尾翼
- 無人機(jī)折疊尾翼展開與鎖定技術(shù)研究
對無人機(jī)的機(jī)翼和尾翼進(jìn)行折疊。傳統(tǒng)的尾翼折疊機(jī)構(gòu)通常采用在轉(zhuǎn)軸處安裝的扭簧作為展開動力來源，采用適配器限位的方式，存在結(jié)構(gòu)體積大、展開動力弱、翼面氣動阻力過大等缺點，同時適配器與彈射筒存在摩擦力，影響無人機(jī)的的整體彈射性能，結(jié)構(gòu)更加緊湊的無適配器折疊尾翼高過載展開鎖定機(jī)構(gòu)成為彈射無人機(jī)的機(jī)翼、尾翼折疊機(jī)構(gòu)發(fā)展趨勢[1]。本文將依據(jù)實際工程設(shè)計經(jīng)驗，從理論分析、展開鎖定機(jī)構(gòu)一體化設(shè)計、動力學(xué)仿真等方面著手，建立一種彈射無人機(jī)折疊尾翼展開與鎖定設(shè)計方法，為無人
科學(xué)技術(shù)創(chuàng)新 2023年19期2023-07-28
- 炮口制退器側(cè)孔排布對尾翼彈尾翼的影響研究
些火炮，其在發(fā)射尾翼彈時，其尾翼在經(jīng)過炮口制退器內(nèi)部時會受到炮口制退器腔室內(nèi)復(fù)雜流場的影響，這些影響可能會使得尾翼結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞，增大炮口擾動，從而影響了尾翼彈的飛行穩(wěn)定性。為了改善相關(guān)狀態(tài)，針對帶炮口制退器的某些火炮，深入研究炮口制退器側(cè)孔的排布規(guī)律，通過改變流場分布，以提升尾翼彈的飛行穩(wěn)定性。這在理論研究和工程應(yīng)用上均具有積極意義。文獻(xiàn)［3］應(yīng)用FLUENT 軟件，通過研究對帶炮口制退器的尾翼炮彈射擊時形成的膛口外部流場，進(jìn)行數(shù)值模擬，并分析在各種條件下
火力與指揮控制 2023年4期2023-06-01
- 某SUV鏤空尾翼氣動噪聲特性的研究*
發(fā)有效進(jìn)行下去。尾翼可以提高整車外觀運(yùn)動感，合理設(shè)計能夠減小氣動阻力［6-8］，且尾翼造型多變可增加汽車的獨特性。而本文SUV 鏤空式尾翼的風(fēng)洞測試結(jié)果表明其是本車最主要的噪聲源之一，本文中運(yùn)用傳聲器陣列、煙流顯示、油流顯示等技術(shù)對試驗時整車及局部的聲場聲源、流場流態(tài)進(jìn)行了可視化及分析，結(jié)合CFD 數(shù)值仿真手段對整車外流場進(jìn)行了模擬及分析，確定了鏤空尾翼發(fā)聲原理，并在此基礎(chǔ)上提出了優(yōu)化方向，同時制定了具體的優(yōu)化方案進(jìn)行數(shù)值分析和試驗驗證，兩種手段結(jié)果均表明
汽車工程 2023年5期2023-05-29
- 弧形尾翼對彈箭氣動特性影響研究
引言相比于平板尾翼而言,弧形尾翼彈箭可以人為設(shè)定展開時間,即發(fā)射前期可包裹在彈體表面,達(dá)到一定的飛行狀態(tài)后可自動展開成為有翼導(dǎo)彈,顯著減小發(fā)射裝置空間;同時弧形尾翼彈箭的升阻比也明顯增加,逐漸被人們重視起來并應(yīng)用。1983年,William D.Washington[1]對弧形翼彈箭進(jìn)行了風(fēng)洞試驗,在超聲速(1.7、2.0、3.0、4.0)和大攻角(20°)條件下,總結(jié)出了幾個非常有意義的結(jié)論。1987年,Andrew等[2]利用數(shù)值仿真方法對超聲速下卷
兵器裝備工程學(xué)報 2023年4期2023-05-04
- 尾翼直徑對超空泡射彈小角度入水彈道特性影響研究
靶道中試驗研究了尾翼式超空泡射彈以8°入水角、650 m/s左右速度入水過程，得到了入水沖擊瞬間彈體姿態(tài)對噴濺形成、彈道軌跡變化和水下壓力波傳播的影響。近年來，得益于計算機(jī)技術(shù)的進(jìn)步，射彈入水過程的數(shù)值研究取得了快速的發(fā)展。陳晨[10]考慮氣、汽、液三相流體的可壓縮性，對射彈以400 m/s垂直入水進(jìn)行數(shù)值模擬，分析了流體可壓縮性對激波、空泡演化、流場特性的影響。郝博[11]等采用數(shù)值方法研究了尾翼楔角對六尾翼槍彈的垂直入水阻力和運(yùn)動穩(wěn)定性影響。郝亮[12
兵器裝備工程學(xué)報 2022年12期2023-01-06
- 小型系留氣球尾翼構(gòu)型對氣動特性的影響
氣動系數(shù)由球身與尾翼外形決定。由于系留氣球的球身外形經(jīng)過了多年的迭代設(shè)計，已經(jīng)相對成熟，對尾翼的構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計是提高系留氣球穩(wěn)定性的主要方案。近幾年對系留氣球尾翼的研究關(guān)注了尾翼厚度與修圓情況，但沒有對其它的參數(shù)進(jìn)行分析。本文對小型系留氣球的尾翼構(gòu)型其它幾個參數(shù)進(jìn)行研究，獲取不同尾翼構(gòu)型下氣動特性的變化規(guī)律，為小型系留氣球尾翼構(gòu)型的調(diào)整提供參考。2 理論分析大型系留氣球在國內(nèi)外已有多款比較成熟的設(shè)計。但是其構(gòu)型，并不完全適用于小型系留氣球。其原因主要有以下幾
計算機(jī)仿真 2022年9期2022-10-25
- 水下尾翼對艦船阻力性能的影響研究
