翼面
- 導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面對二維彈道修正彈跨音速氣動性能的影響
引信包括一對升力翼面和一對導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面,升力翼面提供彈道修正時所需的法向力,導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面提供引信滾轉(zhuǎn)的導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩,使升力翼面停留在所需要的引信滾轉(zhuǎn)角位置。由于二維彈道修正彈氣動特性的變化會對飛行穩(wěn)定性及落點預(yù)測產(chǎn)生影響[4],因此,研究獲取不同氣動外形下氣動特性的變化規(guī)律就顯得尤為重要。加榴炮二維彈道修正殺爆彈全裝藥發(fā)射后大部分時間以超音速飛行,在彈道頂點過后有一部分飛行段會轉(zhuǎn)為跨音速;以減變裝藥發(fā)射時,跨音速飛行段在全彈道的占比會加大?？缫羲賮砹鳁l件下,繞翼面及彈
探測與控制學(xué)報 2023年3期2023-07-12
- 變體飛行器伸縮翼機構(gòu)設(shè)計與仿真
之一［1-3］。翼面作為飛行器重要的氣動升力裝置，其變形設(shè)計是變外形飛行器的研究熱點。常用的變形翼有變后掠翼、截面變形伸縮翼等，大都通過控制翼面縮展、改變翼面展弦比或采用變翼截面形狀等手段，調(diào)整飛行器升阻比，優(yōu)化氣動焦心與飛行器質(zhì)心相對位置，以獲得最佳的氣動性能［3-5］。小型、低能耗、敏捷的變形機構(gòu)是變形翼設(shè)計的關(guān)鍵，國內(nèi)外研究機構(gòu)和學(xué)者對此進行了大量探索。NASA蘭利研究中心［6］聯(lián)合美國國防高級研究計劃局（DARPA）和空軍研究實驗室（AFRL）開展
空天防御 2023年2期2023-07-12
- 戰(zhàn)機增升裝置 高升力和高大上
后緣處增加了活動翼面。當(dāng)戰(zhàn)機在起飛和著陸時，活動翼面伸出；當(dāng)戰(zhàn)機巡航時，活動翼面收回。通過增大機翼的面積和彎度，增加戰(zhàn)機的升力系數(shù)，戰(zhàn)機能夠更加安全平穩(wěn)地起降——這種活動翼面被稱為“增升裝置”。那么，增升裝置有何功效呢？a）“高”——安全性提高對于軍用運輸機而言，增升裝置是實現(xiàn)短距起降、低速空投和失速控制的重要法寶。有了它，就像是給戰(zhàn)機上了一份保險。b）“大”——穩(wěn)定性增大一些先進戰(zhàn)機普遍采用翼身融合技術(shù)，裝備增升裝置后，戰(zhàn)機在機動過程中可以與副翼配合，增
電子產(chǎn)品可靠性與環(huán)境試驗 2022年2期2022-11-27
- 翼面熱靜氣動彈性的流固熱交錯迭代耦合分析*
10016）引言翼面的靜氣動彈性是飛行器設(shè)計必須考慮的問題，它涉及到氣動力與結(jié)構(gòu)彈性變形之間的耦合。隨著飛行器速度越來越快，氣動加熱引起翼面結(jié)構(gòu)溫度升高［1-3］，導(dǎo)致翼面結(jié)構(gòu)剛度發(fā)生變化［4-5］，并由此提出了熱靜氣動彈性的問題，熱靜氣動彈性的研究對高超聲速飛行器的設(shè)計至關(guān)重要。最早的高超聲速翼面熱靜氣動彈性分析方法假設(shè)翼面結(jié)構(gòu)具有均勻的溫度場分布，分析不同溫度下的翼面熱剛度，并在此熱剛度下進行翼面的靜氣動彈性分析。隨著氣動熱分析技術(shù)研究的深入，一些學(xué)者
振動、測試與診斷 2022年5期2022-11-04
- 襟縫翼耐久性試驗電液伺服協(xié)同加載技術(shù)研究
增升裝置，為活動翼面結(jié)構(gòu)，在飛機起飛、降落和飛行過程中起著重要作用[1-3]。這些活動翼面隨著飛機飛行姿態(tài)的變化，繞各自滑軌運動一定角度，在運動過程中，翼面受到持續(xù)氣動載荷作用，受力極其復(fù)雜。襟縫翼翼面及其操縱機構(gòu)設(shè)計復(fù)雜，其耐久性關(guān)系飛機使用安全。飛機結(jié)構(gòu)耐久性試驗是測定飛機在規(guī)定使用和維修條件下的使用壽命，預(yù)測和驗證結(jié)構(gòu)薄弱環(huán)節(jié)和危險部位，確定結(jié)構(gòu)檢修維護周期，并為制定檢修大綱提供依據(jù)而進行的試驗項目[4-5]。目前，襟縫翼結(jié)構(gòu)靜力/疲勞試驗大多以固定
機床與液壓 2022年2期2022-09-22
- 二維彈道修正引信沖壓成形導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面設(shè)計方法
引信頭部安裝兩對翼面來進行修正控制：一對升力翼面進行彈道修正，一對導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面對引信頭部進行滾轉(zhuǎn)控制。滾轉(zhuǎn)控制主動力矩有電磁力矩和氣動力矩，典型代表分別為美國的PGK[2]，英國BAE的銀彈引信[3]和以色列的Top GUN等?？蓜右矶S彈道修正引信通過減旋機構(gòu)實現(xiàn)修正組件相對彈丸整體減旋，通過導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面產(chǎn)生氣動導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩進行滾轉(zhuǎn)姿態(tài)穩(wěn)定控制，而減旋機構(gòu)與制式彈丸間的摩擦力矩會對修正組件滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定控制產(chǎn)生干擾?，F(xiàn)有導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面大多是菱形翼面，為適應(yīng)摩擦力矩的干擾，一般通
