前緣

其空氣動(dòng)力特性受前緣渦結(jié)構(gòu)影響較大,同時(shí)前緣形狀、雷諾數(shù)、迎角均對(duì)三角翼前緣渦的穩(wěn)定性、破裂等有顯著影響[1-7]。通過流動(dòng)控制手段能夠有效控制三角翼繞流中分離流和旋渦,推遲三角翼大迎角下渦破裂或者增強(qiáng)渦強(qiáng)度,可提高機(jī)翼穩(wěn)定性和改善升力特性[8-13]。等離子體氣動(dòng)激勵(lì)具有響應(yīng)快、結(jié)構(gòu)簡單、頻帶寬等優(yōu)點(diǎn),在分離流和旋渦控制領(lǐng)域有一定發(fā)展?jié)摿14]。國際上三角翼等離子體流動(dòng)控制研究仍處于初步探索階段,現(xiàn)有研究中多采用AC-DBD等離子體激勵(lì)[1],其中主要

設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，葉型前緣幾何外形對(duì)氣動(dòng)性能有影響顯著。國內(nèi)外學(xué)者對(duì)前緣形狀的研究做了大量工作。TaoBian等[1]在恒定厚度時(shí)研究了不同前緣的圓弧葉片，討論了分離氣泡和二次流等流動(dòng)情況，找到最終減少流動(dòng)損失的最佳圓弧葉片前緣幾何形狀。Ran Tao等[2]研究了前緣形狀對(duì)空化的影響，圓形和橢圓形前緣葉輪具有較高的初始空化系數(shù)，尖的和鈍的前緣葉輪在前緣上具有寬的流動(dòng)分離區(qū)和寬的低壓區(qū)。白濤等[3]在設(shè)計(jì)和非設(shè)計(jì)攻角下分析了不同半徑圓弧形前緣和不同長短軸比橢圓型

外層咬肌附著區(qū)前緣；I2. second upper incisor 第二上門齒；inf. incisive foramen 門齒孔；iof. infraorbital foramen 眶下孔；lt. lacrimal tubercle 淚結(jié)節(jié)；mt. masseteric tubercle 咬肌結(jié)節(jié)；pmldc. premaxillary laterodorsal crest 前頜骨側(cè)背嵴；ppf. posterior palatine foramen

約20%葉片出現(xiàn)前緣腐蝕問題，具體失效形式為葉尖部位涂層出現(xiàn)點(diǎn)狀剝落，最后葉尖的前緣鋒利位置裸露出基材，主要原因是葉片前緣的線速度較大，風(fēng)場所有位置周邊化工廠排出的廢物廢氣導(dǎo)致夏季伴隨著酸雨，加劇葉片前緣腐蝕。機(jī)組在這種狀態(tài)下運(yùn)行影響發(fā)電量，同時(shí)存在葉片安全隱患。此問題解決方案是葉片前緣增加一層有機(jī)保護(hù)膜或者增強(qiáng)保護(hù)膜涂層的耐腐蝕性，保證葉片正常使用。1 葉片腐蝕原因1.1 葉片前緣腐蝕背景本次發(fā)生葉片前緣腐蝕現(xiàn)象的風(fēng)場位于江蘇沿海城市，該風(fēng)場于2018年

過管道引導(dǎo)到襟翼前緣，增加襟翼表面氣流動(dòng)量。巡航時(shí)襟翼恢復(fù)為機(jī)翼的尖后緣，可減小巡航阻力，且沒有縫道流動(dòng)，降低飛機(jī)的噪聲水平。國內(nèi)外針對(duì)內(nèi)吹式襟翼設(shè)計(jì)做了很多研究，例如內(nèi)吹式襟翼的增升機(jī)理、幾何參數(shù)影響、非定常吹氣效應(yīng)、氣彈特性、升力響應(yīng)特性、參數(shù)化方法及優(yōu)化設(shè)計(jì)等。內(nèi)吹式襟翼失速迎角在較高的吹氣動(dòng)量系數(shù)下明顯下降，限制了內(nèi)吹式襟翼的應(yīng)用潛力，可考慮使用前緣下垂設(shè)計(jì)來延緩失速，此外前緣下垂裝置無縫隙，具有氣動(dòng)噪聲小的優(yōu)勢(shì)。針對(duì)前緣下垂也有許多研究，例如通過

定義一條曲線作為前緣線,從前緣出發(fā)的所有流線構(gòu)成的流面作為乘波體下表面,以自由來流平面作為上表面,生成了最初的“Λ”型乘波體.在設(shè)計(jì)工況下,激波附著于乘波體的整個(gè)尖前緣上,從而將高壓氣體限制在激波和下表面之間,避免了下表面的流動(dòng)上溢,這一特征使得乘波體在高超聲速條件下具備極高的氣動(dòng)效率.Moore 等[3-4]使用圓錐形流場作為基準(zhǔn)流場,從前緣線出發(fā)進(jìn)行流線追蹤生成了錐導(dǎo)乘波體,由于圓錐激波后流線更接近激波,因而錐導(dǎo)乘波體比“Λ”型乘波體的容積更大,更接近

