后掠角
- 變著花樣飛
就是飛機(jī)機(jī)翼的后掠角度可以改變。首先，我們體驗(yàn)的是最小后掠角的飛行：拿著飛機(jī)從前往后看，右側(cè)機(jī)翼的根部折線呈現(xiàn)Z字形，將機(jī)翼微微往上抬，確保升力的中心在重心的上方，輕輕地往前投擲紙飛機(jī)，VF-0便能緩緩向前飛去。VF-0的機(jī)翼在最小后掠角度下，適合低速飛行。需要高速飛行時(shí)，要讓VF-0紙飛機(jī)的機(jī)翼變?yōu)樽畲?span id="j5i0abt0b" class="hl">后掠角的狀態(tài)：將機(jī)翼向后自然展平，此時(shí)Z字形折線的地方還會(huì)保留一定的角度，只要讓機(jī)翼向后伸展即可。此時(shí)從上往下看紙飛機(jī)，兩側(cè)機(jī)翼和中翼的前端在一條流暢的直
百科探秘·航空航天 2024年3期2024-04-05
- 雙殼體混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔機(jī)結(jié)構(gòu)原理及水動(dòng)力性能研究
段,而對(duì)于可變后掠角的研究很少。天津大學(xué)的楊志金[16]和武建國(guó)[17]等通過(guò)試驗(yàn)研究得出滑翔翼后掠角對(duì)水下滑翔機(jī)的航行經(jīng)濟(jì)性及靜穩(wěn)定性均會(huì)產(chǎn)生重要影響?；诖?為進(jìn)一步提高混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔機(jī)的綜合航行性能,提出了一種雙殼體混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔機(jī),設(shè)計(jì)了渦輪蝸桿滑翔翼收放機(jī)構(gòu),并仿真分析了滑翔翼水動(dòng)力性能,確定了合理的機(jī)構(gòu)配置方案。1 雙殼體混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔機(jī)1.1 工作原理文中的雙殼體混合驅(qū)動(dòng)水下滑翔機(jī)外殼為基于海洋水生生物的仿生流線型非水密殼,具有優(yōu)秀的流
水下無(wú)人系統(tǒng)學(xué)報(bào) 2024年1期2024-03-14
- 不同后掠角大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼氣動(dòng)特性
性能，共設(shè)計(jì)了后掠角分別為0°、5°、10°、15°、20°、25°和30°共7種復(fù)合材料機(jī)翼式[17]，其結(jié)構(gòu)參數(shù)見(jiàn)表1。表1 機(jī)翼結(jié)構(gòu)參數(shù)Tab.1 Parameters of wing圖2 0°后掠角機(jī)翼Fig.2 Wing of 0°sweepback angle圖3 5°后掠角機(jī)翼Fig.3 Wing of 5°sweepback angle圖4 10°后掠角機(jī)翼Fig.4 Wing of 10°sweepback angle圖5 15°后掠角機(jī)
海軍航空大學(xué)學(xué)報(bào) 2023年5期2023-11-14
- 變體制導(dǎo)炮彈氣動(dòng)特性分析及彈道仿真
形,總結(jié)了彈翼后掠角變化與氣動(dòng)參數(shù)之間的關(guān)系。王旭剛等[17]為不同飛行階段的變后掠翼巡航導(dǎo)彈設(shè)計(jì)了彈道和控制指令,仿真結(jié)果表明所設(shè)計(jì)的彈道及指令合理,并且制導(dǎo)精度高。針對(duì)變后掠翼航彈的彈道優(yōu)化問(wèn)題,趙日等[18]采用粒子群算法對(duì)不同投放條件下的滑翔彈道進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),結(jié)果表明超音速投放相比亞音速投放增程效果明顯。為提高變后掠翼導(dǎo)彈的末速,文獻(xiàn)[19]基于hp-自適應(yīng)偽譜法對(duì)其末端彈道進(jìn)行優(yōu)化,采用后掠角和攻角雙變量控制方案,建立多約束條件下的彈道優(yōu)化模型,
彈道學(xué)報(bào) 2022年4期2023-01-11
- 平行連桿式變形翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及分布式驅(qū)動(dòng)配置
和降落時(shí)采用小后掠角、大展相比和高相對(duì)厚度的高升力外形，同時(shí)在超聲速巡航和機(jī)動(dòng)狀態(tài)采用大后掠角、小展弦比和低相對(duì)厚度的小阻力外形，使得氣動(dòng)性能最優(yōu)，從而擴(kuò)大飛行包線，適應(yīng)不同的飛行環(huán)境，滿足不同的任務(wù)需求，減少能耗，提高飛行效率[1-3]。機(jī)翼變形方式最早可追溯到萊特兄弟利用繩索滑輪機(jī)構(gòu)控制和調(diào)節(jié)飛機(jī)飛行。隨著飛行速度與任務(wù)適應(yīng)性的不斷提高，設(shè)計(jì)出升降舵、副翼以及襟翼等小尺度局部變形方式來(lái)改善氣流[4]。為解決軍用飛機(jī)不同設(shè)計(jì)點(diǎn)氣動(dòng)布局矛盾，改善多功能性，
哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年1期2022-12-13
- 基于CFD的變后掠翼單速度最優(yōu)后掠角預(yù)測(cè)模型
翼飛行器的機(jī)翼后掠角控制進(jìn)行了探究，通過(guò)插值法補(bǔ)充數(shù)據(jù)并采用遺傳算法進(jìn)行全局尋優(yōu)[7-9]。在后掠翼可變的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上，王釗提出1 種自適應(yīng)變后掠翼機(jī)構(gòu)，能根據(jù)最佳變后掠角規(guī)律，實(shí)現(xiàn)被動(dòng)控制飛機(jī)的變后掠過(guò)程[10]。變后掠翼飛行器在民航領(lǐng)域應(yīng)用較少，更多的是應(yīng)用于軍事。遠(yuǎn)距離突防性能是未來(lái)武器發(fā)展趨勢(shì)，續(xù)航則是關(guān)鍵性能。美國(guó)最新的增程式導(dǎo)彈是在原有域外攻擊巡航導(dǎo)彈的基礎(chǔ)上，對(duì)射程、精準(zhǔn)度、戰(zhàn)斗部穿透力和任務(wù)規(guī)劃等方面進(jìn)行了升級(jí)，它在結(jié)構(gòu)上的最大特點(diǎn)就是采用了
海軍航空大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年1期2022-11-16
- 基于在線參數(shù)辨識(shí)的變體飛行器控制
改變機(jī)翼翼展、后掠角等方式。其中大尺寸變形對(duì)飛行器的氣動(dòng)性能影響最大，所以相關(guān)研究也大多集中在這一領(lǐng)域。目前大部分研究都集中于變體飛行器的變形-飛行協(xié)調(diào)控制問(wèn)題，即飛行器變形過(guò)程中的穩(wěn)定飛行控制或跟蹤控制問(wèn)題。文獻(xiàn)[4]提出了一種抗飽和平滑切換控制策略，以解決飛行器變形過(guò)程中的姿態(tài)穩(wěn)定控制問(wèn)題。文獻(xiàn)[5]針對(duì)可變后掠角飛行器建立了切換模型，研究了飛行器外形變化下的跟蹤控制問(wèn)題。文獻(xiàn)[6-7]針對(duì)可變翼展與后掠角的變體飛行器建立了線性變形參數(shù)模型，設(shè)計(jì)了魯棒
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2022年10期2022-11-01