探測與控制學(xué)報 2022年4期2022-08-30
- 無縫襟翼吹氣控制機理和地面效應(yīng)分析
面效應(yīng)均引起了上翼面的吸力損失[17]，而翼型整體升力的升降與迎角有關(guān);而在Re=6×106時的數(shù)值模擬[18]表明根據(jù)迎角不同，升力隨距地高度的變化分為3種情況:小到中等迎角時，當(dāng)距地高度降低，氣流在翼型下表面與地面的收斂通道中受阻，導(dǎo)致翼型上下表面壓力增加;大迎角時，距地高度減小，沿弦向的逆壓梯度增大，分離流區(qū)域增大;負迎角時，氣流由于Venturi效應(yīng)在翼型下表面與地面之間的收縮-擴張通道中加速，導(dǎo)致翼型下表面產(chǎn)生較大吸力。對于帶襟翼的NACA441
氣體物理 2022年4期2022-08-11
- 空間復(fù)雜運動增升結(jié)構(gòu)隨動加載技術(shù)
飛機結(jié)構(gòu)中的可動翼面(如襟翼、縫翼、方向舵、升降舵、擾流板、副翼等)能否正常工作直接決定了飛行器的飛行安全和任務(wù)執(zhí)行能力。根據(jù)文獻[1-3]的統(tǒng)計數(shù)據(jù)，由襟、縫翼機構(gòu)等典型運動機構(gòu)導(dǎo)致的故障占總計責(zé)任事故的53%。因此，可動翼面在飛機起飛、降落和飛行過程中起著重要的作用，一直受到飛機設(shè)計、制造和試驗的高度重視?？蓜?span id="j5i0abt0b" class="hl">翼面隨動加載是檢驗和測試翼面收放失效模式、安全性和可靠性最為有效的方法，是飛機定型前需要進行的一項重要的地面驗證試驗。進行飛機活動翼面功能試驗在
航空學(xué)報 2022年6期2022-08-01
- 大展弦比飛機的中外翼失速優(yōu)化流動控制研究
大，縫道、彎度、翼面間的干擾以及氣流展向流動的耦合使得流動相當(dāng)復(fù)雜，往往很多飛機在生產(chǎn)試飛后需要對著陸構(gòu)型的失速特性進行優(yōu)化，比如MD82飛機[1-2]，在縫翼前緣安裝渦流發(fā)生架，來改善飛機翼面的分離，增大飛機的可用升力系數(shù)。失速特性優(yōu)化的方法包括被動和主動控制。被動控制方式有: 改變襟縫翼偏度，優(yōu)化縫道參數(shù)[3]；修改頭部形狀，匹配低速翼型；布置渦流發(fā)生器(Vertex Generator, VG)，補充附面層的能量等。主動控制需要從外界輸入能量，比如射
復(fù)旦學(xué)報（自然科學(xué)版） 2022年1期2022-06-16
- 快速部署無人機充氣機翼設(shè)計與分析
Re時對應(yīng)的上下翼面蒙皮上的特征線，Q點為上翼面翼根處的特征點，CD為上下翼面蒙皮上連接機翼前緣中點和后緣中點所構(gòu)成的特征線。下翼面受均布氣動載荷q，M為距離X軸的長度為y時，單元體受到繞X軸方向的彎矩為在純彎曲情況下，得σ22為[21]其中：E為蒙皮材料的彈性模量；z為上下翼面蒙皮薄膜單元距離中性層的距離；Ix為充氣機翼蒙皮截面外輪廓及筋條截面的慣性矩。該充氣機翼蒙皮截面為不規(guī)則形狀，該慣性矩計算公式如下[22]：將式(10)和(12)代入式(11)，可
中南大學(xué)學(xué)報（自然科學(xué)版） 2022年4期2022-05-12
- U 型梁端頭翼面折彎整形設(shè)備的設(shè)計及應(yīng)用
對于U 型梁端頭翼面折彎整形的加工，現(xiàn)有設(shè)備大多是依靠人工進行手動調(diào)整，生產(chǎn)效率較低。針對此現(xiàn)象，我司研制了自動化程度較高的端頭翼面折彎整形設(shè)備。該設(shè)備可通過調(diào)整相應(yīng)的模具位置，實現(xiàn)不同截面寬度U 型梁的端頭翼面整形工作，從而解決傳統(tǒng)設(shè)備不足的問題。1 設(shè)備簡述U 型梁端頭翼面折彎整形設(shè)備是我司在商用車車架縱梁生產(chǎn)領(lǐng)域新研發(fā)的一種全新設(shè)備，可實現(xiàn)U 型梁端頭翼面自動折彎整形的功能，具有結(jié)構(gòu)簡單、操作方便的特性。設(shè)備主要由固定底座、升降床身、水平移動底板、整
鍛壓裝備與制造技術(shù) 2022年2期2022-05-11
- 上翼面擾流板偏轉(zhuǎn)對沖壓翼傘氣動性能的影響
量轉(zhuǎn)移[5]，上翼面擾流裝置[6]等。本文針對上翼面擾流這一新穎的沖壓翼傘操縱方式進行研究。目前國外沖壓翼傘上翼面擾流裝置主要有2種形式，本文分別稱這2種擾流裝置為擾流縫[7]和擾流板[8]，兩者結(jié)構(gòu)和驅(qū)動方式雖有差異，但均通過控制翼傘氣室內(nèi)部的氣體從翼傘上翼面流出來實現(xiàn)翼傘操縱。文獻[2]通過二維流場數(shù)值模擬研究了擾流縫的弦向位置對翼傘氣動性能的影響并與風(fēng)洞試驗結(jié)果進行了對比；文獻[9]通過二維流場仿真研究了擾流縫的開縫方向和弦向位置對翼傘氣動性能的影響
科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2022年12期2022-05-08
- 上翼面擾流板偏轉(zhuǎn)對沖壓翼傘流場結(jié)構(gòu)的影響
710089）上翼面擾流裝置是一類新型的沖壓翼傘縱向和橫向操縱裝置，目前國外沖壓翼傘上翼面擾流裝置主要有兩種形式。第一種是在翼傘部分氣室的上翼面傘衣上沿展向開縫，通過操縱繩下拉縫前面的傘衣使開縫處產(chǎn)生氣流出口，氣室內(nèi)氣流沖出對上翼面形成擾動[1]；第二種擾流裝置通過形狀記憶合金來改變翼傘上翼面氣流出口處的織物補丁的彎曲程度，從而實現(xiàn)翼傘上翼面氣流出口的開閉[2]。兩種擾流裝置均通過控制氣室內(nèi)部的氣體從上翼面流出來實現(xiàn)翼傘操縱但結(jié)構(gòu)又有所差異，為區(qū)分上述兩種
科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2022年10期2022-04-29