全面的優(yōu)化。水下尾翼作為一種新型船舶節(jié)能附體的出現(xiàn)可以追溯到1992 年，荷蘭的Van Oossanen 博士發(fā)明了名為“Hull Vane”的船舶節(jié)能尾翼。本世紀(jì)以來，該型尾翼技術(shù)已經(jīng)獲得了相當(dāng)程度的進(jìn)步，并在多個歐洲國家的游艇、集裝箱船以及軍艦等中高速船型上獲得了廣泛應(yīng)用。2014 年起，荷蘭Hull Vane公司[3-5]先后對55 m 補(bǔ)給艦“Karina”號、42 m 游艇“Alive”號以及荷蘭皇家海軍108 m“Holland”級近海巡邏艦開
船舶力學(xué) 2022年7期2022-07-25
- 尾翼對高速汽車氣動特性及制動性能的影響
［2］對汽車加裝尾翼，改變汽車尾部流場，增加尾部負(fù)升力，提高了汽車的行駛穩(wěn)定性。計時鳴等［3］設(shè)計了前后對稱隨動尾翼，通過調(diào)整尾翼迎角控制汽車升力大小和方向，達(dá)到提高車輛穩(wěn)定性和節(jié)能減排的目的。谷正氣等［4］分別對尾翼形式變化、尾翼攻角變化、翼面凹坑直徑變化進(jìn)行單獨分析，研究其對氣動升力影響。已有研究大多針對汽車加裝尾翼的影響進(jìn)行分析，或者單獨對尾翼的形狀或攻角進(jìn)行分析，很少有研究尾翼攻角、縱向水平距離和垂向高度等多尾翼參數(shù)對車輛氣動特性及制動性能的影響。
湖北汽車工業(yè)學(xué)院學(xué)報 2022年1期2022-03-31
- 協(xié)同射流在垂直尾翼流動控制中的應(yīng)用研究
）0 引 言垂直尾翼是操縱飛機(jī)航向偏轉(zhuǎn)，并保證飛機(jī)平穩(wěn)飛行的主要部件。作為飛機(jī)的操縱面，垂直尾翼必須要有較強(qiáng)的控制能力，能夠產(chǎn)生足夠的側(cè)向力即升力。為了達(dá)到這樣的性能，垂直尾翼通常會有較大的尺寸，這就要付出質(zhì)量、阻力和能耗等方面的代價，因此，如何提高飛機(jī)垂直尾翼的氣動性能和控制效果是飛機(jī)設(shè)計研究的關(guān)鍵問題之一。近年來，主動流動控制技術(shù)（Active Flow Control，簡稱AFC）因其良好的應(yīng)用前景受到越來越多的關(guān)注。該類技術(shù)通過控制局部的流動，達(dá)到
航空工程進(jìn)展 2022年1期2022-02-22
- 跨速域大后掠角近距耦合翼氣動干擾特性
到亞聲速，前翼對尾翼產(chǎn)生的氣動干擾發(fā)生變化，使尾翼的氣動特性發(fā)生變化，對飛行器的飛行穩(wěn)定性和控制特性都有很大的影響。高超聲速飛行器為了提高巡航飛行器能力，一般采用具有高升阻比的面對稱正常式氣動布局；為了減小高超聲速飛行時的阻力，彈翼和尾舵一般采用具有大后掠角的小展弦比外形[3-5]；為了獲得較大的升力和過載能力，需要通過增大翼根弦長來增大升力面積，使得前翼的根弦很長，導(dǎo)致前翼和尾舵之間的距離很小，形成具有大后掠角的近距耦合式氣動布局方案。由于大后掠角彈翼多
兵工學(xué)報 2021年7期2021-08-27
- 基于數(shù)值虛擬飛行的自旋尾翼鴨式布局彈箭動態(tài)氣動特性研究
不對稱洗流作用于尾翼上將誘導(dǎo)出反向滾轉(zhuǎn)力矩，使得舵面產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)控制力矩顯著降低，在工程應(yīng)用上通常被認(rèn)為不能有效進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制。為了探索鴨舵控制時洗流的作用規(guī)律，國內(nèi)外學(xué)者采用風(fēng)洞試驗或數(shù)值模擬的方法開展了大量的工作，提出了一系列有效的措施來改善鴨式布局的滾轉(zhuǎn)控制效率[1-3]，其中自旋尾翼是一種有效的途徑，通過將尾翼套筒用軸承連接于彈身上，使得尾翼上誘導(dǎo)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩與彈身解耦，從而達(dá)到滾轉(zhuǎn)可控的目的。國外學(xué)者早在20世紀(jì)70年代起就開展了一系列針對自旋尾翼
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2021年2期2021-06-26
- 尾翼梁腹板損傷對結(jié)構(gòu)承載能力的影響
新舟700 飛機(jī)尾翼基本上都采用了復(fù)合材料。雖然復(fù)合材料在尾翼結(jié)構(gòu)中得到了大量應(yīng)用，但其失效機(jī)理復(fù)雜，影響因素較多。相比于平板結(jié)構(gòu)，加筋類的肋結(jié)構(gòu)失效模式更加復(fù)雜。尾翼梁結(jié)構(gòu)在飛機(jī)制造和裝配，以及運(yùn)營過程中會遇到各種類型的損傷，不同的損傷會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)產(chǎn)生不同的失效模式，其剩余強(qiáng)度是否滿足結(jié)構(gòu)的極限承載能力是飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷評估必須考慮的問題。目前對于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的失效分析和損傷評估開展了很多的研究[2-4]，但是這些研究大多是針對平板結(jié)構(gòu)和典型的加筋壁板結(jié)構(gòu)，對