- 復(fù)雜三維外形對(duì)槳葉動(dòng)特性影響分析研究
3分別為槳尖處后掠角、下反角和預(yù)扭角，后掠角以前掠為正，下反角以上反為正。1.2 槳葉運(yùn)動(dòng)方程基于Hamilton 變分原理建立槳葉動(dòng)力學(xué)方程如式（3）所示，其中δU，δT，δW分別是動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的應(yīng)變能、動(dòng)能和外力虛功變分。分別為初始狀態(tài)和最終狀態(tài)下的時(shí)間1.2.1 槳葉應(yīng)變能變分槳葉應(yīng)變能變分表達(dá)式如下式中，σxx,σxη,σx?為各個(gè)方向的應(yīng)力；δεxx,δεxη,δεx?為各方向應(yīng)變的變分。1.2.2 槳葉動(dòng)能變分槳葉動(dòng)能的變分表達(dá)式如下式中，Vb=
航空科學(xué)技術(shù) 2022年10期2022-10-29
- 直升機(jī)平尾電磁散射特性研究
、不同前掠角和后掠角的散射特性均有不同。1.計(jì)算過(guò)程與方法1.1 過(guò)程本文求解目標(biāo)RCS的主要步驟如圖1所示。圖1 求解目標(biāo)RCS過(guò)程框圖1.2 方法本文針對(duì)電大尺寸的平尾結(jié)構(gòu)，采用高頻計(jì)算方法進(jìn)行仿真分析。其中平尾結(jié)構(gòu)尺寸為：弦長(zhǎng)1030mm、展長(zhǎng)4344mm。本文采用綜合分析方法，主要包括物理光學(xué)法、等效電磁流法、射線追蹤法和物理繞射理論[4]。該方法首先采用物理光學(xué)法計(jì)算目標(biāo)上一次散射的貢獻(xiàn)，即面元的反射作用[5]；其次采用等效電磁流法+物理繞射理論
中國(guó)科技縱橫 2022年9期2022-05-24
- 雙掠結(jié)構(gòu)旋翼槳葉動(dòng)力學(xué)特性研究
定的前掠角度和后掠角度，這種結(jié)構(gòu)形式在降低槳葉BVI（槳渦干擾）噪聲的同時(shí)，還能降低機(jī)體的振動(dòng)水平。國(guó)內(nèi)外針對(duì)槳尖結(jié)構(gòu)對(duì)動(dòng)力學(xué)的影響進(jìn)行了大量研究。M.Filippi 等利用梁?jiǎn)卧土骟w單元建立了復(fù)合材料槳葉三維有限元模型，準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)了復(fù)合材料雙掠槳葉的應(yīng)力分布；H.Thomas等開(kāi)展了直梁槳葉和槳尖后掠槳葉在懸停狀態(tài)下的氣彈穩(wěn)定性試驗(yàn)研究，結(jié)果表明，在懸停狀態(tài)下，直梁槳葉的阻尼要大于槳尖后掠槳葉；張俊豪等研究了雙掠槳葉的無(wú)軸承旋翼直升機(jī)氣動(dòng)機(jī)械穩(wěn)定性，
航空工程進(jìn)展 2022年2期2022-04-24
- 邊條翼后掠角對(duì)鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體非對(duì)稱流動(dòng)的影響
改變邊條翼前緣后掠角, 測(cè)量各截面的物面壓力, 積分得到不同邊條翼前緣后掠角條件下各截面時(shí)均側(cè)向力系數(shù), 結(jié)合粒子圖像測(cè)速實(shí)驗(yàn)獲得空間流場(chǎng)分布變化情況, 分析了邊條翼后掠角對(duì)繞模型非對(duì)稱流動(dòng)的影響及原因.1 模型與研究方法本文實(shí)驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)D4低速回流式風(fēng)洞中完成, 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段截面尺寸為1.5 m ×1.5 m, 自由來(lái)流的湍流度小于0.08%.用于實(shí)驗(yàn)的鈍頭細(xì)長(zhǎng)旋成體模型尺寸、坐標(biāo)系定義及測(cè)壓截面位置如圖 2所示, 圖中長(zhǎng)度單位為mm.模型總長(zhǎng)為
氣體物理 2022年1期2022-02-16
- 形狀記憶合金驅(qū)動(dòng)可變后掠角翼梢小翼的研究
氣動(dòng)性能，可變后掠角翼梢小翼的設(shè)計(jì)應(yīng)運(yùn)而生。該設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)翼梢小翼在不同飛行狀態(tài)下形狀的變化，進(jìn)而獲得更好的減阻效果?？罩锌蛙?chē)公司和布里斯托爾大學(xué)聯(lián)合開(kāi)發(fā)了一種基于電機(jī)驅(qū)動(dòng)的可變傾角的小翼。這種小翼可以在起飛期間將升阻比提高約3%[4]。西北理工大學(xué)的司亮提出了一種可變后緣舵面的小翼方案。數(shù)值模擬表明通過(guò)偏轉(zhuǎn)后緣可以提高氣動(dòng)性能[5]。以一架大型民用飛機(jī)為研究對(duì)象。采用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)方法分析了小翼前緣后掠角對(duì)飛機(jī)不同飛行階段氣動(dòng)性能的影響。在此基礎(chǔ)上，提出了一
裝備制造技術(shù) 2022年11期2022-02-10
- 基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的變后掠翼飛行器自適應(yīng)控制方法研究
飛行器而言，變后掠角過(guò)程中氣動(dòng)參數(shù)的改變對(duì)于控制系統(tǒng)提出了一定的挑戰(zhàn)，因此有必要研究針對(duì)該類飛行器的自適應(yīng)控制律。文中研究了變后掠角過(guò)程中飛行器姿態(tài)穩(wěn)定控制問(wèn)題。首先利用氣動(dòng)仿真軟件Datcom建立了變后掠翼飛行器在不同形變狀態(tài)下的氣動(dòng)模型。然后建立適應(yīng)變后掠翼飛行器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)、運(yùn)動(dòng)學(xué)模型，并利用動(dòng)態(tài)逆理論處理該類飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型中的強(qiáng)耦合問(wèn)題，在此基礎(chǔ)上，將PID參數(shù)設(shè)置為神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)隱藏層的節(jié)點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)PID參數(shù)自適應(yīng)調(diào)整。進(jìn)一步地，研究了存在外界干擾下的
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2021年5期2022-01-10
- 變后掠翼的參變氣動(dòng)彈性建模與分析1)
了主動(dòng)改變機(jī)翼后掠角而帶來(lái)的飛行性能提升.然而，增加飛機(jī)重量和結(jié)構(gòu)復(fù)雜度的缺點(diǎn)使變后掠翼在20 世紀(jì)70 年代后的發(fā)展與應(yīng)用陷入停滯.2003 年，美國(guó)國(guó)防部先進(jìn)研究計(jì)劃局(DAPRA)啟動(dòng)“變體飛行器結(jié)構(gòu)(MAS) ”研究計(jì)劃，重新掀起了變體機(jī)翼的研究熱潮[1-3].受此計(jì)劃的鼓舞，一些關(guān)于變后掠翼的新概念性設(shè)計(jì)浮現(xiàn)出來(lái)，比如美國(guó)佛羅里達(dá)大學(xué)研制的獨(dú)立多關(guān)節(jié)變后掠翼，新一代航空技術(shù)公司研制的驗(yàn)證無(wú)人機(jī)MFX-1 和MFX-2.與早期研究不同，當(dāng)前變后掠翼