- 超大尺寸共形吸波體雷達散射截面分析與驗證
更為嚴格的要求，翼面邊緣是整機電磁散射尖峰的來源之一，傳統(tǒng)的吸波涂層由于吸波效果有限，無法滿足整機對散射波峰的控制要求。共形吸波體在翼面邊緣的應(yīng)用既能保證飛行器原有的氣動特性，又能進一步降低飛行器的前向和后向雷達散射截面（Radar Cross Section，簡稱RCS），共形吸波體的設(shè)計和制備是近些年研究的熱點。目前國內(nèi)外對共形吸波體的研究主要集中在微波和太赫茲頻段，共形吸波體多由具有周期結(jié)構(gòu)的電磁超材料組成，超材料采用柔性基底后具有一定的彎曲共形能力
航空工程進展 2022年2期2022-04-24
- 基于拔銷器鎖定的飛行器氣動控制面解鎖控制方法
不同可以是舵面或翼面，用于提供氣動控制力及控制力矩。根據(jù)工作時序的設(shè)計，飛行器飛行過程中的某些時段內(nèi)，這些氣動控制面需要保持固定轉(zhuǎn)角，其余時段則需要進行轉(zhuǎn)角的動態(tài)控制。因此，在舵面或翼面保持固定轉(zhuǎn)角的飛行時段，需要設(shè)計專門的鎖定機構(gòu)實現(xiàn)對氣動控制面的鎖定，并根據(jù)需要在特定的時間點進行解鎖，隨后即可對舵面或翼面轉(zhuǎn)角實施控制[1-3]?？煽康逆i定與解鎖技術(shù)是保證飛行控制品質(zhì)的前提，尤其是隨著變形飛行器等新概念飛行控制技術(shù)的發(fā)展，使得飛行器舵面或翼面的鎖定與解鎖
兵器裝備工程學(xué)報 2021年12期2022-01-11
- 二維彈道修正引信轉(zhuǎn)角控制翼面角度測量方法
通過控制外彈道中翼面的轉(zhuǎn)動角度從而改變彈丸的飛行姿態(tài)，進而通過變化的氣動力為彈丸提供持續(xù)的修正力，最終實現(xiàn)彈道修正功能，故二維彈道修正引信翼面轉(zhuǎn)角的準確控制對實現(xiàn)彈道修正具有重要意義。二維彈道修正引信通常采用鴨舵修正方案[2-3]，在炮射環(huán)境下，如155 mm榴彈平臺，彈丸出炮口轉(zhuǎn)速約為300 r/s，固定翼相對彈丸反轉(zhuǎn)，轉(zhuǎn)速更高，從而導(dǎo)致轉(zhuǎn)角控制時翼面角度測量難度大，不易觀察，并且進行炮射實驗需要消耗彈藥且須在滿足相應(yīng)射程的靶場進行，成本較高。目前，國內(nèi)
探測與控制學(xué)報 2021年4期2021-09-09
- 應(yīng)用協(xié)同射流原理的旋翼翼型增升減阻試驗研究
部如圖4所示。上翼面單獨加工，使用沉頭螺釘與梁固連；通過在梁上加裝特定厚度的墊片，控制上翼面下沉量（上翼面下沉量定義為：以原始翼型上翼面位置為基準，CFJ翼型上翼面向下翼面移動的距離）；通過調(diào)節(jié)吹/吸氣口與肋連接處的沉頭螺釘，控制吹/吸氣口大小。圖2 OA 312翼型模型Fig.2 OA 312 airfoil model圖3 CFJ312翼型模型Fig.3 CFJ312 airfoil model圖4 CFJ312翼型模型內(nèi)部Fig.4 Interior
航空工程進展 2021年4期2021-08-30
- 基于擺臂式隨動加載技術(shù)的活動翼面功能試驗及應(yīng)用
飛機結(jié)構(gòu)中的活動翼面，如襟翼、縫翼、升降舵、方向舵、副翼、擾流板等，在操縱運動過程中是否卡滯或干擾，直接影響到飛機的操縱性能和飛行安全。因此，在飛機起飛、降落和飛行過程中起著重要的作用。一直受到飛機設(shè)計、制造和試驗的高度重視[1-2]。在飛機實際飛行過程中，活動翼面的受力和運動有著共同的特點，就是活動翼面隨著飛機飛行姿態(tài)的變化繞其轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)一定角度，在偏轉(zhuǎn)過程中，受到的氣動載荷大小和方向不斷變化。為了模擬活動翼面偏轉(zhuǎn)過程中的真實受載，活動翼面功能試驗要求既要
科學(xué)技術(shù)與工程 2021年17期2021-07-19
- 隨積冰歷程的機翼蒙皮載荷實驗研究
冷大水滴不斷撞擊翼面并形成積冰,破壞翼面外形光滑度,使載荷分布發(fā)生變化,影響工作性能甚至飛行安全[1]。因此,防除冰問題一直是航空及風(fēng)力機領(lǐng)域的重要研究內(nèi)容[2]。在結(jié)冰程度較弱的情況下,若不及時處理積冰,任其增長,可能會在某時造成突發(fā)性災(zāi)難;若持續(xù)除冰,則勢必消耗大量能源。為評價翼面狀態(tài)并將潛在威脅告知駕駛員或控制中樞、在積冰達到危險閾值前進行除冰,從而在確保安全的前提下盡可能降低能耗,就需要及時感知翼面外界環(huán)境和積冰狀態(tài)。劉勝先等[3]利用模態(tài)分析系統(tǒng)
實驗流體力學(xué) 2021年3期2021-07-15
- 基于非線性接觸剛度的鉸接/鎖緊結(jié)構(gòu)動力學(xué)建模方法
元，建立了可折疊翼面局部鉸接鎖緊結(jié)構(gòu)連接剛度求解方法，并開展翼面整體靜力/振動特性的理論研究和試驗驗證。首先，構(gòu)建了考慮可折疊翼面柔性變形和配合間隙影響的位移矢量方程；然后，對折疊翼面局部鉸接結(jié)構(gòu)進行靜力學(xué)分析，并基于粒子群優(yōu)化方法對位移矢量方程中的轉(zhuǎn)動矩陣和平移矢量進行求解，獲得不同載荷下鉸接鎖緊結(jié)構(gòu)的非線性剛度；最后，將局部結(jié)構(gòu)剛度值帶入整體翼面結(jié)構(gòu)的板-彈簧模型中，并開展靜力學(xué)分析和模態(tài)分析，研究表明理論預(yù)示結(jié)果與試驗結(jié)果具有較好的一致性，驗證了剛度
強度與環(huán)境 2021年6期2021-03-30
- 同步加載技術(shù)在襟縫翼疲勞試驗中的應(yīng)用研究
