口转速约为300 r/s，固定翼相对弹丸反转，转速更高，从而导致转角控制时翼面角度测量难度大，不易观察，并且进行炮射实验需要消耗弹药且须在满足相应射程的靶场进行，成本较高。目前，国内
探测与控制学报 2021年4期2021-09-09
- 应用协同射流原理的旋翼翼型增升减阻试验研究
部如图4所示。上翼面单独加工，使用沉头螺钉与梁固连；通过在梁上加装特定厚度的垫片，控制上翼面下沉量（上翼面下沉量定义为：以原始翼型上翼面位置为基准，CFJ翼型上翼面向下翼面移动的距离）；通过调节吹/吸气口与肋连接处的沉头螺钉，控制吹/吸气口大小。图2 OA 312翼型模型Fig.2 OA 312 airfoil model图3 CFJ312翼型模型Fig.3 CFJ312 airfoil model图4 CFJ312翼型模型内部Fig.4 Interior
航空工程进展 2021年4期2021-08-30
- 基于摆臂式随动加载技术的活动翼面功能试验及应用
飞机结构中的活动翼面，如襟翼、缝翼、升降舵、方向舵、副翼、扰流板等，在操纵运动过程中是否卡滞或干扰，直接影响到飞机的操纵性能和飞行安全。因此，在飞机起飞、降落和飞行过程中起着重要的作用。一直受到飞机设计、制造和试验的高度重视[1-2]。在飞机实际飞行过程中，活动翼面的受力和运动有着共同的特点，就是活动翼面随着飞机飞行姿态的变化绕其转轴偏转一定角度，在偏转过程中，受到的气动载荷大小和方向不断变化。为了模拟活动翼面偏转过程中的真实受载，活动翼面功能试验要求既要
科学技术与工程 2021年17期2021-07-19
- 随积冰历程的机翼蒙皮载荷实验研究
冷大水滴不断撞击翼面并形成积冰,破坏翼面外形光滑度,使载荷分布发生变化,影响工作性能甚至飞行安全[1]。因此,防除冰问题一直是航空及风力机领域的重要研究内容[2]。在结冰程度较弱的情况下,若不及时处理积冰,任其增长,可能会在某时造成突发性灾难;若持续除冰,则势必消耗大量能源。为评价翼面状态并将潜在威胁告知驾驶员或控制中枢、在积冰达到危险阈值前进行除冰,从而在确保安全的前提下尽可能降低能耗,就需要及时感知翼面外界环境和积冰状态。刘胜先等[3]利用模态分析系统
实验流体力学 2021年3期2021-07-15
- 基于非线性接触刚度的铰接/锁紧结构动力学建模方法
元，建立了可折叠翼面局部铰接锁紧结构连接刚度求解方法，并开展翼面整体静力/振动特性的理论研究和试验验证。首先，构建了考虑可折叠翼面柔性变形和配合间隙影响的位移矢量方程；然后，对折叠翼面局部铰接结构进行静力学分析，并基于粒子群优化方法对位移矢量方程中的转动矩阵和平移矢量进行求解，获得不同载荷下铰接锁紧结构的非线性刚度；最后，将局部结构刚度值带入整体翼面结构的板-弹簧模型中，并开展静力学分析和模态分析，研究表明理论预示结果与试验结果具有较好的一致性，验证了刚度
强度与环境 2021年6期2021-03-30
- 同步加载技术在襟缝翼疲劳试验中的应用研究
加载方法[2]。翼面随动加载系统由加载框架和运动机构组成，加载框架及运动机构即为悬挂框架和翼面驱动系统，将载荷的幅值控制与加载方向控制分开考虑，由悬挂框架和翼面驱动系统来控制载荷加载方向，而载荷幅值控制交给已有的试验加载协调控制系统解决，即由两套不同的控制系统通过信息交互同步控制，对应加载机构来完成活动翼面的载荷加载[3]。图1 襟缝翼轨迹收放1 加载控制系统组成1.1 协调加载控制系统协调加载控制系统是能够进行闭环控制、保证试验加载的协调性、具有报警
工程与试验 2020年1期2020-06-18
- 基于卡滞响应的翼面偏转自动切换技术