科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2021年15期2021-06-03
- 旋轉(zhuǎn)尾翼火箭測試平臺平衡滾速分析與彈道設(shè)計
箭測試平臺多采用尾翼進(jìn)行穩(wěn)定、低速旋轉(zhuǎn)來減小一些非對稱因素的影響，從而提高平臺的性能。尾翼的不對稱偏差是產(chǎn)生氣動滾轉(zhuǎn)力矩主要來源，因此無控式平臺尾翼的設(shè)計成為關(guān)鍵。為了使固定式直尾翼的加工、裝配等偏差產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩不影響平臺在飛行過程中箭體的旋轉(zhuǎn)，采用自由旋轉(zhuǎn)尾翼消除或降低平臺不希望有的滾轉(zhuǎn)力矩，當(dāng)尾翼受到不對稱洗流作用時，尾翼可隨之滾轉(zhuǎn)，可以有效減小反向滾轉(zhuǎn)力矩，以實現(xiàn)尾翼的滾轉(zhuǎn)力矩與箭體旋轉(zhuǎn)相隔離。這種方式近幾年來已引起人們極大的關(guān)注，滾轉(zhuǎn)尾翼的研究主
裝備環(huán)境工程 2021年3期2021-04-08
- 汽車多攻角尾翼的空氣動力特性研究
高速穩(wěn)定性。加裝尾翼是提高汽車高速穩(wěn)定性一種簡單有效的方法，但是會增大汽車的阻力。對于加裝尾翼的轎車外流場分析，國內(nèi)研究起步較晚，并且以分析簡單擾流板模型為主。國外對特殊造型的尾翼研究，大部分以競賽汽車為主[3，4]。傳統(tǒng)的汽車空氣動力學(xué)研究是建立在汽車風(fēng)洞試驗基礎(chǔ)上。在汽車造型設(shè)計過程中,為了改善汽車空氣動力學(xué)性能，需要花費大量的時間和財力、物力、人力進(jìn)行汽車風(fēng)洞試驗[5，6]。隨著計算機(jī)技術(shù)的發(fā)展和計算流體力學(xué)(CFD)的快速發(fā)展，基于計算流體力學(xué)的汽
- 一種風(fēng)速傳感器
定安裝有一組平衡尾翼Ⅰ，所述固定套筒外表面一側(cè)的左右兩端分別固定安裝有一組平衡尾翼Ⅱ，所述固定套筒內(nèi)壁的一側(cè)開設(shè)有凹槽。該風(fēng)速傳感器，對于安裝軸套與平衡尾翼Ⅰ或平衡尾翼Ⅱ安裝位置的限定，以確保固定套筒及其上的結(jié)構(gòu)在風(fēng)力的影響下可以隨之發(fā)生變化，并在平衡尾翼Ⅰ和平衡尾翼Ⅱ的作用下以確保固定套筒的中軸線可以與實際的風(fēng)向保持相平行的狀態(tài)，進(jìn)一步地提高了該風(fēng)速傳感器對于風(fēng)力大小的檢測精度。
傳感器世界 2021年8期2021-03-27
- 好戲在后面
B都有極其夸張的尾翼，讓保時捷柔潤的脊背一下子變得有棱有角，有了濃烈的競速感?！安患?span id="j5i0abt0b" class="hl">尾翼算什么改裝？”誠然，尾翼是凸顯一臺車“運(yùn)動元素”“賽車血統(tǒng)”的最重要部件。但它究竟是如何從賽車上實用性的空氣動力學(xué)套件，逐步轉(zhuǎn)為量產(chǎn)改裝車上象征意味大于實用的部件呢？高聳的尾翼營造了巨大的下壓力，讓賽車后輪牢牢抓地，有效地增加了過彎穩(wěn)定性。下壓力的營造源賽車誕生的頭幾十年間，設(shè)計師們并不確定空氣動力學(xué)到底有什么用。直到1966年，Jim Hall才將空氣動力學(xué)套件真正帶
名車志 2020年10期2020-10-27
- 尾翼翼型對系留氣球影響分析
球體一般由球身和尾翼組成，尾翼可以增加系留氣球在有風(fēng)情況下的穩(wěn)定性，進(jìn)而保證其安全系留。針對尾翼翼型對系留氣球的影響，對四種不同尾翼翼型的系留氣球進(jìn)行仿真分析，討論了翼型厚度和翼型彎度對系留氣球升力、阻力和俯仰力矩的影響，進(jìn)而為系留氣球尾翼翼型的選取提供參考。關(guān)鍵詞系留氣球;尾翼翼型;升阻力;俯仰力矩中圖分類號： V273 ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識碼： ADOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2020.15
科技視界 2020年15期2020-08-04
- 基于LabView和PLC的系留氣球穩(wěn)定性測試系統(tǒng)設(shè)計
摘 要 系留氣球尾翼和掛架在大風(fēng)環(huán)境下狀態(tài)對整個系留氣球的穩(wěn)定性至關(guān)重要，為了測試某系留氣球尾翼在大風(fēng)情況下的變形情況和掛架與主球體的隨動情況，設(shè)計一套獨立于系留氣球系統(tǒng)的測試系統(tǒng)，采集尾翼表面圖像和內(nèi)部壓力值，驗證尾翼在大風(fēng)環(huán)境下變形適當(dāng)，尾翼外形和結(jié)構(gòu)設(shè)計合理；測試系統(tǒng)獨立采集球體姿態(tài)角（俯仰角、橫滾角和航向角）數(shù)據(jù)，然后與系留氣球系統(tǒng)的姿態(tài)角數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，驗證了系留氣球系統(tǒng)姿態(tài)角數(shù)據(jù)采集準(zhǔn)確。關(guān)鍵詞 系留氣球 尾翼 姿態(tài)角 測試系統(tǒng) 穩(wěn)定性系留氣球是