引言國外正在應(yīng)用前緣凹槽冷卻技術(shù)，來降低葉片前緣的溫度。對(duì)于這一前緣凹槽冷卻結(jié)構(gòu)蘇云亮[1]和郭奇靈[2]等人研究了有/無凹槽結(jié)構(gòu)葉片前緣表面氣膜冷卻效率的分布規(guī)律，結(jié)果表明凹槽結(jié)構(gòu)顯著提升了前緣滯止線附近區(qū)域的氣膜冷卻效率。本文建立了3種不同的葉片前緣凹槽模型和一種葉片前緣無凹槽模型，分別在吹風(fēng)比為1.0和2.0工況下，分析前緣表面氣膜冷卻特性的分布規(guī)律，研究了凹槽深度及有無凹槽結(jié)構(gòu)對(duì)前緣表面氣膜冷卻特性的影響。1.數(shù)值方法1.1 計(jì)算模型與邊界條件葉片

引言國外正在應(yīng)用前緣凹槽冷卻技術(shù)，來降低葉片前緣的溫度。對(duì)于這一前緣凹槽冷卻結(jié)構(gòu)蘇云亮[1]和郭奇靈[2]等人研究了有/無凹槽結(jié)構(gòu)葉片前緣表面氣膜冷卻效率的分布規(guī)律，結(jié)果表明凹槽結(jié)構(gòu)顯著提升了前緣滯止線附近區(qū)域的氣膜冷卻效率。本文建立了3種不同的葉片前緣凹槽模型和一種葉片前緣無凹槽模型，分別在吹風(fēng)比為1.0和2.0工況下，分析前緣表面換熱特性的分布規(guī)律，研究了凹槽深度及有無凹槽結(jié)構(gòu)對(duì)前緣表面換熱特性的影響。1.數(shù)值方法1.1 計(jì)算模型與邊界條件葉片前緣由半

飛行器，出于和緩前緣流動(dòng)加速、降低逆壓梯度及在較大的迎角范圍內(nèi)保持附著流動(dòng)的考慮，翼型一般采用頭部較為飽滿的超臨界翼型或者層流翼型。其中，層流翼型的低頭力矩較超臨界翼型小，更適用于俯仰通道操縱能力相對(duì)正常式布局弱的飛翼布局飛行器。由于翼身高度融合，無垂尾、平尾等部件，飛翼布局擁有優(yōu)秀的外形隱身能力?；诖?，圍繞翼身融合體開展精細(xì)化修形是進(jìn)一步提高飛翼布局隱身性能的重要設(shè)計(jì)途徑之一。目前，美國B?2 轟炸機(jī)與X?47B 兩型飛機(jī)的機(jī)頭附近區(qū)域采取減小前緣半徑

究，增升裝置中以前緣縫翼和后緣襟翼為代表的設(shè)計(jì)技術(shù)與方法等較為完善，但是目前已經(jīng)運(yùn)用的增升裝置結(jié)構(gòu)復(fù)雜，會(huì)造成飛機(jī)使用過程中的可靠性降低、維護(hù)檢查困難等一系列問題?，F(xiàn)如今大型民用飛機(jī)使用需求的不斷變化以及飛機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)的不斷發(fā)展進(jìn)步，綠色航空、安全航空的發(fā)展理念已經(jīng)成為當(dāng)前民用飛機(jī)的設(shè)計(jì)指導(dǎo)思想，特別是伴隨著飛機(jī)噪聲要求的提高，增升裝置設(shè)計(jì)的指導(dǎo)思想和目標(biāo)轉(zhuǎn)變?yōu)樵跐M足氣動(dòng)要求及噪聲要求的前提下盡可能地做到簡單、可靠，例如先進(jìn)商用飛機(jī)A380 和A350XWB

種旋渦結(jié)構(gòu),包括前緣的馬蹄渦、通道渦、角渦等。前緣馬蹄渦等旋渦結(jié)構(gòu)會(huì)將高溫流體卷吸至端壁壁面,增強(qiáng)端壁區(qū)域氣流的擾動(dòng)和摻混,不僅使燃?xì)馔钙降臍鈩?dòng)效率下降,還會(huì)導(dǎo)致端壁區(qū)域熱負(fù)荷升高,對(duì)端壁區(qū)域的冷卻設(shè)計(jì)帶來嚴(yán)重的挑戰(zhàn)[1]。為增強(qiáng)燃?xì)馔钙竭\(yùn)行的安全可靠性,需采取有效的措施降低葉片端區(qū)的熱負(fù)荷,研究表明前緣倒角造型可以有效抑制葉片端區(qū)的二次流[2]。國內(nèi)外學(xué)者開展了帶前緣倒角葉片端壁區(qū)域流動(dòng)傳熱性能的研究。潘民政等研究發(fā)現(xiàn)前緣倒角對(duì)端壁區(qū)域的流動(dòng)傳熱性能有顯