路在全机工况活动翼面操纵功能检查试验中，当全机加载到限制载荷时，需要在规定时间内一次性获取活动翼面的最大正负偏角。如果活动翼面偏转出现卡滞，需要控制活动翼面自动反向偏转。常规的控制技术难以满足试验需求。因此，提出了基于卡滞响应的翼面偏转自动切换技术，通过多参数操纵力内外限设置方法，实现在操纵系统卡滞时，活动翼面自动反向偏转，确保一次性获取活动翼面最大正负偏角。2 技术方案通常当操纵系统卡滞时，驾驶舱内操纵驾驶杆、驾驶盘和脚蹬的操纵力就会骤然增大，试验中可以
工程与试验 2020年1期2020-06-18
- 155 mm固定翼双旋弹二维弹道修正引信的翼面转速特性及修正能力研究
以分为整体减旋和翼面减旋两大类，在气动执行机构方面可以分为可动舵片修正CCF和固定翼修正精确制导组件(PGK)。本文在155 mm口径榴弹平台上对固定翼二维CCF两部分转速特性进行分析，在155 mm榴弹平台上建立双旋运动外弹道模型[11]，通过计算流体力学(CFD)软件数值模拟获取翼面部分气动力参数[12]。根据弹丸滚转动力学方程，分别从影响弹丸转速的转动惯量、摩擦力矩、滚转阻尼力矩以及翼面导转力矩几方面对固定翼二维CCF转速、落点、横向偏差、攻角等弹道
兵工学报 2019年8期2019-09-11
- 二维弹道修正组件滚转角测量误差补偿方法
维弹道修正组件的翼面实时滚转角的准确测量，是二维弹道修正系统的关键技术之一。目前翼面滚转角的测量存在太阳方位角测量法、陀螺测量法、加速度计法和磁探测法[2]等方法。太阳方位角传感器的两个光敏器件分别安装在弹上光缝之内，当弹丸进行滚转运动时，太阳光会透过光缝照射到光敏器件上产生脉冲信号，通过两个光敏器件在同一周期内输出脉冲信号的时间差与一个光敏器件连续输出脉冲信号的时间差之比来计算弹丸滚转角度；但该方法必须在白天光照充足的情况下使用，具有较大的应用局限性[3
探测与控制学报 2019年4期2019-09-06
- 翼面热环境的并行迭代耦合方法及热模态分析*
。高超声速飞行器翼面在热环境下其刚度会发生变化，进而导致结构模态发生改变。若能准确计算翼面热环境，并且分析热环境下翼面的热刚度，将会对高超声速翼面热结构设计产生重要意义。飞行器高速飞行过程中，气动热会造成翼面结构温度急剧升高，而翼面结构温度升高后，边界层内气体与壁面之间的温度梯度将减小，导致壁面热流密度降低，即气动加热与结构传热之间存在强烈的耦合效应。早期传统的翼面热环境分析方法未考虑壁面温度对热流密度的影响[4]，直接将分析获得的热流密度作为边界条件进行
振动、测试与诊断 2019年4期2019-08-28
- 复合材料面板全高度蜂窝翼面结构分析
板全高度蜂窝夹层翼面结构，基于MSC.Patran/Nastran 创建了翼面有限元模型，对均布载荷作用下的结构进行了仿真分析。结果表明：翼面结构最大位移2.79 mm，曲屈载荷33.7 kN。工程方法计算得到翼面结构曲屈应变1 308.6 με。静强度试验中实测翼面最大位移2.81 mm。理论与试验相结合的方式分析夹层翼面结构，最大位移值偏差约0.7%，证明了仿真分析模型的合理性，为该类型结构的工程应用提供了一定的参考。0 引言夹芯结构具有比强度和比刚度
宇航材料工艺 2019年1期2019-03-01
- 转接摆杆驱动的小型旋转折叠翼动力学仿真*
旋转折叠翼主要由翼面、摆动导杆和作动筒组成,翼面应在0.5 s的时间内旋转90°后展开到位。翼面可绕点o旋转,初始点A处与摆动导杆铰链连接;作动筒的气缸端固定,推杆端与摆动导杆另一端在C点铰链连接,作动筒内部放置火药;火药触发后形成的高压气体可推动作动筒推杆和摆动导杆前移,推动翼面旋转;翼面旋转90°后,A点移动至B点,翼面展开到位。其中,作动筒推杆轴线与AB连线平行。以o点为原点,建立得坐标系见图1。该小型旋转折叠翼方案的主要设计参数如下:F为高压气体产