科海故事博覽·中旬刊 2020年1期2020-06-29
- 撲翼飛行器柔性尾翼動力學(xué)模型的建立與研究
仿鳥撲翼飛行器的尾翼在飛行器飛行過程中具有重要的作用，如德國Festo公司研發(fā)的SmartBird[3-4]模仿了海鷗的外形，設(shè)計了一種聚氨酯泡沫材料的倒V型可動尾翼，尾翼具有一定柔性，在飛行過程中起到了穩(wěn)定作用，同時利用巧妙的機(jī)械結(jié)構(gòu)，使得尾翼面能進(jìn)行小角度的俯仰和偏航運(yùn)動，一定程度上實現(xiàn)了飛行的控制。國內(nèi)，南京航空航天大學(xué)的樣機(jī)[5-7]采用V型固定尾翼，也能起到穩(wěn)定飛行的作用，而西北工業(yè)大學(xué)的ASN·211[8-9]采用倒T型尾翼，與傳統(tǒng)的固定翼類似
兵器裝備工程學(xué)報 2020年5期2020-06-07
- 尾翼傾斜角對旋轉(zhuǎn)彈箭氣動特性影響
式之一是采用傾斜尾翼，但尾翼傾斜角選取得不合理，輕則導(dǎo)致彈箭飛行不穩(wěn)定，重則導(dǎo)致掉彈危險。基于此背景，研究尾翼傾斜角度的大小對其氣動特性影響就變得非常有意義。DeSpirito[2]采用小擾動法對彈丸的Magnus效應(yīng)進(jìn)行了計算，求出Magnus力和力矩。Klatt等[3]對比風(fēng)洞試驗結(jié)果和采用RANS方法下的計算結(jié)果，得到了大攻角下Magnus效應(yīng)的變化規(guī)律。Leroy[4]對舵身組合彈箭的氣動特性計算分析表明，在大攻角下，其滾轉(zhuǎn)特性和Magnus特性參
兵器裝備工程學(xué)報 2020年5期2020-06-07
- 飛機(jī)秘密檔案——尾翼
曾翔龍按水平尾翼數(shù)量分類水平尾翼裝在飛機(jī)尾部的布局被稱為“正常式”，水平尾翼位于機(jī)翼前方的被稱為“鴨式”。水平尾翼的數(shù)目不限于一個，也有雙尾翼式，如F-14、F-18、F-35C戰(zhàn)斗機(jī)等。不僅如此，在軍用和民用飛機(jī)中還出現(xiàn)不少沒有水平尾翼的無尾飛機(jī)，如幻影2000、協(xié)和號超音速客機(jī)等。無尾飛機(jī)的俯仰平衡和操縱功能由機(jī)翼的升降副翼來承擔(dān)。由于取消了水平尾翼，所以飛機(jī)阻力較小、重量較輕，但它的缺點是安全的重心范圍小。按垂直尾翼數(shù)量分類垂直尾翼又稱立尾，通常尾翼
百科探秘·航空航天 2020年4期2020-04-24
- 一級方程式賽車尾流的氣動結(jié)構(gòu)仿真分析與發(fā)展
一級方程式賽車上尾翼和擴(kuò)散器兩大空氣動力學(xué)套件，詳細(xì)講述了兩者對提升對負(fù)升力的功用、利用尾流的原理與其在一級方程式賽車中的發(fā)展歷程，并展示了尾翼與擴(kuò)散器在汽車空氣動力學(xué)應(yīng)用中的重要性，對各類賽車的空氣動力學(xué)設(shè)計具有指導(dǎo)意義。關(guān)鍵詞：方程式賽車;尾翼;擴(kuò)散器;Ansys仿真;流場分析1 引言一級方程式賽車作為汽車運(yùn)動最高級別的賽事，不僅代表了現(xiàn)代汽車運(yùn)動的最高競技水平，也是衡量現(xiàn)代汽車技術(shù)發(fā)展最高水準(zhǔn)（特別是汽車空氣動力學(xué)）的重要標(biāo)桿。F1方程式賽車直線行駛
時代汽車 2019年9期2019-10-14
- 一種帶彈托的尾翼穩(wěn)定裝置的設(shè)計及動力學(xué)仿真分析*
065)0 引言尾翼穩(wěn)定裝置是制導(dǎo)炮彈的重要組成部分。制導(dǎo)炮彈在炮膛內(nèi)點火發(fā)射時，尾翼處于折疊狀態(tài)并被約束；當(dāng)炮彈出炮口之后，尾翼張開并賦予炮彈飛行所需的主要升力和穩(wěn)定力矩。設(shè)計尾翼穩(wěn)定裝置時，除了要保證強(qiáng)度可靠外，還需確保尾翼在炮膛內(nèi)鎖定不張開，以防劃傷炮管；出炮口后迅速張開到位并被鎖定。制導(dǎo)炮彈的尾翼穩(wěn)定裝置一般有帶彈托式，采用慣性塊解鎖尾翼式，以及利用氣缸壓力張開尾翼式等幾種方式。帶彈托式尾翼穩(wěn)定裝置的優(yōu)點是炮彈在膛內(nèi)發(fā)射時，彈托將尾翼機(jī)構(gòu)包裹，從而
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2019年2期2019-08-22
- 旋轉(zhuǎn)彈丸尾翼斜置角的仿真設(shè)計*
一般在彈丸尾部加尾翼，使得全彈的壓心在質(zhì)心之后，滿足一定的靜穩(wěn)定度要求。尾翼彈常采用低速旋轉(zhuǎn)的方法來減少某些不對稱性干擾因素引起的散布，如外形不對稱而造成的氣動偏心，內(nèi)部結(jié)構(gòu)不對稱造成的質(zhì)量偏心，以及火箭增程彈推力產(chǎn)生的偏心等[1]。賦予尾翼旋轉(zhuǎn)的方法除了采用微旋彈帶外，目前大多采用斜置尾翼和斜切尾翼面方法。所謂斜置尾翼是將尾翼平面與彈軸成一傾斜角，文中介紹了如何采用ANSYS-FLUENT軟件多重參考系MRF模型對旋轉(zhuǎn)彈丸的尾翼斜置角進(jìn)行仿真設(shè)計。1 理
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2019年2期2019-08-22
- 97式18.4mm橡皮彈彈丸形狀優(yōu)化改進(jìn)