力學(xué)學(xué)報(bào) 2021年11期2021-12-21
- 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
，一方面，水翼后掠角的存在能改變兩邊水翼上的有效速度分量，產(chǎn)生升力差使機(jī)身發(fā)生橫滾；另一方面，垂尾上產(chǎn)生側(cè)向力，作用點(diǎn)相對(duì)機(jī)身偏高，也會(huì)產(chǎn)生相應(yīng)的橫滾力矩，故通過(guò)優(yōu)化水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(kāi)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
艦船科學(xué)技術(shù) 2021年8期2021-09-18
- 長(zhǎng)航時(shí)輕型固定翼農(nóng)用遙感無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)與仿真
對(duì)于低速飛機(jī)，后掠角可調(diào)節(jié)飛機(jī)重心位置以及改善飛機(jī)穩(wěn)定性。初定前緣后掠角為30°，后緣后掠角為17°。翼尖小翼采用上小翼的形式。機(jī)翼扭轉(zhuǎn)一定角度可以防止大攻角下的翼尖失速，改善機(jī)翼上的升力分布與巡航特性，為了簡(jiǎn)化制造工藝，取0°扭轉(zhuǎn)。機(jī)翼安裝角和上反角參考閔山山[26]所設(shè)計(jì)的翼身融合布局無(wú)人機(jī)，選取為0°。1.2 幾何模型建立根據(jù)設(shè)計(jì)參數(shù)，將無(wú)人機(jī)平面形狀劃分為4個(gè)部件，分別為機(jī)身、內(nèi)翼、外翼和翼尖小翼，外翼上設(shè)有副翼，如圖1所示。利用三維建模軟件CAT
農(nóng)業(yè)機(jī)械學(xué)報(bào) 2021年3期2021-04-13
- APFSDS外形變化對(duì)阻力系數(shù)影響分析
梢比及尾翼后緣后掠角這3個(gè)參數(shù)對(duì)尾翼彈阻力系數(shù)及穩(wěn)定性的影響規(guī)律進(jìn)行定量分析。1 彈體模型及參數(shù)本節(jié)將介紹彈體的幾何模型以及相關(guān)的特征參數(shù)，作為外形研究的變量。1.1 尾翼彈原始模型參數(shù)圖1 尾翼彈原模型圖2 尾翼符號(hào)示意圖1.2 尾翼彈不同外形參數(shù)本文所研究的尾翼彈的不同外形尺寸參數(shù)，如表1所示。表1 不同外形尺寸參數(shù)2 數(shù)值方法本節(jié)介紹計(jì)算流體力學(xué)中使用到的相關(guān)數(shù)值方法和過(guò)程。設(shè)置氣體為理想氣體模型，黏度隨溫度的變化符合薩特蘭(Sutherland)公
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2020年4期2020-05-18
- 沖關(guān)我最棒
.關(guān)于飛機(jī)機(jī)翼后掠角說(shuō)法正確的是哪個(gè)？A.后掠角越大速度越慢B.后掠角越大速度越快C.速度與后掠角大小無(wú)關(guān)Q2.下列哪種飛機(jī)布局不屬于無(wú)尾翼飛機(jī)？A.飛翼布局B.三角翼布局C.鴨式布局Q3.一般重型戰(zhàn)斗機(jī)采用什么類型的尾翼？A.單立尾B.雙立尾C.T型尾翼Q4.受地轉(zhuǎn)偏向力的影響，傅科擺在南半球沿什么方向擺動(dòng)？A.逆時(shí)針B.無(wú)擺動(dòng)C.順時(shí)針Q5.關(guān)于北斗導(dǎo)航衛(wèi)星，下列說(shuō)法正確的是哪個(gè)？A.原子鐘可以保證北斗導(dǎo)航衛(wèi)星授時(shí)的準(zhǔn)確性B.北斗導(dǎo)航衛(wèi)星只能負(fù)責(zé)導(dǎo)航C
百科探秘·航空航天 2020年4期2020-04-24
- 高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)螺旋槳后掠槳葉氣動(dòng)研究
計(jì)上,探究槳葉后掠角對(duì)螺旋槳?dú)鈩?dòng)性能的影響規(guī)律,研究結(jié)論同樣對(duì)工作于傳統(tǒng)高度內(nèi)的螺旋槳提高其高速性能具有借鑒和指導(dǎo)意義。1 槳葉物理模型說(shuō)明1.1 槳葉建模方法說(shuō)明本文所用無(wú)后掠槳葉數(shù)據(jù)取自文獻(xiàn)[11],螺旋槳半徑2.3 m,設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)為0.4,基本葉素翼型為Eppler387。以笛卡爾坐標(biāo)系的z軸為葉素積疊線,沿展向分布10個(gè)葉素,不同展長(zhǎng)處葉素的弦長(zhǎng)中點(diǎn)布置在z軸上,葉素弦長(zhǎng)分布和扭轉(zhuǎn)角分布見(jiàn)文獻(xiàn)[11],最終形成的無(wú)后掠槳葉見(jiàn)圖1。圖1 無(wú)后掠槳
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2019年5期2019-12-31
- 大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)靜干涉降噪研究
的外涵OGV 后掠角變化、外涵OGV 弦長(zhǎng)變化、以及外涵OGV 處管道輪轂比變化對(duì)風(fēng)扇轉(zhuǎn)靜干涉單音噪聲前傳聲和后傳聲的影響，為該大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇部件的低噪聲設(shè)計(jì)提供了建議。1 理論基礎(chǔ)轉(zhuǎn)子尾跡與靜子葉片干涉的三維升力面理論的基本思想是建立葉片上質(zhì)點(diǎn)振動(dòng)速度無(wú)穿透的邊界條件，進(jìn)而求得非定常載荷在管道內(nèi)產(chǎn)生的聲場(chǎng)。其基本假設(shè)有管道內(nèi)流體可壓、無(wú)粘、等熵、均勻流動(dòng)；葉片為平板，無(wú)厚度；亞音流動(dòng)；擾動(dòng)為小量等。2 研究結(jié)果2.1 外涵OGV 后掠角對(duì)轉(zhuǎn)靜干涉
中國(guó)設(shè)備工程 2019年13期2019-08-06
- 鴨式—飛翼布局無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)研究
戰(zhàn)機(jī)的鴨翼為大后掠角、大展弦比與較小的相對(duì)厚度。但在低速小飛機(jī)中，此設(shè)計(jì)方案將不再適用。低速飛機(jī)鴨翼氣動(dòng)結(jié)果如圖1 所示。從CL圖中我們不難看出，當(dāng)鴨翼后掠角逐漸增大的同時(shí)，整機(jī)升力系數(shù)出現(xiàn)下降，鴨翼氣動(dòng)特性與高速飛機(jī)恰好相反。通過(guò)對(duì)無(wú)人機(jī)其他氣動(dòng)特性的分析發(fā)現(xiàn)，在低速狀態(tài)下，鴨翼對(duì)主翼的作用主要為翼尖渦流，并非高速飛機(jī)的脫體渦流。如圖2 所示，從不同后掠角的誘導(dǎo)阻力系數(shù)ICD與迎角的曲線，結(jié)合公式CD=CL2/πAe，印證上述結(jié)果。圖1 整機(jī)升力系數(shù)與迎
中國(guó)設(shè)備工程 2019年13期2019-08-06