弹箭与制导学报 2018年1期2018-11-13
- 全复合材料翼面振动主动控制技术研究
为了解决复合材料翼面结构可能出现的振动问题，文中进行了全复合材料翼面振动主动控制技术研究。振动主动控制是根据传感器检测到的结构振动，应用一定的控制策略，经过实时计算，驱动作动器对结构或系统施加一定的力或力矩，以控制结构或系统的振动。美国已经将振动主动控制技术应用在了一些柔性空间结构和直升机机身上，B-1B、F-15、F-16和F-18飞机上已经使用了振动主动控制技术[5-6]。为了应对飞机复合材料结构出现的某些振动问题，文中将使用 MFC（Macro Fi
装备环境工程 2018年9期2018-10-12
- 活动翼面与定翼面的阶差测量方法分析
总装过程中，活动翼面与定翼面对接后，需要检查其相对位置的正确性，判断其是否符合产品图样和技术条件的要求。活动翼面与定翼面间相对位置的准确度检查称为活动面相对定翼面的吻合性检查，其中一个重要的参数是活动面相对于定翼面的阶差，这个阶差是评价活动翼面安装正确性和整个翼面的气动性能的重要指标[2]。阶差不满足要求会提升飞机的阻力，降低飞机的性能，增加燃油消耗。工程部门需要准确的阶差用以评估飞机的飞行性能，制造单位据此来改进制造工艺，因此在飞机装配现场准确的测量活动
大连大学学报 2018年3期2018-08-23
- 固定翼二维弹道修正引信升力翼面位置的影响
引信包括一对升力翼面和一对导转翼面，翼面之间近距离安装且存在安装角。升力翼面使修正弹产生稳定飞行的平衡攻角，从而产生弹道修正所需的升力；导转翼面可以对引信转速和滚转位置进行控制，改变升力翼面升力的方向。修正弹的总升力并不是单独翼面和单独弹体的升力之和，还应该加上它们之间的气动干扰。气动干扰不仅存在翼面与弹体之间，还存在翼面与翼面之间。文献[1-4]通过风洞试验及建模计算，研究了翼面在不同气动外形、不同工况和不同安装位置下，固定翼对全弹的气动特性影响。文献[
探测与控制学报 2018年3期2018-07-09
- 客车车架开裂原因分析
1所示。裂纹由下翼面（下翼面与车架加强肋板斜尖角焊接部位）经腹板延伸至上翼面。经测量，开裂部位车架下翼面钢板厚度约为5.09mm，并且车架下翼面开裂部位存在直径约为8mm的圆孔；检查车辆左侧纵梁（与右侧纵梁开裂部位相同位置）如图2所示，未见下翼面存在开孔现象，未见相同位置存在车架开裂现象。检查发现车辆车架开裂部位腹板外侧（腹板靠近上翼面部位）存在补焊钢板现象，裂纹沿焊缝的热影响区域扩展。对开裂的车架进行取样、制样，并进行化学成分检测，材料拉伸性能检测以及断
时代汽车 2018年12期2018-06-18
- 极小展弦比弹翼气动特性数值研究*
.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。极小展弦比;数值模拟;导弹外形;气动特性0 引言翼面作为飞行器的主要升力面,对飞行器的性能和飞行品质有着重要影响。翼面的展弦比是影响其气动特性的重要参数,战术导弹一般采
弹箭与制导学报 2017年2期2017-11-09
- 基于频谱细化的干扰磁场自主标定方法
引信滚转角测量中翼面干扰磁场影响测量精度问题，提出了基于频谱细化的干扰磁场自主标定方法。该方法通过频谱细化以及相关特征值计算得到磁传感器信号中干扰磁场信号的幅值、相位信息，再根据翼面与弹丸之间的相对转速测量结果，重构翼面干扰磁场信号，然后将磁传感器的输出信号中减去该重构信号，比较精确地得到地磁场在磁传感器中的分量，实现了干扰磁场的标定。仿真结果表明，该方法能够较好地消除翼面干扰磁场对地磁信号的影响，从而提高引信滚转角解算精度,使其满足二维弹道修正引信滚转角