加載方法[2]。翼面隨動加載系統(tǒng)由加載框架和運動機構(gòu)組成，加載框架及運動機構(gòu)即為懸掛框架和翼面驅(qū)動系統(tǒng)，將載荷的幅值控制與加載方向控制分開考慮，由懸掛框架和翼面驅(qū)動系統(tǒng)來控制載荷加載方向，而載荷幅值控制交給已有的試驗加載協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)解決，即由兩套不同的控制系統(tǒng)通過信息交互同步控制，對應(yīng)加載機構(gòu)來完成活動翼面的載荷加載[3]。圖1 ??襟縫翼軌跡收放1 加載控制系統(tǒng)組成1.1 協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)協(xié)調(diào)加載控制系統(tǒng)是能夠進行閉環(huán)控制、保證試驗加載的協(xié)調(diào)性、具有報警
工程與試驗 2020年1期2020-06-18
- 基于卡滯響應(yīng)的翼面偏轉(zhuǎn)自動切換技術(shù)
路在全機工況活動翼面操縱功能檢查試驗中，當(dāng)全機加載到限制載荷時，需要在規(guī)定時間內(nèi)一次性獲取活動翼面的最大正負偏角。如果活動翼面偏轉(zhuǎn)出現(xiàn)卡滯，需要控制活動翼面自動反向偏轉(zhuǎn)。常規(guī)的控制技術(shù)難以滿足試驗需求。因此，提出了基于卡滯響應(yīng)的翼面偏轉(zhuǎn)自動切換技術(shù)，通過多參數(shù)操縱力內(nèi)外限設(shè)置方法，實現(xiàn)在操縱系統(tǒng)卡滯時，活動翼面自動反向偏轉(zhuǎn)，確保一次性獲取活動翼面最大正負偏角。2 技術(shù)方案通常當(dāng)操縱系統(tǒng)卡滯時，駕駛艙內(nèi)操縱駕駛桿、駕駛盤和腳蹬的操縱力就會驟然增大，試驗中可以
工程與試驗 2020年1期2020-06-18
- 155 mm固定翼雙旋彈二維彈道修正引信的翼面轉(zhuǎn)速特性及修正能力研究
以分為整體減旋和翼面減旋兩大類，在氣動執(zhí)行機構(gòu)方面可以分為可動舵片修正CCF和固定翼修正精確制導(dǎo)組件(PGK)。本文在155 mm口徑榴彈平臺上對固定翼二維CCF兩部分轉(zhuǎn)速特性進行分析，在155 mm榴彈平臺上建立雙旋運動外彈道模型[11]，通過計算流體力學(xué)(CFD)軟件數(shù)值模擬獲取翼面部分氣動力參數(shù)[12]。根據(jù)彈丸滾轉(zhuǎn)動力學(xué)方程，分別從影響彈丸轉(zhuǎn)速的轉(zhuǎn)動慣量、摩擦力矩、滾轉(zhuǎn)阻尼力矩以及翼面導(dǎo)轉(zhuǎn)力矩幾方面對固定翼二維CCF轉(zhuǎn)速、落點、橫向偏差、攻角等彈道
兵工學(xué)報 2019年8期2019-09-11
- 二維彈道修正組件滾轉(zhuǎn)角測量誤差補償方法
維彈道修正組件的翼面實時滾轉(zhuǎn)角的準確測量，是二維彈道修正系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)之一。目前翼面滾轉(zhuǎn)角的測量存在太陽方位角測量法、陀螺測量法、加速度計法和磁探測法[2]等方法。太陽方位角傳感器的兩個光敏器件分別安裝在彈上光縫之內(nèi)，當(dāng)彈丸進行滾轉(zhuǎn)運動時，太陽光會透過光縫照射到光敏器件上產(chǎn)生脈沖信號，通過兩個光敏器件在同一周期內(nèi)輸出脈沖信號的時間差與一個光敏器件連續(xù)輸出脈沖信號的時間差之比來計算彈丸滾轉(zhuǎn)角度；但該方法必須在白天光照充足的情況下使用，具有較大的應(yīng)用局限性[3
探測與控制學(xué)報 2019年4期2019-09-06
- 翼面熱環(huán)境的并行迭代耦合方法及熱模態(tài)分析*
。高超聲速飛行器翼面在熱環(huán)境下其剛度會發(fā)生變化，進而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)模態(tài)發(fā)生改變。若能準確計算翼面熱環(huán)境，并且分析熱環(huán)境下翼面的熱剛度，將會對高超聲速翼面熱結(jié)構(gòu)設(shè)計產(chǎn)生重要意義。飛行器高速飛行過程中，氣動熱會造成翼面結(jié)構(gòu)溫度急劇升高，而翼面結(jié)構(gòu)溫度升高后，邊界層內(nèi)氣體與壁面之間的溫度梯度將減小，導(dǎo)致壁面熱流密度降低，即氣動加熱與結(jié)構(gòu)傳熱之間存在強烈的耦合效應(yīng)。早期傳統(tǒng)的翼面熱環(huán)境分析方法未考慮壁面溫度對熱流密度的影響[4]，直接將分析獲得的熱流密度作為邊界條件進行
振動、測試與診斷 2019年4期2019-08-28
- 復(fù)合材料面板全高度蜂窩翼面結(jié)構(gòu)分析
板全高度蜂窩夾層翼面結(jié)構(gòu)，基于MSC.Patran/Nastran 創(chuàng)建了翼面有限元模型，對均布載荷作用下的結(jié)構(gòu)進行了仿真分析。結(jié)果表明：翼面結(jié)構(gòu)最大位移2.79 mm，曲屈載荷33.7 kN。工程方法計算得到翼面結(jié)構(gòu)曲屈應(yīng)變1 308.6 με。靜強度試驗中實測翼面最大位移2.81 mm。理論與試驗相結(jié)合的方式分析夾層翼面結(jié)構(gòu)，最大位移值偏差約0.7%，證明了仿真分析模型的合理性，為該類型結(jié)構(gòu)的工程應(yīng)用提供了一定的參考。0 引言夾芯結(jié)構(gòu)具有比強度和比剛度
宇航材料工藝 2019年1期2019-03-01
- 轉(zhuǎn)接擺桿驅(qū)動的小型旋轉(zhuǎn)折疊翼動力學(xué)仿真*