個(gè)動(dòng)態(tài)系統(tǒng)，鹽沼前緣會(huì)隨著時(shí)間發(fā)生顯著擴(kuò)張和收縮[1]。這些變化受到了內(nèi)源和外源作用的共同影響，如海平面上升、波浪、沉積物供給、巖性、生態(tài)地貌反饋等[7–11]。鹽沼前緣作為鹽沼同光灘的耦合地帶，對(duì)于研究鹽沼變化具有重要意義。鹽沼前緣具有三維形態(tài)，可以從垂直海岸地形剖面和前緣平面輪廓兩個(gè)維度來認(rèn)識(shí)。通過大量現(xiàn)場觀測，從垂直于海岸的地形高程剖面上看，鹽沼前緣被證實(shí)普遍存在有限數(shù)量的特征形態(tài)，主要為3 類：光滑前緣、過渡前緣、陡坎前緣，且不同類型之間存在著循環(huán)

紋擴(kuò)展過程中裂紋前緣接近橢圓形。應(yīng)力強(qiáng)度因子（Stress Intensity Factor, SIF）是表征裂紋尖端附近應(yīng)力場強(qiáng)弱的物理量，利用 SIF 可對(duì)裂紋體的斷裂行為與疲勞性能進(jìn)行準(zhǔn)確評(píng)估。然而，目前關(guān)于焊接H 形鋼梁 SIF 的研究還不充分。DUNN 等[5]和 HMIDAN 等[6]采用位移外推法分別計(jì)算了工字梁與碳纖維布加固寬翼緣鋼梁的 SIF，但是其裂紋都已達(dá)到鋼梁受拉翼緣完全斷開的程度。ALBRECHT 等[7]基于 J 積分法計(jì)算結(jié)果

究思路。翼型仿生前緣降噪的概念最早來自人類對(duì)貓頭鷹翅膀結(jié)構(gòu)的認(rèn)識(shí),但尖銳鋸齒形狀的貓頭鷹翅膀前緣結(jié)構(gòu),其工程實(shí)現(xiàn)和應(yīng)用都具有一定難度和局限。因此針對(duì)翼型前緣降噪,人們逐漸將研究工作重點(diǎn)瞄準(zhǔn)對(duì)座頭鯨鰭肢的前緣凸起結(jié)構(gòu)的模仿。1995年,Fish等[1]首次發(fā)表了座頭鯨鰭肢前緣凸起結(jié)構(gòu)的形態(tài)學(xué)分析和流體力學(xué)性能研究。此后許多學(xué)者對(duì)此結(jié)構(gòu)的流體動(dòng)力性能進(jìn)行了研究。Johari等[2]通過水洞試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)波狀前緣的添加能夠明顯改善翼型的失速性能。Wei等[3]通過

飛行和著陸是平尾前緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中需要考慮的首要目標(biāo)。復(fù)合材料具有高的比剛度、比強(qiáng)度以及低的密度等特性，能有效吸收沖擊載荷。平尾前緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，合理選用復(fù)合材料能有效降低因抗鳥撞設(shè)計(jì)帶來的增重影響，為民機(jī)提升安全性的同時(shí)也大大提高了經(jīng)濟(jì)性。本文通過整理先進(jìn)民機(jī)平尾前緣抗鳥撞設(shè)計(jì)構(gòu)型，梳理出目前主流機(jī)型中平尾前緣的抗鳥撞設(shè)計(jì)思路。結(jié)合目前國內(nèi)民機(jī)研發(fā)能力現(xiàn)狀，篩選出適合國內(nèi)現(xiàn)狀的復(fù)合材料前緣抗鳥撞構(gòu)型，并從結(jié)構(gòu)選材、工藝制造性、抗鳥撞性能等方面開展了結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。1

著重要影響。葉型前緣段雖然在長度上只占葉型很小一部分，但其設(shè)計(jì)形狀對(duì)葉型整體氣動(dòng)性能的影響卻舉足輕重[1]。學(xué)者們對(duì)于葉型前緣設(shè)計(jì)的研究也在不斷深入。20世紀(jì)60年代，Group和Carter[2]通過試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)更尖銳的前緣有更寬的許用攻角范圍。1991年，Tuck[3]用奇異攝動(dòng)法理論推導(dǎo)了翼型前緣分離的近似判斷準(zhǔn)則，認(rèn)為前緣發(fā)生流動(dòng)分離的臨界攻角與前緣點(diǎn)曲率的平方根成反比。Cumpsty和Walraevens[4]通過試驗(yàn)研究了圓弧形前緣和橢圓形前緣

要：針對(duì)飛機(jī)機(jī)翼前緣與機(jī)翼前梁裝配協(xié)調(diào)技術(shù)的探究。從飛機(jī)裝配各階段入手，結(jié)合某型機(jī)生產(chǎn)過程中機(jī)翼部件階段前緣與機(jī)翼前梁裝配沿合、總裝階段機(jī)翼前緣回裝，對(duì)容易產(chǎn)生機(jī)翼前緣裝配階差的原因和裝配協(xié)調(diào)方法措施展開論述。最后，本文提出裝配協(xié)調(diào)技術(shù)的具體措施。希望通過對(duì)前緣裝配階差的探究與分析，能為大家在機(jī)翼前緣總裝階段裝配工作提供參考。關(guān)鍵詞：機(jī)翼;前緣;裝配;階差引言理論設(shè)計(jì)中的飛機(jī)應(yīng)該具有一個(gè)光滑流線的外形。但是實(shí)際上真實(shí)飛機(jī)表面會(huì)存在大量的生產(chǎn)不平度，階差（順