- 基于響應(yīng)面和遺傳算法的尾座式無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化
人機(jī)的翼展長(zhǎng)、后掠角、小翼高和小翼厚4個(gè)結(jié)構(gòu)參數(shù)與升阻比和阻力的響應(yīng)面模型，以升阻比最大、阻力最小為優(yōu)化目標(biāo)，采用多目標(biāo)遺傳算法求解最優(yōu)結(jié)構(gòu)參數(shù)。1 材料與方法1.1 尾座式無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)與參數(shù)1.1.1結(jié)構(gòu)布局設(shè)計(jì)的尾座式無(wú)人機(jī)采用飛翼雙動(dòng)力前拉布局形式，如圖1所示，主要由左右對(duì)稱的機(jī)翼、小翼、電機(jī)座、正反轉(zhuǎn)電機(jī)和螺旋槳組成。碳桿貫穿機(jī)翼、電機(jī)座和小翼，起到機(jī)身加固和安裝定位的作用。機(jī)翼通過(guò)翼根膠粘的方式組成機(jī)身，小翼和電機(jī)座通過(guò)膠粘的方式固定在機(jī)身上，并且
農(nóng)業(yè)機(jī)械學(xué)報(bào) 2019年5期2019-06-04
- 尾座式無(wú)人機(jī)續(xù)航時(shí)間估算模型
人機(jī)的翼展長(zhǎng)和后掠角進(jìn)行了優(yōu)化，優(yōu)化后的無(wú)人機(jī)續(xù)航時(shí)間增加了36%。劉玉燾[36]從無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、氣動(dòng)分析以及在不同角度下機(jī)身的氣動(dòng)分布，闡述了尾座式無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)過(guò)程，但沒(méi)有進(jìn)行續(xù)航時(shí)間的研究。為提高電動(dòng)無(wú)人機(jī)續(xù)航時(shí)間，劉伏虎等[37]以起飛質(zhì)量和巡航升阻比為優(yōu)化目標(biāo)，采用遺傳算法對(duì)無(wú)人機(jī)的總體結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化，并在Matlab中進(jìn)行模擬仿真，但并未闡述結(jié)構(gòu)參數(shù)與續(xù)航時(shí)間的關(guān)系。AKSUGUR等[38]提出了新型的混合動(dòng)力無(wú)人機(jī)概念設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了混合動(dòng)
農(nóng)業(yè)機(jī)械學(xué)報(bào) 2019年3期2019-04-01
- 三角翼DBD等離子體流動(dòng)控制研究進(jìn)展
斗機(jī)的設(shè)計(jì)。大后掠角低展弦比三角翼適用于高速飛行器[1]；中小后掠角低展弦比機(jī)翼常用于微型飛行器和無(wú)人轟炸機(jī)等[2]。然而，三角翼布局相對(duì)低的升阻比不利于長(zhǎng)航程的設(shè)計(jì)需求，升力系數(shù)曲線斜率較緩意味著其在起飛/著陸階段產(chǎn)生的升力較低，大迎角時(shí)翼尖的抖振也較為嚴(yán)重。三角翼在較大迎角繞流時(shí)往往表現(xiàn)出渦流主導(dǎo)的繞流特性，空氣動(dòng)力特性受渦結(jié)構(gòu)影響較大?？刂七@些渦流具有諸多意義[3]，例如增加升力和提高臨界迎角、產(chǎn)生用于飛控的操縱力矩、減緩機(jī)翼或尾翼的振動(dòng)。前緣渦結(jié)構(gòu)
航空學(xué)報(bào) 2019年3期2019-03-29
- 支撐翼布局客機(jī)總體參數(shù)對(duì)結(jié)構(gòu)重量的影響
礎(chǔ)實(shí)現(xiàn)展弦比、后掠角、支撐連接位置等總體參數(shù)對(duì)結(jié)構(gòu)重量的影響規(guī)律分析，確定結(jié)構(gòu)重量隨總體參數(shù)變化的趨勢(shì)，明確總體參數(shù)優(yōu)化過(guò)程中的結(jié)構(gòu)重量約束，以及以結(jié)構(gòu)重量為目標(biāo)的總體參數(shù)優(yōu)化可行域和優(yōu)化方向。1 支撐翼布局客機(jī)外形及參數(shù)化1.1 機(jī)體外形方案以巡航馬赫數(shù)為0.7的150座級(jí)中短程支撐翼客機(jī)為研究對(duì)象，方案的翼身組合體外形如圖1所示?；鶞?zhǔn)方案采用上單翼布局，機(jī)翼面積為140 m2，展弦比為20，后掠角為20°，支撐桿在展向60%位置與機(jī)翼連接。圖1 支撐翼
航空學(xué)報(bào) 2019年2期2019-03-04
- 三維尺寸對(duì)懸臂斜坡噴注器混合效率影響數(shù)值研究*
器斜坡壓縮角、后掠角、懸臂寬度對(duì)燃料摻混效率和穿透深度的影響,為對(duì)其進(jìn)行三維尺寸優(yōu)化打下理論基礎(chǔ)。1 計(jì)算模型及數(shù)值方法1.1 計(jì)算模型與算例設(shè)置研究所用超燃燃燒室與懸臂后掠噴注器構(gòu)型結(jié)構(gòu)如圖1所示,保持噴射角度、噴射高度不變,設(shè)置帶不同斜坡壓縮角、不同斜坡后掠角以及斜坡懸臂寬度的7個(gè)算例如表1所示。斜坡壓縮角為α,斜坡后掠角為β,懸臂寬度為L(zhǎng)。超聲速流道為總長(zhǎng)160 mm的矩形截面自由通道,進(jìn)口截面為20 mm×32 mm,噴孔距燃燒室入口35 mm,噴
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2018年1期2018-11-13
- 弧形深松鏟工作過(guò)程和松土效果的離散元法仿真分析
用3個(gè)具有不同后掠角的弧形深松鏟為研究對(duì)象(圖1)。后掠角即深松鏟柄上部垂直部分迎土邊垂直線與相連的下部圓弧部分上端切線形成的夾角。采用離散元法模擬分析弧形深松鏟的工作過(guò)程以及松土效果[6]，并將離散元法的分析結(jié)果與田間試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，探討應(yīng)用離散元法分析深松鏟工作過(guò)程及松土效果的可行性。1 模型建立與參數(shù)選取1.1 邊界模型建立與參數(shù)選取采用離散元法仿真分析深松鏟的工作過(guò)程，研究邊界模型與土壤顆粒的接觸情況，并對(duì)邊界受力情況進(jìn)行分析。邊界模型即為深松鏟
江蘇農(nóng)業(yè)科學(xué) 2018年13期2018-08-01
- 鴨舵后掠角對(duì)火箭彈尾翼的滾轉(zhuǎn)性能研究*
1200)鴨舵后掠角對(duì)火箭彈尾翼的滾轉(zhuǎn)性能研究*郭向向1,曹紅松1,程登華2,張曉東1(1 中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院,太原 030051; 2 78098部隊(duì),成都 611200)根據(jù)具有較大翼面的鴨式布局火箭彈難以進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制的特性,文中采用數(shù)值流體力學(xué)分析手段,建立鴨式布局火箭彈外流場(chǎng)模型,仿真分析了鴨舵滾轉(zhuǎn)效應(yīng)產(chǎn)生機(jī)理、鴨舵下洗對(duì)尾翼氣動(dòng)耦合規(guī)律以及后掠角對(duì)火箭彈滾轉(zhuǎn)性能的影響。仿真結(jié)果表明由于鴨舵下洗作用,在尾翼上誘導(dǎo)出一個(gè)舵控方向相反的滾轉(zhuǎn)力距,使?jié)L
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2017年2期2017-11-09