旋轉(zhuǎn)折疊翼主要由翼面、擺動導(dǎo)桿和作動筒組成,翼面應(yīng)在0.5 s的時間內(nèi)旋轉(zhuǎn)90°后展開到位。翼面可繞點o旋轉(zhuǎn),初始點A處與擺動導(dǎo)桿鉸鏈連接;作動筒的氣缸端固定,推桿端與擺動導(dǎo)桿另一端在C點鉸鏈連接,作動筒內(nèi)部放置火藥;火藥觸發(fā)后形成的高壓氣體可推動作動筒推桿和擺動導(dǎo)桿前移,推動翼面旋轉(zhuǎn);翼面旋轉(zhuǎn)90°后,A點移動至B點,翼面展開到位。其中,作動筒推桿軸線與AB連線平行。以o點為原點,建立得坐標系見圖1。該小型旋轉(zhuǎn)折疊翼方案的主要設(shè)計參數(shù)如下:F為高壓氣體產(chǎn)
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2018年1期2018-11-13
- 全復(fù)合材料翼面振動主動控制技術(shù)研究
為了解決復(fù)合材料翼面結(jié)構(gòu)可能出現(xiàn)的振動問題，文中進行了全復(fù)合材料翼面振動主動控制技術(shù)研究。振動主動控制是根據(jù)傳感器檢測到的結(jié)構(gòu)振動，應(yīng)用一定的控制策略，經(jīng)過實時計算，驅(qū)動作動器對結(jié)構(gòu)或系統(tǒng)施加一定的力或力矩，以控制結(jié)構(gòu)或系統(tǒng)的振動。美國已經(jīng)將振動主動控制技術(shù)應(yīng)用在了一些柔性空間結(jié)構(gòu)和直升機機身上，B-1B、F-15、F-16和F-18飛機上已經(jīng)使用了振動主動控制技術(shù)[5-6]。為了應(yīng)對飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)出現(xiàn)的某些振動問題，文中將使用 MFC（Macro Fi
裝備環(huán)境工程 2018年9期2018-10-12
- 活動翼面與定翼面的階差測量方法分析
總裝過程中，活動翼面與定翼面對接后，需要檢查其相對位置的正確性，判斷其是否符合產(chǎn)品圖樣和技術(shù)條件的要求?；顒?span id="j5i0abt0b" class="hl">翼面與定翼面間相對位置的準確度檢查稱為活動面相對定翼面的吻合性檢查，其中一個重要的參數(shù)是活動面相對于定翼面的階差，這個階差是評價活動翼面安裝正確性和整個翼面的氣動性能的重要指標[2]。階差不滿足要求會提升飛機的阻力，降低飛機的性能，增加燃油消耗。工程部門需要準確的階差用以評估飛機的飛行性能，制造單位據(jù)此來改進制造工藝，因此在飛機裝配現(xiàn)場準確的測量活動
大連大學(xué)學(xué)報 2018年3期2018-08-23
- 固定翼二維彈道修正引信升力翼面位置的影響
引信包括一對升力翼面和一對導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面，翼面之間近距離安裝且存在安裝角。升力翼面使修正彈產(chǎn)生穩(wěn)定飛行的平衡攻角，從而產(chǎn)生彈道修正所需的升力；導(dǎo)轉(zhuǎn)翼面可以對引信轉(zhuǎn)速和滾轉(zhuǎn)位置進行控制，改變升力翼面升力的方向。修正彈的總升力并不是單獨翼面和單獨彈體的升力之和，還應(yīng)該加上它們之間的氣動干擾。氣動干擾不僅存在翼面與彈體之間，還存在翼面與翼面之間。文獻[1-4]通過風(fēng)洞試驗及建模計算，研究了翼面在不同氣動外形、不同工況和不同安裝位置下，固定翼對全彈的氣動特性影響。文獻[
探測與控制學(xué)報 2018年3期2018-07-09
- 客車車架開裂原因分析
1所示。裂紋由下翼面（下翼面與車架加強肋板斜尖角焊接部位）經(jīng)腹板延伸至上翼面。經(jīng)測量，開裂部位車架下翼面鋼板厚度約為5.09mm，并且車架下翼面開裂部位存在直徑約為8mm的圓孔；檢查車輛左側(cè)縱梁（與右側(cè)縱梁開裂部位相同位置）如圖2所示，未見下翼面存在開孔現(xiàn)象，未見相同位置存在車架開裂現(xiàn)象。檢查發(fā)現(xiàn)車輛車架開裂部位腹板外側(cè)（腹板靠近上翼面部位）存在補焊鋼板現(xiàn)象，裂紋沿焊縫的熱影響區(qū)域擴展。對開裂的車架進行取樣、制樣，并進行化學(xué)成分檢測，材料拉伸性能檢測以及斷
時代汽車 2018年12期2018-06-18
- 極小展弦比彈翼氣動特性數(shù)值研究*
.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,但是在大攻角時產(chǎn)生較大的側(cè)向氣動力;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,影響全彈氣動特性。極小展弦比;數(shù)值模擬;導(dǎo)彈外形;氣動特性0 引言翼面作為飛行器的主要升力面,對飛行器的性能和飛行品質(zhì)有著重要影響。翼面的展弦比是影響其氣動特性的重要參數(shù),戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈一般采
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2017年2期2017-11-09
- 基于頻譜細化的干擾磁場自主標定方法
引信滾轉(zhuǎn)角測量中翼面干擾磁場影響測量精度問題，提出了基于頻譜細化的干擾磁場自主標定方法。該方法通過頻譜細化以及相關(guān)特征值計算得到磁傳感器信號中干擾磁場信號的幅值、相位信息，再根據(jù)翼面與彈丸之間的相對轉(zhuǎn)速測量結(jié)果，重構(gòu)翼面干擾磁場信號，然后將磁傳感器的輸出信號中減去該重構(gòu)信號，比較精確地得到地磁場在磁傳感器中的分量，實現(xiàn)了干擾磁場的標定。仿真結(jié)果表明，該方法能夠較好地消除翼面干擾磁場對地磁信號的影響，從而提高引信滾轉(zhuǎn)角解算精度,使其滿足二維彈道修正引信滾轉(zhuǎn)角
探測與控制學(xué)報 2017年3期2017-07-12
- 固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進方法