人員通過加裝機(jī)翼前緣襟翼來提高飛機(jī)的大迎角穩(wěn)定性和飛機(jī)升力。前緣襟翼布置在飛機(jī)左右兩側(cè)機(jī)翼前緣，在飛機(jī)起飛、著陸階段會(huì)放下，以增大機(jī)翼彎度、提高飛機(jī)升力，便于飛機(jī)的起飛與著陸。在空中飛行階段，前緣襟翼隨迎角自動(dòng)偏轉(zhuǎn)，升力不足時(shí)飛機(jī)迎角會(huì)變大，前緣襟翼隨之放下角度增大，為飛機(jī)提供升力；升力足夠時(shí)飛機(jī)迎角會(huì)變小，前緣襟翼隨之放下角度減小，為飛機(jī)減小阻力。為檢查飛機(jī)前緣襟翼工作情況，設(shè)計(jì)人員通常會(huì)加裝專用自檢電路，以保證當(dāng)前緣襟翼控制系統(tǒng)故障時(shí)能夠正常切換到應(yīng)急

使用了一種簡單的前緣繞鉸鏈軸向下旋轉(zhuǎn)一定角度的結(jié)構(gòu)，與使用最多的前緣縫翼相比較，這種結(jié)構(gòu)具有減小阻力、降低噪聲和提高升阻比等許多優(yōu)點(diǎn)。本文是基于對(duì)RAE2822翼型的研究，使用專業(yè)制圖軟件生成不同前緣下垂角的一系列翼型，并利用POINTWISE軟件和FLUENT軟件聯(lián)合運(yùn)用，研究了不同的前緣下垂角度對(duì)機(jī)翼翼型氣動(dòng)特性的影響，并且在所研究范圍內(nèi)得出相對(duì)最佳的前緣下垂角，最后與RAE2822原翼型及其他不同前緣下垂角度翼型的氣動(dòng)性能進(jìn)行對(duì)比。計(jì)算結(jié)果表明：升阻

計(jì)主要有采用金屬前緣蒙皮、前緣內(nèi)設(shè)置防鳥撞板等措施。小型飛機(jī)受限于尾翼前緣內(nèi)部空間狹小以及減重問題，既不能采用金屬蒙皮，又無法在前緣內(nèi)設(shè)置防鳥撞板。為了達(dá)到抗鳥撞設(shè)計(jì)目的，一種思路是采取具有透波功能的復(fù)合材料——高溫固化環(huán)氧樹脂芳綸纖維。雖然芳綸纖維具有密度低、耐磨蝕、耐沖擊等特性，但是國內(nèi)尚無采用該材料進(jìn)行抗鳥撞設(shè)計(jì)的先例。文中對(duì)采用芳綸纖維復(fù)合材料的飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能進(jìn)行了研究。對(duì)芳綸纖維夾芯和芳綸纖維層合板兩種構(gòu)型進(jìn)行了仿真分析，并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證

于風(fēng)扇/壓氣機(jī)的前緣形狀已經(jīng)有較多研究[1-4]，工程上普遍采用橢圓前緣，性能上比傳統(tǒng)的圓弧形前緣更具優(yōu)勢(shì)，但是難以避免加工上的誤差。加工誤差必然引起葉片的性能變化，研究發(fā)現(xiàn)長期使用過程中壓氣機(jī)的性能衰退主要是由于葉片表面粗糙度的增加、葉頂間隙的增大和葉片型面的改變引起的[5-6]。而加工誤差進(jìn)一步增大了葉片型面的變化，其中前緣形狀的變化最為關(guān)鍵，國內(nèi)外各大研究機(jī)構(gòu)均對(duì)此進(jìn)行過大量的研究。Suder和Chima(1994)[7]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果發(fā)現(xiàn)，與葉片其他部

機(jī)第一級(jí)轉(zhuǎn)子葉片前緣切角、尾緣切角、前尾緣切角前后的氣動(dòng)性能進(jìn)行了計(jì)算分析，結(jié)果表明：轉(zhuǎn)子葉片切角后氣動(dòng)性能下降，前緣切角氣動(dòng)性能降低的最多，尾緣切角氣動(dòng)性能降低的最少;轉(zhuǎn)子葉片氣動(dòng)性能降低的量與前緣切角葉片數(shù)正相關(guān)。關(guān)鍵詞：轉(zhuǎn)子葉片;切角;氣動(dòng)性能;前緣;尾緣航空發(fā)動(dòng)機(jī)在裝配、使用過程中，由于裝運(yùn)損壞、腐蝕、吞冰、異物擊傷等原因，其壓氣機(jī)葉片難免會(huì)造成損傷[1，2，3]。對(duì)于葉尖出現(xiàn)卷邊、缺口、撕裂等現(xiàn)象的轉(zhuǎn)子葉片，通常進(jìn)行切角處理。針對(duì)可能出現(xiàn)葉尖前緣