因，提出采用斜置尾翼穩(wěn)定方式改進(jìn)現(xiàn)有彈丸形狀，并對改進(jìn)后的彈丸形狀進(jìn)行了初步設(shè)計，為后期進(jìn)行橡皮彈彈形優(yōu)化打下基礎(chǔ)?！娟P(guān)鍵詞】橡皮彈;彈丸形狀;尾翼中圖分類號： TJ411.9 文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A文章編號： 2095-2457（2019）03-0196-001DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.03.081Optimization and Improvement of Projectile Shape of the
科技視界 2019年3期2019-04-20
- 某電動SUV尾翼優(yōu)化方案分析
的傳統(tǒng)重要部件，尾翼是增強(qiáng)造型效果和降低整車風(fēng)阻的重要部件。單純從降低整車風(fēng)阻系數(shù)的角度來分析，尾翼的作用主要是強(qiáng)制頂部氣流分離，同時延長分離點，并通過下壓或上翹實現(xiàn)頂部氣流方向控制，從而控制尾渦結(jié)構(gòu)，降低風(fēng)阻。本文將重點介紹某電動SUV車型（配置懸浮式尾翼代替?zhèn)鹘y(tǒng)尾翼）實現(xiàn)降阻的過程、遇到問題的解決辦法及原理探究。1 背景介紹1.1 傳統(tǒng)尾翼與賽車上的尾翼不同，SUV車頂末端的尾翼設(shè)計主要起到疏導(dǎo)氣流、改善尾部流場的作用，因此也被稱為后擾流板。由于后擾流
汽車工程學(xué)報 2019年6期2019-04-07
- 系留氣球尾翼面積影響模擬研究
蘇彥華?系留氣球尾翼面積影響模擬研究蘇彥華（海軍聯(lián)合海情中心，北京 100841）系留氣球作為一種浮空器，在預(yù)警、通信、監(jiān)測等領(lǐng)域有著重要的應(yīng)用價值，而系留氣球的尾翼對其在有風(fēng)情況下的穩(wěn)定性具有重要的影響。應(yīng)用Ansys軟件對經(jīng)典倒“Y”形尾翼布局的系留氣球流場進(jìn)行模擬。主要考察尾翼面積對氣球阻力和俯仰力矩的影響。模擬選取三種不同面積的尾翼，結(jié)果表明，隨著尾翼面積的增加，有攻角來流情況下氣球的恢復(fù)力矩會明顯增加，同時，系留氣球受到的阻力也會增加。對系留氣球
科技與創(chuàng)新 2019年1期2019-02-15
- 射彈尾翼數(shù)對超空泡流特性的影響
耦合方法，對帶有尾翼的半球頭型射彈入水過程的超空泡流進(jìn)行了數(shù)值模擬與實驗研究；Kadivar等[3]利用VOF方法對帶有不同楔角的錐形空化器的三維超空泡流幾何特性進(jìn)行了分析；Kinzel等[4]通過數(shù)值模擬與實驗相結(jié)合，對三維射彈模型的通氣超空泡與氣體射流間的相互作用進(jìn)行了研究；施紅輝課題組利用高速物體出入水實驗設(shè)備研究了射彈出入水時超空泡的變化，同時開展了表面帶0、2、4、6道凹槽射彈水下超空泡流實驗，并與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行了對比[5-8]；Yuan等[9
浙江理工大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版) 2018年5期2018-08-24
- 三點起爆控制參數(shù)對尾翼爆炸成型彈丸成型的影響*
210094)尾翼爆炸成型彈丸(explosively formed projectile,EFP)是一種呈星形布置多個鰭狀尾翼的特殊EFP，具有良好的飛行穩(wěn)定性和侵徹性能，研究表明采用多點起爆是形成尾翼EFP一種簡單可行的方式[1-2]。關(guān)于多點起爆控制參數(shù)對尾翼EFP成型影響的研究已有不少。Bouet等[3]、Cardoso等[4]研究了起爆點數(shù)和起爆點位置對EFP成型的影響，但沒有對多點起爆下爆轟波相互作用及其對藥型罩的作用過程進(jìn)行分析。在實際中，
爆炸與沖擊 2018年3期2018-05-21
- 基于CATIA的飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計
本文以輕型飛機(jī)的尾翼結(jié)構(gòu)為研究對象，運(yùn)用CATIA軟件進(jìn)行尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計與建模。首先分析了尾翼各部件的受力特性和各部件間力的傳遞方式，完成了尾翼的橫向構(gòu)件和縱向構(gòu)件的布置。最后，運(yùn)用工程算法對尾翼的水平安定面翼肋進(jìn)行了腹板開口計算，得到了此模型中水平安定面的翼肋開口處滿足剪切彈性失穩(wěn)要求的結(jié)論。關(guān)鍵詞：飛機(jī)設(shè)計；尾翼；CATIA；工程算法近年來，超輕型飛機(jī)的發(fā)展引起了我國航空界人士和使用部門的極大關(guān)注，主要原因在于，超輕型飛機(jī)具有低空、低速、穩(wěn)定和安全等特點
科技風(fēng) 2017年15期2017-05-30
- DRS機(jī)構(gòu)在FSC尾翼上的應(yīng)用