探测与控制学报 2017年3期2017-07-12
- 固定翼二维弹道修正引信的弹簧翼改进方法
射程损失量对升力翼面倾角需求相矛盾问题，提出了固定翼二维弹道修正引信的弹簧翼改进方法。该方法继承了固定翼二维弹道修正引信的设计理念，而仅将固定翼换为弹簧翼，利用迎面气流的变化使升力翼面倾角自适应调整，在出炮口时倾角最小，而在修正段倾角最大。仿真结果表明，与固定翼修正方法相比，在修正能力相同的情况下，弹簧翼修正方法可以减小射程损失量；在射程损失量相同的情况下，弹簧翼修正方法可获得大的修正能力。二维弹道修正引信；固定翼；修正能力；射程损失量0 引言二维弹道修正
探测与控制学报 2017年2期2017-05-25
- 低雷诺数下柔性翼型气动性能分析1)
明：在大攻角下，翼面变形影响着翼型表面的非定常流场，起到延缓失速和提高升力的作用；失速后柔性翼的升力系数下降得较为缓慢，且柔性越大，升力系数下降得越平缓；适当减小弹性模量能够提高翼型的气动性能，然而弹性模量过小反而不利于翼型气动性能的提升，并且翼面会产生大幅度的振动.流固耦合，柔性翼型，气动性能，变形翼型或叶型作为机翼及叶片的基础，对飞行器的气动性能起着重要的影响.当攻角大于临界攻角时，翼面气流将发生大面积分离，升力急剧下降进入失速状态，严重危及飞行器的安
力学与实践 2017年2期2017-05-03
- 大型客机两段翼型着陆滑跑气动性能数值研究
翼型的铰链襟翼上翼面有一对脱体涡，会随着升力/阻力系数的周期性变化而扩张、收缩、消亡和再生，并随着来流向下游移动。着陆滑跑；前缘下垂；铰链襟翼；上偏扰流板；数值模拟0 引言大型客机着陆过程中，一旦飞机安全落地，会立即使扰流板大角度上偏，以达到增大阻力和减小升力的效果[1-2]。扰流板大角度上偏不但增加了气动阻力，也使整个机翼由正升力变为负升力，进而增加了机轮的地面摩擦阻力。气动阻力和地面摩擦阻力的共同作用，再加上发动机反推力装置的配合，使得着陆滑跑距离显著
民用飞机设计与研究 2016年3期2016-12-12
- 飞行器折叠翼机构展开性能的优化及实验
图1所示，主要由翼面、支架、导向杆和弹簧等组成。翼面与导向杆通过螺纹连接，导向杆在弹簧力的作用下在支架滑槽内滑动，滑动轨迹包括旋转运动和直线运动。图1 折叠翼机构原理图折叠翼机构展开过程如图2所示，展开过程共分为4个阶段，其中在阶段二又可以分为如图3所示的几个阶段，实际运动时阶段2.2和阶段2.3可能会有几次往复过程，直到旋转速度为零时第二阶段结束。图2 展开过程示意图图3 第二阶段运动过程示意图阶段1，从折叠翼释放到导向杆中心运动到端面边缘的过程，所用时
光学精密工程 2016年9期2016-11-10
- 燃气作动筒驱动的弹翼旋转展开过程动力学分析计算
序。燃气作动筒；翼面；计算方法燃气作动筒推动的弹翼折叠装置展开过程中，由于系统中多个物理过程交织，多种载荷共同作用，解析计算有很大难度，常要通过大量试验来获取需要的数据。为降低成本，提高工作效率，并为相关设计提供具体的参考依据，在对系统进行详尽分析的基础上，建立了相关的计算模型，进而综合利用并改造了内弹道方程、火药燃速计算公式、火药气小孔射流计算公式、气体状态方程及动力学方程，推导出了装置展开过程的解析计算方程组，并推出了相应的数值计算方法。在此基础上用V
装备制造技术 2016年8期2016-10-20
- 发明专利展示平台