行過程中，其機(jī)翼前緣等迎風(fēng)結(jié)構(gòu)極易受到空中飛鳥等離散源撞擊而受到破壞，這些結(jié)構(gòu)內(nèi)部都埋有油路、控制和電氣系統(tǒng)，一旦受撞擊后內(nèi)部遭到破壞，將嚴(yán)重威脅民航安全[1-2]。鳥撞事故對(duì)航空安全造成了極大的危害，因此鳥撞問題已經(jīng)成為飛機(jī)設(shè)計(jì)過程中必須要考慮的重要問題之一[3]。針對(duì)飛機(jī)的鳥撞問題，國內(nèi)外相關(guān)學(xué)者開展了諸多研究，但由于鳥撞驗(yàn)證試驗(yàn)較為昂貴，因此大多數(shù)的學(xué)者逐漸通過仿真分析的方法來進(jìn)行飛機(jī)的抗鳥撞性能研究。當(dāng)鳥以高速撞擊飛機(jī)結(jié)構(gòu)的過程中，鳥體將會(huì)以流體狀

的方法,研究了鈍前緣梯形翼[7]、舵面[8]的氣動(dòng)彈性特性,并獲得了梯形舵面的顫振邊界。竇怡彬等[9]采用分層求解技術(shù)研究了根部固支的高超聲速舵面顫振響應(yīng)和頻率。葉坤等[10]也采用分層求解技術(shù)分析了全動(dòng)舵面結(jié)構(gòu)的熱邊界影響。國內(nèi)外學(xué)者對(duì)于高超聲速環(huán)境下的舵面氣動(dòng)彈性問題進(jìn)行了數(shù)值、實(shí)驗(yàn)探索,所研究的對(duì)象具有工程實(shí)際意義,但所研究的外形變化較大,較難形成系統(tǒng)性的認(rèn)識(shí)。在高超聲速條件下,為了減小高超聲速時(shí)激波產(chǎn)生的阻力,高速飛行器的舵翼面大多采用尖前緣構(gòu)型,

加速飛行，尖銳的前緣結(jié)構(gòu)（如鼻錐、翼前緣、舵前緣以及發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道口前緣等部件）有利于保證高升力、低阻力的氣動(dòng)特性。同時(shí)，當(dāng)飛行器快速通過大氣層時(shí)，嚴(yán)重的氣動(dòng)摩擦加熱作用下，尖銳前緣面臨的熱流密度和表面溫度非常高，前緣溫度高達(dá)1500 ℃以上。過高的溫度使得表面材料發(fā)生熱燒蝕、熱分解以及應(yīng)變失配引起的熱損傷效應(yīng)，因此，迫切需要探索更先進(jìn)的前緣結(jié)構(gòu)材料以及熱防護(hù)方式。目前前緣材料主要是高溫難熔合金、碳基復(fù)合材料以及陶瓷基復(fù)合材料（CMC）。難熔合金最高服役溫度

高升阻比飛行器的前緣應(yīng)具有尖化的邊緣。因此，在未來航天飛行器外形設(shè)計(jì)上，低阻力的尖化前緣取代鈍化前緣將成為必然。但飛行器在高超聲速飛行時(shí)，由于空氣粘性作用，物面邊界層內(nèi)的氣流產(chǎn)生了強(qiáng)烈的摩擦，其結(jié)果使氣體的動(dòng)能不可逆地轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?，加?span id="j5i0abt0b" class="hl">前緣半徑很小，在前緣部位產(chǎn)生很強(qiáng)的氣動(dòng)加熱，會(huì)帶來熱流大、防熱困難的問題。另外，新型高超聲速飛行器要保持外形，維持高升阻比，必須采用非燒蝕的熱防護(hù)技術(shù)，這對(duì)熱環(huán)境預(yù)示精度提出更高的要求。精確預(yù)示尖化前緣的熱環(huán)境，是尖化前緣熱防

在惡劣的環(huán)境中，前緣極易出現(xiàn)腐蝕。隨著海上風(fēng)電逐步發(fā)展，運(yùn)行環(huán)境更為惡劣，葉片前緣更易發(fā)生腐蝕，這會(huì)導(dǎo)致葉片升力下降、阻力增加，進(jìn)而使葉片氣動(dòng)性能下降，影響發(fā)電性能。如果葉片前緣腐蝕得不到及時(shí)處理，隨著時(shí)間的推移腐蝕程度加劇，發(fā)電量不斷降低，最終會(huì)給風(fēng)電運(yùn)營商帶來巨大的經(jīng)濟(jì)損失。為了保護(hù)葉片前緣，提高其使用壽命，應(yīng)采取一定的保護(hù)措施，目前常用的兩種方法為涂裝前緣保護(hù)漆與粘貼前緣保護(hù)膜。前緣保護(hù)膜有一定的厚度，在完成涂裝的葉片前緣粘貼保護(hù)膜，會(huì)改變?nèi)~片截面外