射程損失量對升力翼面傾角需求相矛盾問題，提出了固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進方法。該方法繼承了固定翼二維彈道修正引信的設(shè)計理念，而僅將固定翼換為彈簧翼，利用迎面氣流的變化使升力翼面傾角自適應(yīng)調(diào)整，在出炮口時傾角最小，而在修正段傾角最大。仿真結(jié)果表明，與固定翼修正方法相比，在修正能力相同的情況下，彈簧翼修正方法可以減小射程損失量；在射程損失量相同的情況下，彈簧翼修正方法可獲得大的修正能力。二維彈道修正引信；固定翼；修正能力；射程損失量0 引言二維彈道修正
探測與控制學(xué)報 2017年2期2017-05-25
- 低雷諾數(shù)下柔性翼型氣動性能分析1)
明：在大攻角下，翼面變形影響著翼型表面的非定常流場，起到延緩失速和提高升力的作用；失速后柔性翼的升力系數(shù)下降得較為緩慢，且柔性越大，升力系數(shù)下降得越平緩；適當(dāng)減小彈性模量能夠提高翼型的氣動性能，然而彈性模量過小反而不利于翼型氣動性能的提升，并且翼面會產(chǎn)生大幅度的振動.流固耦合，柔性翼型，氣動性能，變形翼型或葉型作為機翼及葉片的基礎(chǔ)，對飛行器的氣動性能起著重要的影響.當(dāng)攻角大于臨界攻角時，翼面氣流將發(fā)生大面積分離，升力急劇下降進入失速狀態(tài)，嚴重危及飛行器的安
力學(xué)與實踐 2017年2期2017-05-03
- 大型客機兩段翼型著陸滑跑氣動性能數(shù)值研究
翼型的鉸鏈襟翼上翼面有一對脫體渦，會隨著升力/阻力系數(shù)的周期性變化而擴張、收縮、消亡和再生，并隨著來流向下游移動。著陸滑跑；前緣下垂；鉸鏈襟翼；上偏擾流板；數(shù)值模擬0 引言大型客機著陸過程中，一旦飛機安全落地，會立即使擾流板大角度上偏，以達到增大阻力和減小升力的效果[1-2]。擾流板大角度上偏不但增加了氣動阻力，也使整個機翼由正升力變?yōu)樨撋?，進而增加了機輪的地面摩擦阻力。氣動阻力和地面摩擦阻力的共同作用，再加上發(fā)動機反推力裝置的配合，使得著陸滑跑距離顯著
民用飛機設(shè)計與研究 2016年3期2016-12-12
- 飛行器折疊翼機構(gòu)展開性能的優(yōu)化及實驗
圖1所示，主要由翼面、支架、導(dǎo)向桿和彈簧等組成。翼面與導(dǎo)向桿通過螺紋連接，導(dǎo)向桿在彈簧力的作用下在支架滑槽內(nèi)滑動，滑動軌跡包括旋轉(zhuǎn)運動和直線運動。圖1 折疊翼機構(gòu)原理圖折疊翼機構(gòu)展開過程如圖2所示，展開過程共分為4個階段，其中在階段二又可以分為如圖3所示的幾個階段，實際運動時階段2.2和階段2.3可能會有幾次往復(fù)過程，直到旋轉(zhuǎn)速度為零時第二階段結(jié)束。圖2 展開過程示意圖圖3 第二階段運動過程示意圖階段1，從折疊翼釋放到導(dǎo)向桿中心運動到端面邊緣的過程，所用時
光學(xué)精密工程 2016年9期2016-11-10
- 燃氣作動筒驅(qū)動的彈翼旋轉(zhuǎn)展開過程動力學(xué)分析計算
序。燃氣作動筒；翼面；計算方法燃氣作動筒推動的彈翼折疊裝置展開過程中，由于系統(tǒng)中多個物理過程交織，多種載荷共同作用，解析計算有很大難度，常要通過大量試驗來獲取需要的數(shù)據(jù)。為降低成本，提高工作效率，并為相關(guān)設(shè)計提供具體的參考依據(jù)，在對系統(tǒng)進行詳盡分析的基礎(chǔ)上，建立了相關(guān)的計算模型，進而綜合利用并改造了內(nèi)彈道方程、火藥燃速計算公式、火藥氣小孔射流計算公式、氣體狀態(tài)方程及動力學(xué)方程，推導(dǎo)出了裝置展開過程的解析計算方程組，并推出了相應(yīng)的數(shù)值計算方法。在此基礎(chǔ)上用V
裝備制造技術(shù) 2016年8期2016-10-20
- 發(fā)明專利展示平臺
風(fēng)洞實測，機翼上翼面的前部分含有正壓力區(qū)，沒有在該部分提供全部負壓力區(qū)，因而存在上升力與下降力互相抵消的情況。機翼在上翼面部分，利用上下翼面間的流速差，產(chǎn)生壓力差，產(chǎn)生向上升力，上升力的部分主要集中在上翼面的最高點至翼面后緣之間。這樣的機翼翼面結(jié)構(gòu)使下翼面沒有升力產(chǎn)生，效能降低。本發(fā)明目的在于提供一種能夠提高機翼效能的飛機全升力機翼，以解決上述問題，該飛機全升力機翼，包括上翼面和下翼面，上翼面和下翼面均由從前緣至后緣下降的曲面構(gòu)成。上翼面的主翼面為下降曲面
創(chuàng)新時代 2016年1期2016-05-30
- 后退式微型后緣裝置對翼型氣動特性影響的實驗研究
流動結(jié)構(gòu)，導(dǎo)致上翼面吸力和下翼面的壓力升高，使翼型升力增加，但壓差阻力也增加。同時發(fā)現(xiàn)后退式 Mini-TED翼型使前駐點位置后移，加快了上翼面的流動速度，后緣分離受到抑制。后退式Mini-TED;翼型氣動特性;低雷諾數(shù);表面壓力分布;PIV測量0 引 言微型后緣裝置(Mini-TED)是一種后緣流動控制裝置，其幾何形態(tài)和安裝參數(shù)的變化能夠有效地改變翼型表面的壓力分布，增大翼型的升力和升阻比。由于安裝使用簡易，增升效果明顯，因而受到研究人員的關(guān)注。Mini
實驗流體力學(xué) 2015年5期2015-06-21
- 高超聲速飛行器翼面氣動加熱、輻射換熱與瞬態(tài)熱傳導(dǎo)的耦合分析
條件，實現(xiàn)了三維翼面的氣動加熱、輻射換熱與結(jié)構(gòu)熱傳導(dǎo)的耦合求解。1 翼面氣動加熱熱流運用牛頓公式，氣動加熱熱流為式中：αh為焓值熱交換系數(shù)，hr為恢復(fù)焓值，hw為飛行器壁面焓值。將飛行器升力面分為前緣與非前緣兩部分分別進行氣動加熱熱流計算。1.1 飛行器翼面駐點熱流采用Kemp－Riddell公式計算翼面前緣駐點熱流：式中：vc＝7 900m／s，ρsl＝1.225kg／m3為大氣海平面密度，RN為駐點曲率半徑，ρ∞、v∞分別為無窮遠來流密度及速度，h0為