RS機(jī)構(gòu)在FSC尾翼上的應(yīng)用趙旭帥，李守棟，廉明振，史松鶴，蘇星銘，田栩赫（遼寧工業(yè)大學(xué) 汽車與交通工程學(xué)院，遼寧 錦州 121000）在傳統(tǒng)的FSC賽車制作過程中，一般采用不可動的固定尾翼，這樣的尾翼在比賽過程中會影響空氣流動，產(chǎn)生一定的空氣阻力，從而影響賽車的速度，因此，在傳統(tǒng)不可動尾翼的基礎(chǔ)上，采用DRS機(jī)構(gòu)，在此基礎(chǔ)上制作了可調(diào)式尾翼，從而減小了汽車行駛阻力，有效提高了賽車的速度。可動尾翼；DRS機(jī)構(gòu)；FSC賽車中國大學(xué)生方程式汽車大賽（簡稱“中國
時代農(nóng)機(jī) 2017年1期2017-05-12
- 尾翼型EFP形成的數(shù)值模擬研究
能力,可使用一種尾翼型EFP,使其具有良好的穩(wěn)定飛行能力。劉建青等[1]對三點起爆形成尾翼EFP進(jìn)行了實驗研究及相關(guān)的數(shù)值模擬,路鳴等[2]對四點起爆形成帶尾翼EFP進(jìn)行了試驗研究,于川等[3]采用了多點起爆方式,對帶尾翼翻轉(zhuǎn)爆炸成型彈丸進(jìn)行了實驗研究,Bouet T H等[4]研究了多點起爆方式對尾翼EFP的影響,并得到具有良好尾翼結(jié)構(gòu)和穩(wěn)定飛行能力的尾翼型EFP。林加劍等人[5-6]使用在藥型罩上貼附惰性隔板的方法,對帶尾翼EFP形成進(jìn)行了相關(guān)實驗研究
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2017年4期2017-05-03
- 方程式賽車可變尾翼系統(tǒng)開發(fā)
)方程式賽車可變尾翼系統(tǒng)開發(fā)王遠(yuǎn)南，高 峰(北京航空航天大學(xué) 交通科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100191)為了降低賽車固定式尾翼產(chǎn)生的較大空氣阻力，開發(fā)了一種可變尾翼系統(tǒng)，進(jìn)行了賽車空氣動力仿真。設(shè)計了一個包含高扭矩舵機(jī)的連桿機(jī)械執(zhí)行機(jī)構(gòu)，制作了基于嵌入式技術(shù)的系統(tǒng)控制器。研究結(jié)果表明：該可變尾翼系統(tǒng)可使賽車整車空氣阻力降低17.4%，并可快速變換尾翼襟翼攻角，變換角度為45°～5°，舵機(jī)旋轉(zhuǎn)60°的變換時間為0.1 s。可變尾翼系統(tǒng)；方程式賽車；空氣動力仿真
河南科技大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版) 2017年4期2017-05-02
- 含尾翼張開運(yùn)動的膛口流場三維數(shù)值模擬
10159)?含尾翼張開運(yùn)動的膛口流場三維數(shù)值模擬岳明凱,邱 浩,焦志剛,張 驄(沈陽理工大學(xué)裝備工程學(xué)院,沈陽 110159)帶尾翼穩(wěn)定裝置的彈丸,尾翼在張開過程中會受到膛口流場的強(qiáng)烈擾動,導(dǎo)致尾翼結(jié)構(gòu)變形甚至損壞,致使彈丸不能正常飛行。因此有必要對含尾翼彈丸的膛口流場進(jìn)行數(shù)值模擬分析。運(yùn)用三維N-S方程結(jié)合FLUENT局部重構(gòu)法,對彈丸飛出制退器以及尾翼張開過程的膛口流場進(jìn)行數(shù)值模擬和分析;根據(jù)數(shù)值仿真結(jié)果分析了膛口流場對尾翼受力狀況和運(yùn)動狀態(tài)的影響;
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2016年4期2016-12-19
- 一種提高材料利用率的尾翼裁片方法
提高材料利用率的尾翼裁片方法張 華 羅 奔本文針對系留氣球尾翼裁片問題，敘述了傳統(tǒng)的分片及展開方法，同時提出了一種新的分片設(shè)計方法，并利用CATIA軟件進(jìn)行展開。用實例對兩種裁片方法進(jìn)行對比，證明新方法極大地提高了材料利用率。在保證系留氣球性能的基礎(chǔ)上，實現(xiàn)其生產(chǎn)制造的經(jīng)濟(jì)性逐漸成為各研制廠家關(guān)注的重點。進(jìn)行合理、良好的裁片設(shè)計，提高系留氣球生產(chǎn)制造時的材料利用率是提高其經(jīng)濟(jì)性最重要的因素之一。系留氣球裁片主要包括氣囊裁片、副氣囊裁片、整流罩裁片及尾翼裁片
中國科技信息 2016年9期2016-08-16
- 某款汽車尾翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計與優(yōu)化
070）某款汽車尾翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計與優(yōu)化劉慷慷，李福洋，郭巍*（武漢理工大學(xué)汽車工程學(xué)院，湖北 武漢 430070）我國汽車的保有量增加對汽車的行駛穩(wěn)定性提出了更高的要求。尾翼的安裝會顯著改變汽車的氣動特性，影響汽車的燃油經(jīng)濟(jì)性、操控穩(wěn)定性等性能,但國內(nèi)很多汽車尾翼的安裝只是為了外觀要求，安裝的不合理甚至?xí)档驼嚨男阅?。文章?span id="j5i0abt0b" class="hl">尾翼及整車的氣動特性研究采用仿真手段。首先，運(yùn)用三維畫圖軟件制作尾翼模型，將CFD仿真所必需的各環(huán)節(jié)集成化，實現(xiàn)模型、網(wǎng)格及數(shù)值計算的
汽車實用技術(shù) 2016年7期2016-05-18