供支撐。結(jié)構(gòu)裂紋前緣應(yīng)力強(qiáng)度因子（SIF）是含裂紋結(jié)構(gòu)疲勞裂紋擴(kuò)展形貌及壽命數(shù)值預(yù)報(bào)方法中的關(guān)鍵參數(shù)，一些學(xué)者提出了采用奇異單元求解裂紋尖端應(yīng)力強(qiáng)度因子的有限元模型，并以裂紋最深點(diǎn)及裂紋端點(diǎn)處的應(yīng)力強(qiáng)度因子作為計(jì)算參量模擬簡單焊接接頭裂紋面內(nèi)擴(kuò)展形貌[1–5]。然而，由于工程結(jié)構(gòu)承受載荷復(fù)雜性及結(jié)構(gòu)中裂紋分布隨機(jī)性致使結(jié)構(gòu)最大主應(yīng)力與裂紋平面并不垂直，裂紋擴(kuò)展形貌將不再保持平面。結(jié)構(gòu)三維裂紋前緣各個(gè)位置處應(yīng)力強(qiáng)度因子準(zhǔn)確計(jì)算將是模擬真實(shí)裂紋擴(kuò)展形貌的前提。

過程中的控制(如前緣形狀、葉型輪廓度、位置度、扭轉(zhuǎn)角等)極為嚴(yán)苛。但在實(shí)際加工過程中，由于成本和工藝水平的限制，加工的葉型與設(shè)計(jì)的理論葉型有一定的偏差，而這種偏差對(duì)壓氣機(jī)性能產(chǎn)生了較大的影響[2-4]。這些偏差影響因素中，前緣形狀對(duì)葉片性能的影響較大，會(huì)影響前緣附面層轉(zhuǎn)捩和分離，從而影響葉型表面負(fù)荷分布和葉型損失。Walraevens等[5]實(shí)驗(yàn)研究了圓形和橢圓形前緣對(duì)分離的影響，表明橢圓形前緣可在較低來流湍流度下抑制分離泡大小，推遲邊界層轉(zhuǎn)捩。Wheel

10072)葉片前緣由于其曲率較大，會(huì)出現(xiàn)明顯的吸力峰，前緣吸力峰導(dǎo)致的分離泡直接影響渦輪葉片表面的流動(dòng)狀態(tài)。而葉片前緣通常較薄，又要保證前緣與葉身連接曲率連續(xù)，因此葉片前緣加工存在著很大的技術(shù)困難，葉片前緣的加工和安裝誤差不可避免[1-3]。高壓渦輪葉片工作溫度高、并且由于燃?xì)獾臒g、積炭等使得前緣幾何形狀容易發(fā)生形變。國內(nèi)外針對(duì)前緣幾何形狀展開了較多的研究。北航陸宏志[4-5]等研究了壓氣機(jī)不同前緣幾何形狀對(duì)流場性能的影響，其研究結(jié)果表明橢圓形前緣在整

趙薇摘要：單曲度前緣類蒙皮，該零件是機(jī)翼前后緣部分的襟翼部分的內(nèi)蒙皮零件。主要用于機(jī)翼，是飛機(jī)上不可或缺的一部分，前緣類零件由于弧度大，成形困難。本文以理論為指導(dǎo)，結(jié)合該零件結(jié)構(gòu)特點(diǎn)進(jìn)行成形工藝性分析，通過大量的試驗(yàn)制定出合理的工藝方案，并不斷的完善工裝技術(shù)條件，最終生產(chǎn)出滿足設(shè)計(jì)和使用要求的產(chǎn)品。關(guān)鍵詞：機(jī)翼；鈑金；前緣；收放1 引言飛機(jī)鈑金制造技術(shù)是航空航天制造工程的一個(gè)重要組成部分，是實(shí)現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)特性的重要制造技術(shù)之一，是使飛機(jī)能同時(shí)獲得高結(jié)構(gòu)效率和

須要對(duì)存在的尖銳前緣進(jìn)行鈍化處理。在旋成體、升力體、翼身融合體等常見高超聲速飛行器氣動(dòng)構(gòu)型之中，乘波體具有升阻比大、設(shè)計(jì)過程簡單等優(yōu)點(diǎn)[1, 2]，是一種應(yīng)用前景廣闊的高超聲速飛行器氣動(dòng)構(gòu)型方案。但乘波體的設(shè)計(jì)原理決定了其外形必然帶有尖銳前緣，這給熱防護(hù)和加工制造帶來一定困難，因此在設(shè)計(jì)時(shí)有必要對(duì)其前緣進(jìn)行鈍化處理?，F(xiàn)有的各種乘波體前緣鈍化方法主要在材料增減和前緣鈍化曲線類型兩個(gè)方面存在差異：a) 在材料增減方面，Stevens[3]提出了通過移除材料和增