风洞实测，机翼上翼面的前部分含有正压力区，没有在该部分提供全部负压力区，因而存在上升力与下降力互相抵消的情况。机翼在上翼面部分，利用上下翼面间的流速差，产生压力差，产生向上升力，上升力的部分主要集中在上翼面的最高点至翼面后缘之间。这样的机翼翼面结构使下翼面没有升力产生，效能降低。本发明目的在于提供一种能够提高机翼效能的飞机全升力机翼，以解决上述问题，该飞机全升力机翼，包括上翼面和下翼面，上翼面和下翼面均由从前缘至后缘下降的曲面构成。上翼面的主翼面为下降曲面
创新时代 2016年1期2016-05-30
- 后退式微型后缘装置对翼型气动特性影响的实验研究
流动结构，导致上翼面吸力和下翼面的压力升高，使翼型升力增加，但压差阻力也增加。同时发现后退式 Mini-TED翼型使前驻点位置后移，加快了上翼面的流动速度，后缘分离受到抑制。后退式Mini-TED;翼型气动特性;低雷诺数;表面压力分布;PIV测量0 引 言微型后缘装置(Mini-TED)是一种后缘流动控制装置，其几何形态和安装参数的变化能够有效地改变翼型表面的压力分布，增大翼型的升力和升阻比。由于安装使用简易，增升效果明显，因而受到研究人员的关注。Mini
实验流体力学 2015年5期2015-06-21
- 高超声速飞行器翼面气动加热、辐射换热与瞬态热传导的耦合分析
条件，实现了三维翼面的气动加热、辐射换热与结构热传导的耦合求解。1 翼面气动加热热流运用牛顿公式，气动加热热流为式中：αh为焓值热交换系数，hr为恢复焓值，hw为飞行器壁面焓值。将飞行器升力面分为前缘与非前缘两部分分别进行气动加热热流计算。1.1 飞行器翼面驻点热流采用Kemp－Riddell公式计算翼面前缘驻点热流：式中：vc＝7 900m／s，ρsl＝1.225kg／m3为大气海平面密度，RN为驻点曲率半径，ρ∞、v∞分别为无穷远来流密度及速度，h0为
弹道学报 2014年2期2014-12-26
- 80年前的翼装大师
辐条根本无法支起翼面，使其形成下落时控制飞行方向的有效气动面。而从“演员蝙蝠侠”到“飞行蝙蝠侠”的转变，则源于一次小小的“意外”。因新设计的蝙蝠衣翼面结构更加坚固，科勒姆·索恩在一次表演结束后从空中跳下，下降过程中，双臂后方的翼面产生一定气动作用，下落航向并没有按照预先设计的轨迹，而是偏航数千米，最终降落在表演区外。这使索恩意识到，人类的确可以通过穿着带有翼面的服装飞行，只是在设计、制作上不能单纯、机械地模仿鸟类翅膀。科勒姆·索恩曾回忆道，“经过几年的专业
航空知识 2014年10期2014-11-18
- 低雷诺数下Mini-TED对翼型流动分离特性的影响PIV实验研究
ini-TED对翼面流动分离特性造成的影响，本实验以弦长为特征量的雷诺数为Re≈1.3×105。实验结果显示，Mini-TED对上翼面的流动分离有明显的抑制作用，尤其在较大迎角时更为有效，并且上翼面流速均高于对应迎角时原型翼型的翼面速度；下翼面流动在Mini-TED前方形成局部的低速区，造成静压升高，同时Mini-TED上方观察到对涡结构，形成低压区，二者共同作用的结果将导致后缘产生附加升力，增加翼型的低头力矩。上下翼面间的速度差比原型翼型有所增加，使翼型
实验流体力学 2014年6期2014-07-10
- 高超声速飞行器翼面前缘半主动金属热防护系统设计与分析
时，其表面尤其是翼面前缘将会受到强烈的气动加热作用。当飞行器速度达到Ma=5 时，其头部驻点区的温度可达到1000 ℃以上，且温度随着马赫数的继续增加而升高，并与(Ma)2成正比；机翼和控制面前缘温度可达到近900 ℃，而迎风面也可达到600～800 ℃。在如此高的温度下，传统的铝镁合金等轻金属结 构材料可能会软化乃至熔化，从而导致高超声速飞行器的飞行失败。因此，开展高超声速飞行器的热防护研究非常必要。1 典型的热防护技术通用的飞行器热防护系统方案有被动式