彈道學(xué)報 2014年2期2014-12-26
- 80年前的翼裝大師
輻條根本無法支起翼面，使其形成下落時控制飛行方向的有效氣動面。而從“演員蝙蝠俠”到“飛行蝙蝠俠”的轉(zhuǎn)變，則源于一次小小的“意外”。因新設(shè)計的蝙蝠衣翼面結(jié)構(gòu)更加堅固，科勒姆·索恩在一次表演結(jié)束后從空中跳下，下降過程中，雙臂后方的翼面產(chǎn)生一定氣動作用，下落航向并沒有按照預(yù)先設(shè)計的軌跡，而是偏航數(shù)千米，最終降落在表演區(qū)外。這使索恩意識到，人類的確可以通過穿著帶有翼面的服裝飛行，只是在設(shè)計、制作上不能單純、機械地模仿鳥類翅膀?？评漳贰に鞫髟貞浀?，“經(jīng)過幾年的專業(yè)
航空知識 2014年10期2014-11-18
- 低雷諾數(shù)下Mini-TED對翼型流動分離特性的影響PIV實驗研究
ini-TED對翼面流動分離特性造成的影響，本實驗以弦長為特征量的雷諾數(shù)為Re≈1.3×105。實驗結(jié)果顯示，Mini-TED對上翼面的流動分離有明顯的抑制作用，尤其在較大迎角時更為有效，并且上翼面流速均高于對應(yīng)迎角時原型翼型的翼面速度；下翼面流動在Mini-TED前方形成局部的低速區(qū)，造成靜壓升高，同時Mini-TED上方觀察到對渦結(jié)構(gòu)，形成低壓區(qū)，二者共同作用的結(jié)果將導(dǎo)致后緣產(chǎn)生附加升力，增加翼型的低頭力矩。上下翼面間的速度差比原型翼型有所增加，使翼型
實驗流體力學(xué) 2014年6期2014-07-10
- 高超聲速飛行器翼面前緣半主動金屬熱防護系統(tǒng)設(shè)計與分析
時，其表面尤其是翼面前緣將會受到強烈的氣動加熱作用。當(dāng)飛行器速度達到Ma=5 時，其頭部駐點區(qū)的溫度可達到1000 ℃以上，且溫度隨著馬赫數(shù)的繼續(xù)增加而升高，并與(Ma)2成正比；機翼和控制面前緣溫度可達到近900 ℃，而迎風(fēng)面也可達到600～800 ℃。在如此高的溫度下，傳統(tǒng)的鋁鎂合金等輕金屬結(jié) 構(gòu)材料可能會軟化乃至熔化，從而導(dǎo)致高超聲速飛行器的飛行失敗。因此，開展高超聲速飛行器的熱防護研究非常必要。1 典型的熱防護技術(shù)通用的飛行器熱防護系統(tǒng)方案有被動式
航天器環(huán)境工程 2013年1期2013-12-21
- 知識驅(qū)動飛機翼面結(jié)構(gòu)快速設(shè)計
設(shè)計，是實現(xiàn)飛機翼面結(jié)構(gòu)建模和快速設(shè)計的最佳手段［1］.目前，飛機翼面結(jié)構(gòu)的布局和實體模型的生成通常由設(shè)計人員手動交互實現(xiàn)，設(shè)計質(zhì)量和結(jié)果嚴重依賴設(shè)計人員的技術(shù)水平和經(jīng)驗，設(shè)計過程中缺乏有效的數(shù)字化手段對設(shè)計知識和經(jīng)驗進行積累，同時相關(guān)的規(guī)范無法得到有效的貫徹，這種方式很難滿足企業(yè)對建模過程快速化的要求.本文提出了模板參數(shù)化的方法，將設(shè)計過程中的設(shè)計方法和定義規(guī)則等知識封裝為模板，開發(fā)了知識驅(qū)動的飛機翼面結(jié)構(gòu)的快速設(shè)計系統(tǒng)，以翼面的外形和結(jié)構(gòu)尺寸參數(shù)作為輸
北京航空航天大學(xué)學(xué)報 2013年6期2013-12-19
- 鴨式與正常式導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)特性數(shù)值研究 *
布局導(dǎo)彈的舵面和翼面外形完全相同;舵面與翼面面積比為1∶4，舵面為梯形平面，剖面形狀為菱形，翼面為梯形平面，前緣后掠角為45°，后緣后掠角為30°，剖面形狀為六邊形，舵面和翼面展長相同，這兩種布局形式導(dǎo)彈的兩組翼面在彈體縱向的安裝位置也相同。整個計算區(qū)域為縱向為33倍導(dǎo)彈全長，展向為導(dǎo)彈100全展長，采用六面體網(wǎng)格對流場區(qū)域進行劃分。邊界類型:外域邊界采用壓力遠場邊界，壁面邊界采用無滑移絕熱固壁邊界。圖1 不同氣動布局外形圖1.2 數(shù)值計算方法控制方程為三
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2013年4期2013-12-10
- 民用飛機高升力系統(tǒng)翼面傾斜探測方案分析
翼系統(tǒng)要分別保持翼面的一致性。如果翼面不一致，將造成實際與預(yù)期的氣動特性不一致，在飛機起降階段降低高升力系統(tǒng)的升阻作用。翼面不一致主要由作動機構(gòu)的故障引起，如作動器內(nèi)齒輪嚙合的脫開、驅(qū)動齒輪齒條的脫開等。因此，有必要引入襟縫翼傾斜探測系統(tǒng)，通過檢測翼面的傾斜來檢測作動機構(gòu)的故障并鎖止系統(tǒng)以防止更嚴重的故障發(fā)生，并提供告警。1 傾斜探測方案傾斜探測系統(tǒng)包括襟/縫翼計算機、傾斜傳感器、運動機構(gòu)等。襟縫翼計算機通常有兩個，用來進行邏輯運算、發(fā)送指令和接收信號。傾
機械設(shè)計與制造工程 2013年7期2013-08-16
- 基于動網(wǎng)格法的翼型啟動過程數(shù)值模擬
動時，前緣附近下翼面的流體質(zhì)點繞過前緣流至上翼面，后緣附近下翼面的流體質(zhì)點則繞過后緣流至上翼面，形成2個較為明顯的環(huán)流，且這2個環(huán)流都附著在翼型表面，并未在脫離壁面的流場中形成明顯的渦核。圖2 b）是t=1 s翼型繞流場結(jié)構(gòu)圖。此時，翼型速度1 m/s。從中可見隨著翼型的前進，原來附著在后緣的環(huán)流逐漸脫離開尾緣，在翼型后方形成一個渦核，但前緣的環(huán)流仍附著在翼型表面上。圖2 c）是t=3 s翼型繞流結(jié)構(gòu)圖。此時，翼型速度3 m/s，且自此開始維持此速度做勻速