鵬【摘 要】平尾前緣是指沿弦向位于平尾盒段前梁之前的非活動(dòng)翼面結(jié)構(gòu)部分，主要布置有結(jié)構(gòu)隔板、除冰系統(tǒng)、液壓管路、電氣電纜等。本文主要介紹了民用飛機(jī)平尾前緣布置原則和影響因素，為民用飛機(jī)平尾前緣布置提供了設(shè)計(jì)方法和思路?！娟P(guān)鍵詞】平尾；前緣；布置中圖分類號(hào)： V216 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 2095-2457（2018）28-0085-002DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2018.28.038【Abstract】

陳建平 童明波?前緣切口參數(shù)對(duì)大型沖壓式翼傘的性能影響分析黃炎 張紅英 楊璐瑜 陳建平 童明波（南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016）影響沖壓式翼傘氣動(dòng)性能的主要參數(shù)除翼型結(jié)構(gòu)參數(shù)外，還有翼傘前緣切口角度和前緣切口長度。為了更準(zhǔn)確地找到?jīng)_壓式翼傘前緣切口參數(shù)適用的工程應(yīng)用范圍，文章以某大型沖壓式翼傘的基礎(chǔ)翼型剖面為研究基礎(chǔ)，通過改變前緣切口角度和前緣切口長度這兩項(xiàng)重要參數(shù)，得到四種具有代表性的前緣切口參數(shù)的翼型剖面，并采

的情況。關(guān)鍵詞：前緣 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì) 鳥撞中圖分類號(hào)：V211 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-098X（2017）03（b）-0008-02鳥撞是一種突發(fā)性和多發(fā)性的飛行事故，輕則導(dǎo)致結(jié)構(gòu)部件的損傷，重則引發(fā)機(jī)毀人亡的災(zāi)難[1]，國際航空聯(lián)合會(huì)將鳥害定義為“A”類航空災(zāi)難[2]。在已統(tǒng)計(jì)的鳥撞事故中，固定類前緣發(fā)生鳥撞行為的概率僅排在發(fā)動(dòng)機(jī)、風(fēng)擋之后[3]。由于鳥撞引起的巨大損失，各國政府和科研機(jī)構(gòu)對(duì)鳥撞問題均進(jìn)行了深入研究，比較著名的有國際鳥撞委員會(huì)（I

式的VFE-2鈍前緣三角翼轉(zhuǎn)捩模擬*王光學(xué)1,2，王圣業(yè)1，王東方1，鄧小剛1(1.國防科技大學(xué) 航天科學(xué)與工程學(xué)院， 湖南 長沙410073；2.中山大學(xué) 物理學(xué)院， 廣東 廣州510006)為研究前緣轉(zhuǎn)捩對(duì)鈍前緣三角翼渦結(jié)構(gòu)的影響，采用高階精度加權(quán)緊致非線性格式和γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型對(duì)VFE-2中等半徑鈍前緣三角翼進(jìn)行數(shù)值模擬。將計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行詳細(xì)對(duì)比，結(jié)果表明：鈍前緣三角翼的前緣分離渦發(fā)生在翼尖下游，在特定雷諾數(shù)下其具體發(fā)生位置受轉(zhuǎn)捩因素影響，

)水驅(qū)油過程中，前緣含水飽和度所處的位置就叫水驅(qū)前緣，它是研究水驅(qū)開發(fā)油藏油水運(yùn)動(dòng)規(guī)律的重要因素之一。對(duì)于水驅(qū)前緣的研究，有的文獻(xiàn)采用試井理論分析方法［1-2］，這種方法不能有效描述實(shí)際水驅(qū)規(guī)律;有的文獻(xiàn)采用動(dòng)態(tài)監(jiān)測方法［3-4］，這種方法成本較高;有的文獻(xiàn)采用油藏工程計(jì)算和數(shù)值模擬方法［5-8］，這種方法可以有效描述水驅(qū)規(guī)律，但沒有延伸到反九點(diǎn)面積注采井網(wǎng)的水驅(qū)前緣運(yùn)動(dòng)規(guī)律問題。本次研究基于低滲透油藏水驅(qū)理論，建立低滲透油藏反九點(diǎn)井網(wǎng)的水驅(qū)前緣計(jì)算模型，

義上的壓氣機(jī)葉片前緣為圓弧形。但是越來越多的實(shí)驗(yàn)和研究表明，圓弧形前緣由于其和葉身連接處曲率的不連續(xù)性會(huì)導(dǎo)致流體發(fā)生分立，形成分離泡，進(jìn)而增加損失。Walraevens和Cumpsty通過實(shí)驗(yàn)，對(duì)比了圓弧形前緣和橢圓形前緣的局部流動(dòng)，發(fā)現(xiàn)橢圓形前緣可以抑制附面層的發(fā)展，推遲邊界層轉(zhuǎn)捩，擴(kuò)大了攻角范圍［2］。劉火星等人在此基礎(chǔ)上，將NACA-65葉型更換橢圓形前緣，經(jīng)過實(shí)驗(yàn)得出，橢圓形前緣的攻角范圍比圓弧形前緣擴(kuò)大了4°［3］。陸志宏等研究了一種帶平臺(tái)的圓弧

