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    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,齊默曼提出了以兩個(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)間飛行的鳥類,通常具有大展弦比的翅膀;需要良好機(jī)動(dòng)性的鳥類,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

    • 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”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

    • 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 鳥類撲翼運(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,將鳥類飛行姿態(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)程翅膀處于全展開狀態(tài)。折彎階段:鳥類翅膀下降至最低處,外段翼相對(duì)內(nèi)段翼向下彎折。上撲階段:鳥類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)程鳥類

      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,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,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)

      南昌航空大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版) 2021年1期2021-06-02

    • 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

    • 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

    • 波浪滑翔器水下牽引機(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牽引機(jī)在洋流干擾下的航行軌跡, 來(lái)進(jìn)一步分析水下牽引機(jī)抗流干擾的結(jié)構(gòu)特點(diǎn), 得到了水下牽引機(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牽引機(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; 水下牽引機(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

    • 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)板周圍流態(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,在2023年獲得包括武器在內(nèi)的完整的軍用型號(hào)證書。

      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

    • 展弦比機(jī)翼的非線性氣動(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性向考慮幾何非線性方向發(fā)展。為了滿足多個(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

      鹽城工學(xué)院學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版) 2019年2期2019-06-21

    • 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

    • 展弦比機(jī)翼幾何非線性顫振風(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

      重慶理工大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)) 2018年11期2018-12-17

    • 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,因而需研究專用的低雷諾數(shù)翼型,以滿足氣動(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

      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類翼形的兩個(gè)經(jīng)典變量[1],前者反映了鳥類翼承載的總重,后者反映了翼的形狀[2].Hertel & Ballance(1999)對(duì)約翰斯頓島9種海鳥的研究發(fā)現(xiàn),長(zhǎng)距離覓食的種類具有較狹長(zhǎng)的翼和更高的展弦比[2].Brewer & Hertel等(2007)對(duì)鵜形目鳥類開展了翼形態(tài)和飛行行為的相關(guān)研究,結(jié)果表明,翼載荷高的種類飛行速度更快,高展弦比的種類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

      首都師范大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版) 2018年3期2018-07-28

    • 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?。划?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

      中南大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版) 2018年12期2018-03-04

    • 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

    • 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,該類機(jī)翼在飛行過(guò)程中表現(xiàn)出顯著的幾何非線性和氣動(dòng)非線性,進(jìn)而導(dǎo)致機(jī)翼的氣動(dòng)彈性非線性.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,并開展了CFD數(shù)值仿真。結(jié)果表明,與Sanger類常規(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

    • 展弦比軸對(duì)稱氣動(dòng)布局應(yīng)用研究
      0081)?大展弦比軸對(duì)稱氣動(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

    • 展弦比飛翼標(biāo)??v航向氣動(dòng)特性低速實(shí)驗(yàn)研究
      00074)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)專欄?!瓣P(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

    • 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

    • 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°開始出現(xiàn)非線性升力,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

    • 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]。由于幾何非線性效應(yīng),一般不會(huì)像線性機(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

    • 展弦比機(jī)翼非線性顫振剪裁設(shè)計(jì)新方法*
      10016)大展弦比機(jī)翼非線性顫振剪裁設(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

    • 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)稱作dorsal,中文翻譯為魚的背鰭,它非常形象地刻畫出這類細(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,通常稱為背鰭(類似于魚類的鰭)或者邊條。新一代空空導(dǎo)彈或者艦空導(dǎo)彈,為滿足其攻擊機(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

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