- 基于空氣動(dòng)力學(xué)的變后掠翼翼身組合體變后掠規(guī)律基礎(chǔ)研究
通過(guò)改變機(jī)翼的后掠角度，滿足不同飛行狀態(tài)的需求，在機(jī)翼變后掠的過(guò)程中，其氣動(dòng)中心會(huì)隨著后掠角的改變而大幅度變化，由此會(huì)引發(fā)飛機(jī)整機(jī)操縱性能和穩(wěn)定性能的重大改變[5-6]。因此需要對(duì)這種變化進(jìn)行詳細(xì)的計(jì)算和分析，采取措施滿足設(shè)計(jì)要求。對(duì)于不同狀態(tài)下飛行的最佳后掠角的研究，是最大限度地滿足平滑漸進(jìn)地改變自身氣動(dòng)外形的要求，也就有可能解決氣動(dòng)中心變化引起的負(fù)面效應(yīng)[7-8]。對(duì)于模型設(shè)計(jì)，則需具備簡(jiǎn)單、有代表性等特點(diǎn)，可以通過(guò)不同方位的分析，得到不同高度下的氣動(dòng)
- 非對(duì)稱變彈翼高速導(dǎo)彈氣動(dòng)特性計(jì)算與分析
旋轉(zhuǎn)左右彈翼的后掠角實(shí)現(xiàn)彈翼的不對(duì)稱變化，利用飛行器快速計(jì)算軟件Missile Datcom計(jì)算不同條件下導(dǎo)彈的氣動(dòng)參數(shù)?；跉鈩?dòng)數(shù)據(jù)分析了后掠角非對(duì)稱變化對(duì)升力、阻力、俯仰力矩及滾轉(zhuǎn)力矩等氣動(dòng)特性的影響。通過(guò)分析可知，彈翼的不對(duì)稱變形可顯著的改變滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，將不對(duì)稱變形的彈翼作為輔助控制機(jī)構(gòu)，控制導(dǎo)彈的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，提高滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的準(zhǔn)確性和快速性。非對(duì)稱變彈翼；Missile Datcom；氣動(dòng)特性；滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)導(dǎo)彈在不同飛行階段，對(duì)氣動(dòng)特性的要求不同：中制導(dǎo)階
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2017年6期2017-07-03
- 定平面形狀乘波體及設(shè)計(jì)變量影響分析
意義的探索是定后掠角乘波體，但在早期只是作為傳統(tǒng)方法的附屬。Starley等[9]提出了定常楔形角乘波體，因?yàn)椴捎昧硕S楔形流場(chǎng)，升阻比不高，體積利用率較低；Jones等[2]在介紹錐導(dǎo)乘波體時(shí)，提到過(guò)一種設(shè)計(jì)曲線過(guò)圓錐頂點(diǎn)的乘波體，但設(shè)計(jì)空間受限，方法不夠靈活；最近幾年，洛克希德馬丁公司的Rodi[10]從密切錐乘波體設(shè)計(jì)方法出發(fā)，介紹了定后掠角密切錐和密切流場(chǎng)乘波體的概念；段焰輝等[11]給出了定后掠角乘波體具體實(shí)現(xiàn)，并提取設(shè)計(jì)變量進(jìn)行了分析研究。本文
宇航學(xué)報(bào) 2017年5期2017-06-15
- 小型變體無(wú)人機(jī)動(dòng)力學(xué)建模及配平分析
主要變量為機(jī)翼后掠角和迎角。為了確保變體飛機(jī)在變體過(guò)程中具有較理想的靜穩(wěn)定度，通過(guò)配平給出了不同構(gòu)型時(shí)飛機(jī)重心在機(jī)體縱軸上的合理位置，有助于變體飛機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)。變體無(wú)人機(jī)；運(yùn)動(dòng)方程；動(dòng)態(tài)響應(yīng)；配平0 引 言變體飛機(jī)在變體過(guò)程中，氣動(dòng)外形的變化必然引起飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、質(zhì)心位置、氣動(dòng)焦點(diǎn)位置等一系列機(jī)體特性的改變。近年來(lái)，一些學(xué)者針對(duì)特定的變體飛機(jī)進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)建模與分析[1-3]。陳偉等對(duì)變后掠翼飛機(jī)進(jìn)行了建模與分析[4]。樂(lè)挺等對(duì)Z型翼變體飛機(jī)進(jìn)行了多體動(dòng)
計(jì)算機(jī)技術(shù)與發(fā)展 2017年2期2017-02-22
- 定后掠角密切錐乘波體的生成和設(shè)計(jì)方法
621000定后掠角密切錐乘波體的生成和設(shè)計(jì)方法段焰輝， 范召林， 吳文華*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， 綿陽(yáng) 621000對(duì)定后掠角密切錐乘波體(OCWRCAS)的生成方法和考慮黏性的設(shè)計(jì)方法進(jìn)行了研究。定后掠角乘波體的前緣具有特定的后掠角，能夠在上表面產(chǎn)生穩(wěn)定分離渦從而改善乘波體的氣動(dòng)性能。本文首先在傳統(tǒng)密切錐乘波體生成方法的基礎(chǔ)上給出了定后掠角密切錐乘波體的生成方法；從前緣后掠的幾何特征中提取了后掠角、激波角和前緣曲線程度等設(shè)計(jì)變
航空學(xué)報(bào) 2016年10期2016-11-20
- 基于CFD的最優(yōu)變后掠規(guī)律研究
掠翼飛行器最佳后掠角的變化規(guī)律,基于計(jì)算流體力學(xué)計(jì)算技術(shù),對(duì)變后掠翼身組合體進(jìn)行了氣動(dòng)計(jì)算,結(jié)合遺傳算法對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行全局尋優(yōu),探索最優(yōu)變后掠規(guī)律。首先基于變后掠飛行器設(shè)計(jì)的要求與方法,建立了“旋轉(zhuǎn)式”變后掠翼身組合體三維模型;其次通過(guò)在寬廣速域繞流流場(chǎng)的CFD數(shù)值模擬,得到了氣動(dòng)數(shù)據(jù);最后結(jié)合遺傳算法對(duì)氣動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行全局尋優(yōu),得出了升阻比最佳的后掠角變化規(guī)律。仿真結(jié)果表明,采用遺傳算法對(duì)變后掠飛機(jī)最佳后掠角進(jìn)行全局尋優(yōu),可以得到合理的最佳后掠角變化規(guī)律曲線
飛行力學(xué) 2016年5期2016-10-27
- 剪切式變后掠翼氣動(dòng)特性分析
動(dòng)機(jī)構(gòu)改變機(jī)翼后掠角、翼展和機(jī)翼翼型，并采用智能蒙皮組件以保持翼面變化的光滑連續(xù)性，使之適應(yīng)不同的飛行狀態(tài)，達(dá)到實(shí)時(shí)最優(yōu)性能。研究“變后掠”的具體變形方式對(duì)氣動(dòng)特性的影響，有利于現(xiàn)代變形飛機(jī)的概念設(shè)計(jì)。傳統(tǒng)變后掠翼飛機(jī)的變后掠技術(shù)采用“旋轉(zhuǎn)變后掠”方式，機(jī)翼通過(guò)翼根處轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)而改變后掠角。然而這種方式在變后掠過(guò)程中機(jī)翼的翼型發(fā)生變化，且翼尖并非沿流向。一般而言，機(jī)翼設(shè)計(jì)方法是在某一特定飛行狀態(tài)下優(yōu)化出的機(jī)翼形狀，因此翼型的改變對(duì)飛機(jī)飛行氣動(dòng)特性的改善不利，