徑/高度下，由于前緣流向投影面積占整個(gè)旋成體流向投影面積比例較小，前緣氣動(dòng)性能對(duì)整個(gè)旋成體氣動(dòng)性能影響不大；但是，隨著鈍化半徑/高度的增加，前緣氣動(dòng)性能對(duì)整個(gè)旋成體氣動(dòng)性能影響會(huì)逐漸增大.關(guān)鍵詞： 旋成體； 高超聲速； 飛行器； 前緣； 氣動(dòng)力； CFD中圖分類號(hào)： V423.8；TB115.1文獻(xiàn)標(biāo)志碼： BAbstract： To study the effect of blunt shapes on the aerodynamic performan

氣動(dòng)加熱，尤其是前緣部位［1］。前緣部位熱流評(píng)估的正確與否直接關(guān)系到翼前緣氣動(dòng)熱試驗(yàn)?zāi)芊耥樌M(jìn)行，更關(guān)系到飛行器設(shè)計(jì)的成敗。電弧風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)表明，在零偏轉(zhuǎn)角的條件下，前緣上的熱流最高處集中在前緣幾何中心線（對(duì)稱線）上。然而，為了對(duì)高速飛行器飛行方向進(jìn)行有效控制，在飛行器飛行過程中機(jī)翼往往與來流方向有一定的偏轉(zhuǎn)角度，即本文稱之為偏轉(zhuǎn)角。在來流方向不變的條件下，此時(shí)翼前緣幾何中心線上的熱流密度要發(fā)生變化，在同一截面上熱流密度的最大值由幾何中心變化到前緣的其它位置，

構(gòu)造，指出其胸鰭前緣的突起能產(chǎn)生不穩(wěn)定流向渦，從而能延緩失速并使鰭在大迎角下仍能保持高升力，這對(duì)座頭鯨大迎角機(jī)動(dòng)非常有利。Miklosovic等（2004）［3］制作了座頭鯨鰭的模型，模型前緣有正弦波狀突起。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)表明前緣突起能使其失速迎角相比于光滑前緣模型增大約40%，同時(shí)伴隨著升力增大與阻力減小。其后，Miklosovic等（2007）［4］研究了正弦前緣對(duì)二維和三維機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響。結(jié)果表明：正弦前緣對(duì)提高三維機(jī)翼的氣動(dòng)性能更為有效。Johari

否滿足要求。1 前緣抗鳥撞分析1.1 前緣抗鳥撞能力分析1.1.1 抗鳥撞能力分析抗鳥撞能力分析一般有以下兩種方法:a)能量比較法，即從能量觀點(diǎn)研究飛鳥的能量，如果全部被飛機(jī)結(jié)構(gòu)吸收，則滿足鳥撞要求的結(jié)構(gòu)應(yīng)有:式中:V——飛機(jī)速度，m/s；Vp——穿透速度，m/s，估算方法見1.1.2；M——鳥質(zhì)量kgb）其他方法，如考慮幾何和材料的非線性的有限元素法分析機(jī)翼前緣的鳥撞問題，但分析方法應(yīng)有充分的試驗(yàn)做支持，采用的程序必須是經(jīng)過鑒定的。1.1.2 結(jié)構(gòu)穿透速

和迎角下，在機(jī)翼前緣渦主渦外側(cè)會(huì)形成一個(gè)新的集中渦，即形成雙渦結(jié)構(gòu)：魯素芬［3］對(duì)50°后掠角三角翼流動(dòng)結(jié)構(gòu)及氣動(dòng)特性的實(shí)驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)了三角翼前緣雙渦結(jié)構(gòu)的存在；GURSUL I［4］通過數(shù)值研究發(fā)現(xiàn)小后掠角的三角翼容易形成雙渦結(jié)構(gòu)，而細(xì)長三角翼不會(huì)產(chǎn)生雙渦結(jié)構(gòu)，其認(rèn)為雙渦結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的原因是邊界層和主渦之間的相互作用；GORDNIER Raymond E 和VISBAL Miguel R［5］對(duì)50°后掠角平板三角翼在迎角等于5°時(shí)的流動(dòng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，結(jié)果表

遠(yuǎn)程機(jī)動(dòng)飛行器，前緣形狀是影響氣動(dòng)力、氣動(dòng)熱的關(guān)鍵因素之一。為了獲取高升力、低阻力等優(yōu)良?xì)鈩?dòng)力性能，應(yīng)當(dāng)采用尖銳前緣(如高超聲速“乘波體”);而出于防熱的需求以及制造加工等考慮，尖銳前緣又必須進(jìn)行足夠的鈍化。這一矛盾要求使得高超聲速飛行器前緣設(shè)計(jì)必須進(jìn)行折中。近年來，不少國外文獻(xiàn)研究了在前緣點(diǎn)引入空腔的被動(dòng)控制概念，并進(jìn)行了大量的試驗(yàn)與數(shù)值模擬研究，指出空腔唇口外緣局部將形成“冷卻環(huán)”，可有效降低當(dāng)?shù)氐臒崃鳌?span id="j5i0abt0b" class="hl">前緣空腔是1922年 Hartmann和 Tro