海軍航空大學(xué)學(xué)報 2013年4期2013-03-24
- 高速巡航導(dǎo)彈翼面結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗研究
91高速巡航導(dǎo)彈翼面結(jié)構(gòu)熱-振聯(lián)合試驗研究吳大方*， 趙壽根， 潘兵， 王岳武， 牟朦， 吳爽北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191由于高速巡航導(dǎo)彈飛行速度快、滯空時間長，在氣動加熱引起彈翼、整流罩和彈體等部件外表面溫度升高的同時，還會伴隨長時間的劇烈振動。氣動加熱產(chǎn)生的熱環(huán)境會使材料和結(jié)構(gòu)的彈性模量、剛度等力學(xué)性能發(fā)生明顯變化，復(fù)雜的機動飛行過程又會使結(jié)構(gòu)中出現(xiàn)較大的溫度梯度，引起熱應(yīng)力場的改變，進而對導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)的固有振動特性帶來嚴重的
航空學(xué)報 2012年9期2012-11-16
- 尾緣合成射流影響翼型非定常氣動特性的數(shù)值研究
轉(zhuǎn)板和對應(yīng)的上下翼面制作成電極板，這樣根據(jù)各極板帶電的不同來驅(qū)動轉(zhuǎn)板的上下運動。在實際使用時，為降低吸氣負載，可在翼面上開出兩到三條吸氣縫，這些吸氣縫在隔倉“噴”沖程時被關(guān)閉，而在“吸”沖程時被打開，如圖中12、14所示。在實際使用過程中，也可以只有單獨的一個隔倉。本文以機械傳動的方式為例推導(dǎo)了噴流速度與轉(zhuǎn)速之間的關(guān)系，在推導(dǎo)時作了如下假設(shè)：（1）在壓氣過程中，倉內(nèi)氣體不可壓縮；（2）忽略合葉的張合對隔倉容積的影響。按圖2所示幾何關(guān)系，不難得出噴口的噴流速
空氣動力學(xué)學(xué)報 2012年5期2012-11-08
- 飛機著陸過程中提高氣動性能的一種新方法
新方法:將翼型上翼面的一段表面設(shè)計為活動部分。當(dāng)飛機進入著陸階段的較大迎角時,通過活動部分在上翼面形成一個臺階產(chǎn)生穩(wěn)定的駐渦,再聯(lián)合Gurney襟翼,達到同時提高翼型的升力、失速迎角及增加翼型阻力的目的。在NACA2415翼型上對上述方法進行了驗證。結(jié)果表明,翼型最大升力系數(shù)從原始翼型的1.548 232提高到2.160 687, 最大升力系數(shù)所對應(yīng)的迎角可以從原始翼型的17°提高到20°?？梢?所提出的新方法對提高飛機的著陸性能是有效的。翼型; 分離渦;
飛行力學(xué) 2012年1期2012-11-03
- 極小展弦比背鰭氣動特性研究
，其中一片為測力翼面。實驗使用了面積相同的兩種翼面，分別稱為W1和W2，其中W1翼展弦比為0.16，W2翼展弦比為0.26。試驗?zāi)Ｐ腿鐖D1所示。實驗時模型邊界層自由轉(zhuǎn)捩。1.2 風(fēng)洞FL－23風(fēng)洞是一座直流暫沖式亞、跨、超聲速風(fēng)洞，試驗段橫截面積為0.6m×0.6m，試驗Ma數(shù)范圍為0.4～4.5。跨聲速試驗段上下壁為斜孔開孔壁、左右壁為實壁；超聲速試驗段的四壁為實壁。實驗?zāi)Ｐ筒捎梦仓畏绞桨惭b于風(fēng)洞單支臂迎角機構(gòu)上，模型在風(fēng)洞試驗段中的照片見圖2。圖1
實驗流體力學(xué) 2012年1期2012-04-17
- 仿鳥撲翼機器人氣動力建模與分析*
比，這種模式通過翼面的上下?lián)鋭油瑫r產(chǎn)生升力和推力，具有效率高、尺寸小和重量輕的優(yōu)點.自20世紀90年代以來，仿鳥、仿昆蟲的微小撲翼飛行器逐漸成為研究的熱點，并取得了一些成果［1-3］.但總體而言，對撲翼飛行的研究還處于初始階段，這主要是由于撲翼飛行模式具有很低的雷諾數(shù)(通常小于105)，在這種狀態(tài)下，氣流的粘性力大，升阻比小，對周圍氣流的微小擾動極其敏感，因此，傳統(tǒng)的針對固定翼飛行器的定?？諝鈩恿W(xué)理論已經(jīng)不能適用［4］.針對撲翼飛行的高升力機理，Garr
華南理工大學(xué)學(xué)報（自然科學(xué)版） 2011年6期2011-08-02
- 一種簡單可靠的昆蟲撲翼運動圖像序列自動分析方法
分復(fù)雜：真實昆蟲翼面不僅具有揮拍角、迎角和偏斜角的變化還具有扭轉(zhuǎn)和彎曲變形[2-3],而且昆蟲身體還有其自身的運動姿態(tài)。其次,撲翼運動的某些時刻翼面圖像和昆蟲身體圖像間會發(fā)生部分遮擋。再次,昆蟲翼面本身的透明性使得翼面圖像和背景十分接近。再則,每幀圖像都需要同時提取多個形態(tài)學(xué)特征：左右翼面各自的翼尖、翼根點,前、后緣輪廓,身體的頭部和腹部端點等。最后,經(jīng)典的運動圖像識別方法直接處理昆蟲圖像問題大都有局限：如基于背景提取的模板匹配方法[4-5]雖然可以適應(yīng)遮
實驗流體力學(xué) 2011年1期2011-04-15
- 格柵翼空氣動力特性數(shù)值模擬研究＊
面積、彈身直徑；翼面弦向壓心計算以平均氣動弦長中點為坐標原點，指向翼面前緣為正。圖3～圖5給出了計算結(jié)果，由圖可知：1）小攻角時，格柵翼和平面翼的法向力基本重合。攻角超過20°后，格柵翼法向力隨攻角持續(xù)增加，平面翼法向力基本不變，40°攻角時還略有減小。2）格柵翼的軸向力較大，幾乎是平面翼的5～8倍。3）格柵翼弦向壓心隨攻角變化較?。ㄗ兓渴瞧矫嬉淼?／6左右），因而鉸鏈力矩很小。上述計算結(jié)果表明格柵翼具有失速攻角大、升力特性好、鉸鏈力矩小的優(yōu)點，同時也存
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報 2010年6期2010-12-07