飛行力學(xué) 2015年5期2015-12-28
- 傾斜雙垂尾L 頻段電磁散射特點(diǎn)分析*
尾翼位置、邊緣后掠角等諸多設(shè)計(jì)參數(shù)，需要系統(tǒng)研究尾翼電磁散射對(duì)這些參數(shù)的敏感性，才能解決隱身性能約束下尾翼設(shè)計(jì)問(wèn)題。本文針對(duì)以往學(xué)者研究不足的方面，采用精度更高的計(jì)算方法對(duì)傾斜雙垂尾電磁散射特點(diǎn)進(jìn)行定量分析，研究尾翼位置、傾斜角度、邊緣后掠角等參數(shù)變化對(duì)RCS 產(chǎn)生的影響，為尾翼隱身設(shè)計(jì)提供參考。2 計(jì)算方案設(shè)計(jì)為單獨(dú)考察傾斜雙垂尾的電磁散射特點(diǎn)，我們?cè)O(shè)計(jì)了低散射載體。兩塊尾翼置于載體上，用載體模擬機(jī)身，并將尾翼截?cái)噙吔绨诤?。參考YF－23(如圖1)進(jìn)
電訊技術(shù) 2015年11期2015-12-24
- 高超聲速熱流計(jì)算湍流模型性能評(píng)估
果，研究了不同后掠角對(duì)鈍舵熱流的影響，得到了鈍舵前緣最大熱流隨后掠角的變化趨勢(shì).1 數(shù)值計(jì)算方法1.1 控制方程本文熱流通過(guò)求解Reynolds平均N-S方程，守恒形式為［11］各參數(shù)的意義詳見(jiàn)文獻(xiàn)［11］.為了使式(1)封閉，需要對(duì)式(1)中的雷諾應(yīng)力τij做出各種假設(shè).從對(duì)模式處理的出發(fā)點(diǎn)不同，一般可將湍流模式分為雷諾應(yīng)力模型和渦黏性模型兩類.受計(jì)算條件的約束，雷諾應(yīng)力模型計(jì)算量巨大，使其應(yīng)用范圍受到限制，在工程湍流問(wèn)題中廣泛應(yīng)用的是渦黏性模型［12］
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2015年2期2015-12-20
- 曲面乘波進(jìn)氣道非設(shè)計(jì)狀態(tài)性能研究
進(jìn)氣道側(cè)板豁口后掠角度，又能保證低馬赫數(shù)時(shí)進(jìn)氣道能夠自起動(dòng)，同時(shí)高馬赫數(shù)時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)性能也能夠基本保持，適當(dāng)減小封口馬赫數(shù)的進(jìn)氣道能夠滿足寬?cǎi)R赫數(shù)范圍工作要求。高超聲速；進(jìn)氣道；乘波體；非設(shè)計(jì)狀態(tài)0 引 言吸氣式高超聲速飛行器在進(jìn)行飛行試驗(yàn)時(shí)，必須由火箭助推到滿足超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作所需的接力馬赫數(shù)和高度，才進(jìn)行機(jī)箭分離、飛行器自主飛行。美國(guó)X-43A[1-2]采用的是升力前體進(jìn)氣道構(gòu)型設(shè)計(jì)，已成功進(jìn)行了Ma7和Ma10的飛行試驗(yàn)。而美國(guó)X-51A[3]采用乘
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2015年4期2015-06-22
- 柔性變后掠飛行器非定常氣動(dòng)特性數(shù)值研究
掠飛行器在特定后掠角下的定常氣動(dòng)特性，接著選用三種變后掠周期進(jìn)行了非定常計(jì)算，分析了不同變后掠速度對(duì)飛行器氣動(dòng)特性的影響，以及定常與非定常氣動(dòng)特性的差別，并研究了這種差異產(chǎn)生的原因。結(jié)果表明:柔性變后掠飛行器通過(guò)后掠角的改變可以使實(shí)時(shí)氣動(dòng)性能達(dá)到最優(yōu);不同變后掠速度引起的氣動(dòng)力差異不大;定常氣動(dòng)力與非定常氣動(dòng)力最大差異不超過(guò)7%，其差異主要是由于機(jī)翼上氣動(dòng)力的差異引起;非定常計(jì)算的升力、阻力系數(shù)大于定常結(jié)果，俯仰力矩系數(shù)與定常計(jì)算值差異不大。非定常氣動(dòng)力的
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2015年3期2015-04-14
- 變體飛行器的切換LPV控制
器的任務(wù)需求把后掠角變化范圍分成不同的區(qū)域,針對(duì)不同的變化區(qū)域分別設(shè)計(jì)相應(yīng)的LPV控制器，采用參數(shù)依賴公共Lyapunov函數(shù)方法實(shí)現(xiàn)在變形機(jī)構(gòu)允許的范圍內(nèi)以盡可能快的變體速度實(shí)現(xiàn)變體過(guò)程。仿真結(jié)果表明用所用方法設(shè)計(jì)的控制器具有良好的響應(yīng)特性，可實(shí)現(xiàn)對(duì)指令信號(hào)的良好跟蹤。關(guān)鍵詞：變體飛行器；切換LPV系統(tǒng)；參數(shù)依賴公共Lyapunov函數(shù)傳統(tǒng)飛行器飛行模式單一，只能執(zhí)行特定的飛行任務(wù)。隨著國(guó)防建設(shè)的需要和科學(xué)技術(shù)的不斷進(jìn)步，人們希望擁有一種飛行器能夠根據(jù)飛
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2015年5期2015-02-22
- 垂尾電磁散射特性分析與R C S減縮方法研究
點(diǎn)研究垂尾前緣后掠角、展長(zhǎng)及傾角對(duì)RCS的影響，并擬合垂尾RCS隨這三個(gè)變量的變化曲線，建立了垂尾RCS與這三個(gè)變量之間的函數(shù)式。并由此提出減縮垂尾雷達(dá)散射截面積RCS的方法。1 MoM方法原理積分方程一般采用矩量法(method of moment,MoM)求解。矩量法是由R.F.Harrington于1968年提出的一種嚴(yán)格數(shù)值方法，具有較高的求解精度。其數(shù)學(xué)本質(zhì)是一種求解線性方程組的方法。矩量法的基本原理是用許多離散的子域來(lái)代表整個(gè)連續(xù)區(qū)域。在每個(gè)子
科技視界 2015年15期2015-01-16
- 可變后掠翼技術(shù)發(fā)展與展望
求相互矛盾。大后掠角雖然可以降低激波阻力,有利于跨聲速和超聲速飛行,但是也帶來(lái)誘導(dǎo)阻力大、低速特性差的問(wèn)題[1]。只有變幾何形狀機(jī)翼的飛機(jī)布局,其后掠角在飛行中可以控制,能滿足對(duì)現(xiàn)代超聲速多狀態(tài)飛機(jī)的一系列相互矛盾的要求[2]?？勺兒舐右?或變后掠翼)是指在飛行過(guò)程中機(jī)翼后掠角可以隨飛機(jī)飛行高度、速度變化而改變的機(jī)翼。變后掠翼飛機(jī)最大的優(yōu)點(diǎn)在于飛行中可以通過(guò)改變機(jī)翼后掠角來(lái)改進(jìn)飛機(jī)升力、阻力特性,使飛機(jī)飛行性能在高速、低速都能得到優(yōu)化。軍用飛機(jī)方面,可變后
飛行力學(xué) 2014年2期2014-09-17
- 變后掠翼身組合體阻力特性分析