航天器环境工程 2013年1期2013-12-21
- 知识驱动飞机翼面结构快速设计
设计，是实现飞机翼面结构建模和快速设计的最佳手段［1］.目前，飞机翼面结构的布局和实体模型的生成通常由设计人员手动交互实现，设计质量和结果严重依赖设计人员的技术水平和经验，设计过程中缺乏有效的数字化手段对设计知识和经验进行积累，同时相关的规范无法得到有效的贯彻，这种方式很难满足企业对建模过程快速化的要求.本文提出了模板参数化的方法，将设计过程中的设计方法和定义规则等知识封装为模板，开发了知识驱动的飞机翼面结构的快速设计系统，以翼面的外形和结构尺寸参数作为输
北京航空航天大学学报 2013年6期2013-12-19
- 鸭式与正常式导弹滚转特性数值研究 *
布局导弹的舵面和翼面外形完全相同;舵面与翼面面积比为1∶4，舵面为梯形平面，剖面形状为菱形，翼面为梯形平面，前缘后掠角为45°，后缘后掠角为30°，剖面形状为六边形，舵面和翼面展长相同，这两种布局形式导弹的两组翼面在弹体纵向的安装位置也相同。整个计算区域为纵向为33倍导弹全长，展向为导弹100全展长，采用六面体网格对流场区域进行划分。边界类型:外域边界采用压力远场边界，壁面边界采用无滑移绝热固壁边界。图1 不同气动布局外形图1.2 数值计算方法控制方程为三
弹箭与制导学报 2013年4期2013-12-10
- 民用飞机高升力系统翼面倾斜探测方案分析
翼系统要分别保持翼面的一致性。如果翼面不一致，将造成实际与预期的气动特性不一致，在飞机起降阶段降低高升力系统的升阻作用。翼面不一致主要由作动机构的故障引起，如作动器内齿轮啮合的脱开、驱动齿轮齿条的脱开等。因此，有必要引入襟缝翼倾斜探测系统，通过检测翼面的倾斜来检测作动机构的故障并锁止系统以防止更严重的故障发生，并提供告警。1 倾斜探测方案倾斜探测系统包括襟/缝翼计算机、倾斜传感器、运动机构等。襟缝翼计算机通常有两个，用来进行逻辑运算、发送指令和接收信号。倾
机械设计与制造工程 2013年7期2013-08-16
- 基于动网格法的翼型启动过程数值模拟
动时，前缘附近下翼面的流体质点绕过前缘流至上翼面，后缘附近下翼面的流体质点则绕过后缘流至上翼面，形成2个较为明显的环流，且这2个环流都附着在翼型表面，并未在脱离壁面的流场中形成明显的涡核。图2 b）是t=1 s翼型绕流场结构图。此时，翼型速度1 m/s。从中可见随着翼型的前进，原来附着在后缘的环流逐渐脱离开尾缘，在翼型后方形成一个涡核，但前缘的环流仍附着在翼型表面上。图2 c）是t=3 s翼型绕流结构图。此时，翼型速度3 m/s，且自此开始维持此速度做匀速
海军航空大学学报 2013年4期2013-03-24
- 高速巡航导弹翼面结构热-振联合试验研究
91高速巡航导弹翼面结构热-振联合试验研究吴大方*， 赵寿根， 潘兵， 王岳武， 牟朦， 吴爽北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100191由于高速巡航导弹飞行速度快、滞空时间长，在气动加热引起弹翼、整流罩和弹体等部件外表面温度升高的同时，还会伴随长时间的剧烈振动。气动加热产生的热环境会使材料和结构的弹性模量、刚度等力学性能发生明显变化，复杂的机动飞行过程又会使结构中出现较大的温度梯度，引起热应力场的改变，进而对导弹结构的固有振动特性带来严重的
航空学报 2012年9期2012-11-16
- 尾缘合成射流影响翼型非定常气动特性的数值研究