- 三點起爆同步誤差對尾翼EFP成型性能的影響
高的要求[1]。尾翼EFP是通過一定的技術(shù)措施使EFP尾部發(fā)生規(guī)律性的褶皺,形成具有呈星形布置多個鰭狀尾翼的特殊EFP,具有良好的空氣動力穩(wěn)定性和飛行彈道性能,適合于攻擊遠(yuǎn)距離目標(biāo)[2]。實現(xiàn)尾翼EFP方法有多種,研究表明采用多點同步起爆網(wǎng)絡(luò)實現(xiàn)同步起爆是形成尾翼EFP一種簡單可行的方式[3-5]。近年來,許多學(xué)者對多點同步起爆網(wǎng)絡(luò)及其起爆精度做了大量的研究,如溫玉全等[6]、白穎偉等[7]分別設(shè)計了剛性、柔性多點同步起爆網(wǎng)絡(luò),測量其同步誤差分別為80 n
含能材料 2016年11期2016-05-09
- 小型PELE尾翼設(shè)計的試驗研究
3)小型PELE尾翼設(shè)計的試驗研究陳偉1,2，陳秋紅3,殷春武1，陳瑤4，張鑫5(1. 中國人民解放軍73853部隊，江蘇 南京 211811； 2. 南京理工大學(xué)，江蘇 南京 210094； 3. 南京祿口國際機(jī)場 江蘇 南京 211113 ； 4. 南京軍區(qū)聯(lián)勤部信息中心，江蘇 南京 210016；5. 中國人民解放軍73841部隊，江蘇 南京 210003)摘要：圍繞小型PELE研究過程中出現(xiàn)彈丸飛行不穩(wěn)定的問題，針對PELE彈丸的特點，加裝與之相適
機(jī)械制造與自動化 2015年4期2016-01-29
- 某火箭彈尾翼展開過程分析*
999)某火箭彈尾翼展開過程分析*楊世全,孫傳杰,錢立新(中國工程物理研究院總體工程研究所,四川綿陽621999)摘要:針對火箭彈飛行過程中的尾翼展開強(qiáng)度問題,以某火箭彈尾翼為對象,通過尾翼展開過程的理論分析,建立了尾翼展開分析模型,分析了尾翼展開過程中展開角和轉(zhuǎn)速隨時間的變化關(guān)系以及所受外載荷情況?；诜治鏊幂d荷條件,采用數(shù)值模擬方式分析了兩種不同結(jié)構(gòu)尾翼展開過程中與尾翼座形成沖擊時的應(yīng)力響應(yīng)情況。通過外彈道飛行試驗對分析結(jié)果進(jìn)行了驗證。結(jié)果表明,分析
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2015年3期2015-12-26
- 鴨舵位置參數(shù)對彈箭滾轉(zhuǎn)特性的影響
舵后緣拖出的渦在尾翼處形成不對稱洗流場，誘導(dǎo)出一個與鴨舵滾轉(zhuǎn)控制力矩方向相反的力矩［1］。該反向滾轉(zhuǎn)力矩減小甚至抵消了鴨舵產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩，這使得鴨舵不能有效地進(jìn)行橫滾控制。為了研究鴨舵下洗的規(guī)律，前人采用風(fēng)洞實驗的方法，研究了鴨舵的軸向位置［2］、鴨舵相對尾翼的展長比［3］、鴨舵前緣后掠角、尾翼結(jié)構(gòu)布局等對鴨式布局彈箭滾轉(zhuǎn)控制特性的影響。總結(jié)出“斷牙”鴨舵、雙鴨舵、自旋尾翼［4］、環(huán)形尾翼和T型尾翼等布局結(jié)構(gòu)，有利于克服鴨舵下洗，能夠有效地進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制。其
彈道學(xué)報 2015年2期2015-12-26
- 傾斜雙垂尾L 頻段電磁散射特點分析*
于傳統(tǒng)飛機(jī)的垂直尾翼會產(chǎn)生很強(qiáng)的鏡面散射以及形成角反射器，對飛機(jī)隱身性能極為不利，因此典型隱身飛機(jī)通常采用傾斜雙垂尾布局(如F－22、F－35、T－50)或無尾布局(如B－2)［1－2］。對于戰(zhàn)斗機(jī)這類對操縱性和穩(wěn)定性有特別要求的飛機(jī)，無尾布局常常不能滿足飛行性能要求，故美俄四代機(jī)均采用傾斜雙垂尾。傾斜雙垂尾雖然提高了飛機(jī)隱身性能，但尾翼依然對全機(jī)雷達(dá)散射截面(Radar Cross Section，RCS)產(chǎn)生貢獻(xiàn)，因此需要精心設(shè)計。然而，相關(guān)研究少有報
電訊技術(shù) 2015年11期2015-12-24
- 扭曲尾翼彈箭的馬格努斯數(shù)值研究
0000)?扭曲尾翼彈箭的馬格努斯數(shù)值研究趙博博1, 2，劉榮忠1，郭 銳1，張 迪3，袁 軍1，陳 亮1(1.南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，南京 210094；2.中國人民解放軍73917部隊，南京 290014；3.中國人民解放軍陸軍軍官學(xué)院，合肥 230000)為提升掠飛攻頂彈箭較高轉(zhuǎn)速下的飛行穩(wěn)定性，運(yùn)用數(shù)值計算方法研究了彈體-扭曲尾翼組合體在飛行過程中的馬格努斯效應(yīng)氣動機(jī)理，并應(yīng)用標(biāo)準(zhǔn)尾翼彈(BFM)模型的實驗數(shù)據(jù)對數(shù)值方法進(jìn)行了驗證。分別研究了帶
固體火箭技術(shù) 2015年4期2015-04-22
- 帶尾翼干擾的噴管-后體一體化流場數(shù)值模擬