飛行過(guò)程中機(jī)翼后掠角可以隨飛機(jī)飛行高度、速度變化而改變的機(jī)翼。變后掠翼飛機(jī)最大的優(yōu)點(diǎn)在于飛行中可以通過(guò)改變機(jī)翼后掠角來(lái)改進(jìn)飛機(jī)升力、阻力特性,使飛機(jī)飛行性能在高速、低速都能得到優(yōu)化[1]。變后掠翼飛機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一是變后掠驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)。傳統(tǒng)的大型、高速變后掠翼飛機(jī)主要使用液壓式驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu),存在質(zhì)量和體積龐大、結(jié)構(gòu)復(fù)雜的缺點(diǎn),不僅加大飛機(jī)重量而且復(fù)雜的結(jié)構(gòu)降低了飛機(jī)的可靠性,增加了維護(hù)費(fèi)用[2]。變后掠翼技術(shù)本身同時(shí)具有極佳的高速和低速性能。其面對(duì)的主要問(wèn)
飛行力學(xué) 2014年4期2014-09-15
- 機(jī)翼前緣后掠角對(duì)飛機(jī)RCS影響的數(shù)值模擬
01）機(jī)翼前緣后掠角對(duì)飛機(jī)RCS影響的數(shù)值模擬徐鳴1，左君偉1，岳奎志2，郁大照2（1.海軍裝備部，北京100071；2.海軍航空工程學(xué)院飛行器工程系，山東煙臺(tái)264001）為了在飛機(jī)總體設(shè)計(jì)時(shí)改善其隱身性能，對(duì)機(jī)翼前緣后掠角參數(shù)化可調(diào)的飛機(jī)三維數(shù)字樣機(jī)的RCS特性進(jìn)行了研究。使用CATIA軟件，建立機(jī)翼前緣后掠角參數(shù)化可調(diào)的飛機(jī)三維數(shù)字樣機(jī)；基于物理光學(xué)法和等效電磁流法，采用RCSAnsys軟件，使用X波段雷達(dá)對(duì)飛機(jī)進(jìn)行探測(cè)，雷達(dá)入射波的俯仰角在-15°
海軍航空大學(xué)學(xué)報(bào) 2014年1期2014-07-07
- 變后掠變展長(zhǎng)飛行器動(dòng)力學(xué)建模與動(dòng)態(tài)響應(yīng)分析
1）飛行器機(jī)翼后掠角和展長(zhǎng)動(dòng)態(tài)變化時(shí),氣動(dòng)力、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、壓力中心和質(zhì)心等關(guān)鍵參數(shù)都發(fā)生劇烈變化?；贜ewton-Euler方法建立了包含5個(gè)剛體的變后掠變展長(zhǎng)飛行器的動(dòng)力學(xué)模型,推導(dǎo)了由于變形所產(chǎn)生的附加氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩。在縱向上解耦簡(jiǎn)化了動(dòng)力學(xué)方程,基于準(zhǔn)定常氣動(dòng)力模型,分析了不同變形形式和變形速度下的縱向動(dòng)態(tài)響應(yīng)。研究結(jié)果表明,后掠角和展長(zhǎng)的變化對(duì)動(dòng)力學(xué)特性影響較大,但不同的變化速度對(duì)結(jié)果影響不大。通過(guò)合適的變形方式和變形速度的結(jié)合可以弱化變形過(guò)程中
兵工學(xué)報(bào) 2014年1期2014-06-27
- 飛機(jī)外翼段大尺度剪切式變后掠設(shè)計(jì)與分析
轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)后掠角的變化。這種方式在變后掠過(guò)程中機(jī)翼翼型實(shí)時(shí)變化。一般而言，經(jīng)過(guò)精心設(shè)計(jì)的翼型變化為其它較為任意的翼型時(shí)，氣動(dòng)特性改善的可能性甚微。因而，“旋轉(zhuǎn)式變后掠”可能對(duì)氣動(dòng)特性產(chǎn)生不利影響。若將機(jī)翼各展向位置的翼剖面進(jìn)行線性規(guī)律的流向平移，越靠近翼尖平移量越大，則亦可實(shí)現(xiàn)后掠角的變化，且變后掠過(guò)程中機(jī)翼翼型保持不變。這種變后掠方式因類似于材料力學(xué)中的剪切變形，故稱為“剪切式變后掠”。前期研究［21］中數(shù)值模擬了旋轉(zhuǎn)式變后掠翼身組合體與剪切式變后掠
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2013年1期2013-08-21
- 外涵靜子后掠對(duì)某風(fēng)扇/增壓級(jí)氣動(dòng)特性的影響
一定程度的軸向后掠角度會(huì)使靜子表面靜壓在葉尖處增強(qiáng)，而根部的葉片表面靜壓分布更趨均勻，風(fēng)扇/增壓級(jí)的外涵氣動(dòng)特性在裕度上無(wú)明顯惡化；但嚴(yán)重的后掠角度則會(huì)導(dǎo)致葉尖葉片表面載荷顯著增加，從而造成外涵的喘振裕度減小，進(jìn)而影響整個(gè)風(fēng)扇/增壓級(jí)的氣動(dòng)性能。風(fēng)扇/增壓級(jí)；外涵靜子；降噪；后掠；航空發(fā)動(dòng)機(jī)0 引言風(fēng)扇/增壓級(jí)是渦輪風(fēng)扇壓氣機(jī)的主要核心部件，其性能優(yōu)劣將直接影響整臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能[1]。因此，風(fēng)扇/增壓級(jí)設(shè)計(jì)一直是民用大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)[2
航空發(fā)動(dòng)機(jī) 2013年4期2013-07-07
- 變后掠翼航彈滑翔彈道優(yōu)化設(shè)計(jì)
防能力，其彈翼后掠角可根據(jù)飛行條件及作戰(zhàn)任務(wù)的不同而變化，這使航彈可在更大的空域和速域內(nèi)飛行[1]，以實(shí)現(xiàn)亞、跨、超音速，大包線、低能耗的作戰(zhàn)要求.為了充分發(fā)揮變后掠翼航彈飛行性能的優(yōu)勢(shì)，對(duì)變后掠翼航彈進(jìn)行彈道優(yōu)化具有重要的實(shí)際意義.目前變后掠翼技術(shù)在導(dǎo)彈設(shè)計(jì)中的應(yīng)用研究是國(guó)內(nèi)外的熱點(diǎn)方向，文獻(xiàn)[2～5]分別從作動(dòng)機(jī)構(gòu)、理論分析和數(shù)值計(jì)算等角度深入研究了變后掠翼對(duì)飛行器氣動(dòng)特性的改善問(wèn)題.在彈道優(yōu)化方面，文獻(xiàn)[6]針對(duì)導(dǎo)彈爬升－轉(zhuǎn)彎段彈道優(yōu)化問(wèn)題，提出了一
彈道學(xué)報(bào) 2012年2期2012-12-25
- 前緣后掠式柵格翼升阻特性研究
翼面后掠方式及后掠角度對(duì)柵格翼的減阻特性進(jìn)行了詳細(xì)研究。1 數(shù)值方法1.1 控制方程曲線坐標(biāo)系下的雷諾平均N－S方程：式中，Q表示守恒變量矢量，F(xiàn)、G和H 表示無(wú)粘通矢量，F(xiàn)v、Gv和Hv表示粘性通矢量。采用有限體積法對(duì)空間進(jìn)行離散，離散格式采用AUSM＋，時(shí)間項(xiàng)采用隱式LU－SGS方法。湍流模型采用Realizable k－ε模型，并使用帶雙層模型的增強(qiáng)壁面函數(shù)。1.2 邊界條件遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件：采用自由流條件，入流邊界采用來(lái)流值。物面邊界條件：采用無(wú)滑移條
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2012年5期2012-11-08
- 中等后掠角三角翼前緣雙渦結(jié)構(gòu)的形成機(jī)理數(shù)值研究