转板和对应的上下翼面制作成电极板，这样根据各极板带电的不同来驱动转板的上下运动。在实际使用时，为降低吸气负载，可在翼面上开出两到三条吸气缝，这些吸气缝在隔仓“喷”冲程时被关闭，而在“吸”冲程时被打开，如图中12、14所示。在实际使用过程中，也可以只有单独的一个隔仓。本文以机械传动的方式为例推导了喷流速度与转速之间的关系，在推导时作了如下假设：（1）在压气过程中，仓内气体不可压缩；（2）忽略合叶的张合对隔仓容积的影响。按图2所示几何关系，不难得出喷口的喷流速
空气动力学学报 2012年5期2012-11-08
- 飞机着陆过程中提高气动性能的一种新方法
新方法:将翼型上翼面的一段表面设计为活动部分。当飞机进入着陆阶段的较大迎角时,通过活动部分在上翼面形成一个台阶产生稳定的驻涡,再联合Gurney襟翼,达到同时提高翼型的升力、失速迎角及增加翼型阻力的目的。在NACA2415翼型上对上述方法进行了验证。结果表明,翼型最大升力系数从原始翼型的1.548 232提高到2.160 687, 最大升力系数所对应的迎角可以从原始翼型的17°提高到20°。可见,所提出的新方法对提高飞机的着陆性能是有效的。翼型; 分离涡;
飞行力学 2012年1期2012-11-03
- 极小展弦比背鳍气动特性研究
，其中一片为测力翼面。实验使用了面积相同的两种翼面，分别称为W1和W2，其中W1翼展弦比为0.16，W2翼展弦比为0.26。试验模型如图1所示。实验时模型边界层自由转捩。1.2 风洞FL－23风洞是一座直流暂冲式亚、跨、超声速风洞，试验段横截面积为0.6m×0.6m，试验Ma数范围为0.4～4.5。跨声速试验段上下壁为斜孔开孔壁、左右壁为实壁；超声速试验段的四壁为实壁。实验模型采用尾支撑方式安装于风洞单支臂迎角机构上，模型在风洞试验段中的照片见图2。图1
实验流体力学 2012年1期2012-04-17
- 仿鸟扑翼机器人气动力建模与分析*
比，这种模式通过翼面的上下扑动同时产生升力和推力，具有效率高、尺寸小和重量轻的优点.自20世纪90年代以来，仿鸟、仿昆虫的微小扑翼飞行器逐渐成为研究的热点，并取得了一些成果［1-3］.但总体而言，对扑翼飞行的研究还处于初始阶段，这主要是由于扑翼飞行模式具有很低的雷诺数(通常小于105)，在这种状态下，气流的粘性力大，升阻比小，对周围气流的微小扰动极其敏感，因此，传统的针对固定翼飞行器的定常空气动力学理论已经不能适用［4］.针对扑翼飞行的高升力机理，Garr
华南理工大学学报（自然科学版） 2011年6期2011-08-02
- 一种简单可靠的昆虫扑翼运动图像序列自动分析方法
分复杂：真实昆虫翼面不仅具有挥拍角、迎角和偏斜角的变化还具有扭转和弯曲变形[2-3],而且昆虫身体还有其自身的运动姿态。其次,扑翼运动的某些时刻翼面图像和昆虫身体图像间会发生部分遮挡。再次,昆虫翼面本身的透明性使得翼面图像和背景十分接近。再则,每帧图像都需要同时提取多个形态学特征：左右翼面各自的翼尖、翼根点,前、后缘轮廓,身体的头部和腹部端点等。最后,经典的运动图像识别方法直接处理昆虫图像问题大都有局限：如基于背景提取的模板匹配方法[4-5]虽然可以适应遮
实验流体力学 2011年1期2011-04-15
- 格栅翼空气动力特性数值模拟研究＊
面积、弹身直径；翼面弦向压心计算以平均气动弦长中点为坐标原点，指向翼面前缘为正。图3～图5给出了计算结果，由图可知：1）小攻角时，格栅翼和平面翼的法向力基本重合。攻角超过20°后，格栅翼法向力随攻角持续增加，平面翼法向力基本不变，40°攻角时还略有减小。2）格栅翼的轴向力较大，几乎是平面翼的5～8倍。3）格栅翼弦向压心随攻角变化较小（变化量是平面翼的1／6左右），因而铰链力矩很小。上述计算结果表明格栅翼具有失速攻角大、升力特性好、铰链力矩小的优点，同时也存
弹箭与制导学报 2010年6期2010-12-07