型應(yīng)用程序，對有尾翼干擾的軸對稱噴管-后體流場進(jìn)行數(shù)值模擬研究，在一定程度上彌補(bǔ)了試驗對于數(shù)據(jù)的采集能力不足，以及難以通過觀察詳細(xì)流場來分析結(jié)果的缺陷。1 噴管-后體模型及網(wǎng)格生成本文采用的軸對稱噴管-后體模型，選取現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)各部分幾何尺寸。在試驗中，模型的不測力部分被定義為前體，測力部分被定義為后體。模型機(jī)身的基本尺寸數(shù)據(jù)如圖1所示，尾翼的尺寸數(shù)據(jù)見表1。其余數(shù)據(jù)詳見文獻(xiàn)[9]。圖1 噴管-后體模型表1 模型的尾翼尺寸數(shù)據(jù)計算的噴管－后體模型共有4種：（
航空發(fā)動機(jī) 2014年4期2014-11-19
- 某民機(jī)尾翼布局對全機(jī)穩(wěn)定性影響分析
全性非常關(guān)鍵，而尾翼對全機(jī)的穩(wěn)定性又具有決定性作用。常規(guī)布局的飛機(jī)其縱向力矩平衡需要靠平尾來實現(xiàn)，對于尾吊發(fā)動機(jī)短艙的布局，其尾翼布局一般采用低置平尾的“+”型尾翼布局或高置平尾的“T”型尾翼布局。某民機(jī)設(shè)計了兩種不同的尾翼布局形式，本文通過數(shù)值計算的手段分析兩種尾翼布局對全機(jī)縱向、航向穩(wěn)定性的影響。1 尾翼參數(shù)設(shè)計某民機(jī)的機(jī)翼是下單翼、發(fā)動機(jī)尾吊布局，設(shè)計時進(jìn)行了兩種不同布局形式的尾翼設(shè)計，分別為“+”型尾翼和“T”型尾翼布局?！癟”型尾翼由于垂尾存在后
教練機(jī) 2014年2期2014-10-11
- 尾翼板對輪式兩棲車輛航行阻力特性影響的研究
100081)尾翼板對輪式兩棲車輛航行阻力特性影響的研究彭 錕， 劉 影(北京理工大學(xué) 機(jī)械與車輛學(xué)院，北京 100081)針對某輪式兩棲車輛，采用k-ω湍流模型和Level Set多相流處理方法對兩棲車體繞流場進(jìn)行數(shù)值模擬．通過與試驗結(jié)果的對比，驗證了數(shù)值方法的可行性，并對比了基礎(chǔ)車型與加裝尾翼板和防浪板的車型在不同工況下的航行阻力特性．研究結(jié)果表明：對于輪式兩棲車輛，尾翼板減阻與Fr密切相關(guān)．當(dāng)Fr2.087時，加裝尾翼板反而起到增阻作用，此時需收起
車輛與動力技術(shù) 2014年4期2014-07-19
- 末敏子彈氣動外形設(shè)計與氣動特性分析
。因此，必須設(shè)計尾翼，使末敏子彈的氣動外形滿足戰(zhàn)技指標(biāo)要求。本文從末敏子彈氣動外形的戰(zhàn)技指標(biāo)出發(fā)，以鈍頭短圓柱為彈體，設(shè)計了一種軸向折疊尾翼氣動外動外形進(jìn)行了風(fēng)洞測力實驗和數(shù)值模擬，對外形氣動力、計算區(qū)域流場及彈體表面壓力分布進(jìn)行分析。1 氣動外形和布局設(shè)計彈體采用了如圖1的外形，長細(xì)比λ≈1．2，頭部為鈍頭，后部無船尾，整個彈體母線不連續(xù)。通過設(shè)計合理的尾翼外形和布局，為子彈提供足夠的阻力，保證彈體在軸對稱平面內(nèi)穩(wěn)定，并產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩使子彈繞彈軸勻速旋轉(zhuǎn)。
空氣動力學(xué)學(xué)報 2013年1期2013-08-21
- 動力學(xué)仿真在某尾翼系統(tǒng)彈起機(jī)構(gòu)設(shè)計中的應(yīng)用*
集成在一起。2 尾翼系統(tǒng)動作原理2.1 尾翼系統(tǒng)結(jié)構(gòu)該尾翼系統(tǒng)是某制導(dǎo)炮彈的穩(wěn)定裝置，主要由尾翼、解閉鎖機(jī)構(gòu)、彈起機(jī)構(gòu)等組成，布局示意圖如圖1。圖1 尾翼系統(tǒng)結(jié)構(gòu)布局示意圖2.2 作用原理該系統(tǒng)作用原理可以概括為:發(fā)射前，慣性器件被固定在安全位置，解鎖機(jī)構(gòu)的滑動套鎖住4片尾翼;發(fā)射時，慣性器件后座，聯(lián)合鎖定滑動套;彈丸出炮口泄壓后，慣性器件與滑動套聯(lián)合體回彈，尾翼脫離滑動套束縛，處于待展開的狀態(tài);在尾翼彈起機(jī)構(gòu)的作用下，尾翼迅速展開到位并鎖緊，保證彈丸的穩(wěn)
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2012年5期2012-12-10
- 飛機(jī)T型尾翼顫振計算的若干關(guān)鍵問題
072)飛機(jī)T型尾翼顫振計算的若干關(guān)鍵問題楊 飛1， 楊智春2(1.中國商飛上海飛機(jī)設(shè)計研究院 強(qiáng)度部，上海 200232;2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072)由于飛機(jī)T型尾翼的結(jié)構(gòu)與氣動布局特點，T型尾翼顫振計算不能套用常規(guī)尾翼的分析方法，而需要考慮平尾面內(nèi)運(yùn)動以及靜升力等因素的影響。從T型尾翼的工程顫振分析出發(fā)，討論了T型尾翼顫振計算中的若干關(guān)鍵問題，闡述了T型尾翼顫振特性的特點和影響T型尾翼顫振特性的關(guān)鍵參數(shù)，分別介紹了現(xiàn)有的幾種T型尾翼
振動與沖擊 2011年5期2011-01-25