都發(fā)現(xiàn)對(duì)于中小后掠角三角翼，在特定的雷諾數(shù)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(guò)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(zhǎng)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
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2012年6期2012-10-21
- 變體無(wú)人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型及切換控制研究
e-Bee機(jī)翼后掠角變化范圍為15°～60°，機(jī)翼面積、平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)、展長(zhǎng)隨之連續(xù)變化，一個(gè)后掠角對(duì)應(yīng)于一種固定構(gòu)型，變體無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)根據(jù)不同的構(gòu)型給出，也就是說(shuō)，它們都是后掠角χ的函數(shù)。在進(jìn)行縱向短周期動(dòng)力學(xué)建模時(shí)，有如下簡(jiǎn)化條件:(1)準(zhǔn)定常假設(shè):忽略由飛行中的變形動(dòng)態(tài)過(guò)程引起的非定常氣動(dòng)力與力矩，假設(shè)變體飛行中的氣動(dòng)力與力矩等同于當(dāng)前瞬態(tài)結(jié)構(gòu)下飛行的氣動(dòng)力與力矩;(2)質(zhì)點(diǎn)系假設(shè):在變體無(wú)人機(jī)相對(duì)于機(jī)體軸進(jìn)行結(jié)構(gòu)變形時(shí)，將各變形結(jié)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)視為質(zhì)點(diǎn)
沈陽(yáng)航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2012年1期2012-10-04
- 非均勻槳結(jié)合后掠槳尖的旋翼厚度噪聲研究
不同調(diào)制模式及后掠角度對(duì)噪聲的影響，從而為旋翼噪聲的分析和控制提供有益的借鑒和指導(dǎo)。1 厚度噪聲的計(jì)算方法旋翼噪聲通?？煞譃楹穸仍肼?、載荷噪聲和四極子噪聲。厚度噪聲是指直升機(jī)旋翼在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中由于排開(kāi)空氣引起壓力擾動(dòng)而產(chǎn)生的噪聲，主要與槳葉的幾何形狀和飛行狀態(tài)密切相關(guān)。厚度噪聲屬于單極子噪聲，其傳播方向主要在槳盤(pán)平面內(nèi)。Farassat對(duì) FW-H方程進(jìn)行了求解，得到了Formulation 1A 解[1-2]。根據(jù) Formulation1A 公式，在亞音
太原科技大學(xué)學(xué)報(bào) 2012年5期2012-08-01
- 滑動(dòng)蒙皮變后掠無(wú)人機(jī)非定常氣動(dòng)特性研究
外形固定，外段后掠角可雙向變化;另外，主翼外段翼尖置有垂直尾翼。圖1給出了無(wú)人機(jī)變后掠過(guò)程中主翼外段處于兩種典型后掠角時(shí)全機(jī)的平面投影。為了實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)的大尺度變后掠，主翼外段經(jīng)過(guò)了特別設(shè)計(jì):主翼外段包括三部分結(jié)構(gòu)，分別為能繞固定點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)的前緣、能進(jìn)行“可控錯(cuò)動(dòng)”的平行四邊形中間結(jié)構(gòu)、能繞固定點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)的后緣，其中，前緣與后緣均具有剛性型面，而中間結(jié)構(gòu)則由翼肋、桁條、柔性蒙皮構(gòu)成。為了使變形過(guò)程中無(wú)人機(jī)始終保持較規(guī)范氣動(dòng)外形，前緣和后緣與主翼內(nèi)段交界處均設(shè)計(jì)了小型
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2011年5期2011-11-08
- 尾翼對(duì)超空泡航行器形態(tài)及力學(xué)特性影響實(shí)驗(yàn)研究
安裝位置、安裝后掠角對(duì)超空泡的形態(tài)及其力學(xué)特性之間的關(guān)系,探討研究了這些參數(shù)的變化對(duì)力學(xué)特性的影響規(guī)律。1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1所示,分為空化器,通氣碗,前錐段,圓柱段,尾翼和尾噴管6部分組成[7],其中空化器為0°迎角圓盤(pán)空化器,空化器相對(duì)直徑式中Dn為空化器直徑;D為圓柱段直徑。圖1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Experimental model實(shí)驗(yàn)是在西北工業(yè)大學(xué)高速水洞中展開(kāi)的,該水洞洞體為封閉循環(huán)式管道,工作段尺寸為0.4m×2m,工作段水速在0～1
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2011年1期2011-04-15
- 狂風(fēng)展翅
用了普通的中等后掠角度固定翼的布局。在輕型戰(zhàn)斗機(jī)聯(lián)合研制成功的鼓舞下，英、法兩國(guó)繼續(xù)開(kāi)始了多用途戰(zhàn)斗機(jī)AFVG的聯(lián)合研制。按照設(shè)想，這將是一種最大起飛重量達(dá)23噸左右的重型雙座戰(zhàn)機(jī)，裝備兩臺(tái)布里斯托爾·希德利的M45渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，作戰(zhàn)半徑740千米，轉(zhuǎn)場(chǎng)航程可達(dá)6500千米。在擁有2.5馬赫高空極速的同時(shí)，起飛距離只需要不到800米(這個(gè)指標(biāo)對(duì)于上世紀(jì)60年代的重型高速戰(zhàn)斗機(jī)來(lái)說(shuō)算是非常先進(jìn)的)。但是，英國(guó)人的目標(biāo)是以發(fā)展P.45為基礎(chǔ)進(jìn)一步發(fā)展的變后掠翼多
航空知識(shí) 2009年5期2009-07-18
- 機(jī)翼形狀與飛行速度
此目的，機(jī)翼的后掠角越來(lái)越大。而為了保證飛機(jī)的安全，又要加重鋼梁，加厚蒙皮。但飛機(jī)重量增加了，又直接影響飛機(jī)的速度和高度。怎么辦?人們把后掠機(jī)翼的前緣和平直機(jī)翼的后緣結(jié)合起來(lái)，設(shè)計(jì)制作出了三角機(jī)翼。從俯視角度看，三角機(jī)翼飛機(jī)的兩只機(jī)翼連接起來(lái)是一個(gè)等腰三角形，剛度明顯增強(qiáng)。1963年8月試飛的美國(guó)、SR－71飛機(jī)就是三角機(jī)翼，其大部分用鈦合金制成，最大飛行速度相當(dāng)于音速的3.5倍，飛行高度可達(dá)2.4萬(wàn)米。法國(guó)“幻影”系列飛機(jī)也采用了三角機(jī)翼。20世紀(jì)60年
軍事文摘 2009年2期2009-03-27