变体翼梢小翼的减阻机理数值模拟

总结了对翼梢小翼减阻效果影响最大的几何参数,在此基础上采用数值模拟方法研究了这些几何参数的最佳变化范围,为变体翼梢小翼设计提供理论依据.并从气动性能、气动载荷分布和翼尖涡的角度探讨了变体翼梢小翼相对传统翼梢小翼的优缺点.结果表明:在飞机的起飞阶段,变体翼梢小翼的减阻效率比传统翼梢小翼高2.2%,同时将翼尖涡强度降低了15%,有利于提高飞机的燃油效率和机场空域安全;但也会增大机翼的翼根弯矩,因此必须权衡变体翼梢小翼带来的气动收益与结构强度不利因素.     

用于变体翼梢小翼的伸缩栅格研究

翼梢小翼能抑制翼尖涡流形成、降低机翼的诱导阻力,翼梢小翼的高度是对减阻效果影响较大的参数之一.传统翼梢小翼仅针对巡航状态设计,而在起降、爬升等非设计状态减阻效果不佳.变体翼梢小翼能根据飞行状态主动改变几何外形和尺寸,实时优化减阻效果.为了实现变形,设计了一种用于变体翼梢小翼的伸缩栅格,通过步进电机驱动,可使翼梢小翼的高...     

CJ828大型客机“鲨鱼鳍”式翼梢小翼的气动设计

诱导阻力是飞机阻力的重要组成部分,在机翼翼尖加装翼梢小翼是减小飞机诱导阻力的一种重要手段.针对CJ828干线客机机翼进行翼梢小翼的气动设计及研究,确定翼梢小翼的六个主要参数:展长、后掠角、尖削比、倾斜角、安装角和翼型;综合blended winglet与raked tip形式的小翼特点,从raked tip衍生出一种bladedwingtip式翼梢小翼.通过CFD技术,对设计的小翼进行气动性能计算,计算结果表明,该翼梢小翼能够有效提高CJ828机翼巡航时气动性能,减小巡航飞行时阻力,在巡航状态下升力系数提高1.50％,阻力系数降低6.80％,升阻比提高8.92％.并且,添加小翼可以延长机翼上表面的等压线长度,耗散机翼翼梢涡,降低尾涡强度,减小飞机翼尖效应的影响区域.     

一种伸缩栅格结构变体翼梢小翼研究

翼梢小翼能够抑制翼尖涡的形成,减小诱导阻力,增加航程。目前翼梢小翼的设计目标是改善飞机巡航阶段的升阻特性,而无法在起降、爬升阶段提供最优的减阻效果。本文设计了一种伸缩栅格结构变展长翼梢小翼,通过在飞行过程中控制翼梢小翼高度的变化,改善飞机起降、爬升阶段和巡航阶段的气动性能。利用基于涡格法的AVL软件计算伸缩式翼梢小翼对飞机气动性能的影响,结果表明在起降、爬升阶段(0.3Ma,8°迎角),这种伸缩式翼梢小翼能使升力系数提高0.21%,诱导阻力系数降低0.57%,而翼根弯矩系数仅增加0.06%,因此这种伸缩式翼梢小翼具有改善飞机起降和爬升性能的潜力。     

不同翼梢小翼对飞机横航向特性的影响

利用有限体积法离散可压缩Euler方程,计算了带5种不同类型翼梢小翼的全机高速巡航外形.重点研究了不同小翼对飞机横航向静稳定性、机翼压力中心移动量和侧滑时滚转力矩系数随迎角变化的影响规律.研究结果表明:(1)翼梢小翼均不降低飞机的横向静稳定性,都将降低飞机的航向稳定性;(2)翼梢小翼均使机翼压力中心向外移动,小后掠角的...     

翼梢小翼后掠角对民机气动性能影响的研究

针对某民机起飞、巡航、着陆三种典型飞行状态,通过CFD方法研究翼梢小翼后掠角变化对该机不同状态下气动性能的影响。仿真结果表明,在起飞、巡航、降落三种不同状态下,随着翼稍小翼后掠角的增大,升阻比的变化都呈现先升高后下降的趋势;同时得出在以10°为步长的计算条件下,以升阻比为考核指标,对应各飞行状态的最佳后掠角分别为30°、50°、40°。该结论对今后变体翼梢小翼的研究有一定的参考价值。     

波音767-300ER改装翼梢小翼的翼根翼型气动性能研究

基于波音767-300ER改装翼梢小翼的实际测量尺寸,建立了翼根翼型几何模型,并利用计算流体力学技术在波音767-300ER飞机巡航状态下分析了该翼型的气动性能,获得了在不同迎角时该翼型的压力和速度分布以及升阻比．为翼梢小翼的设计提供了一些理论依据。     

基于成本收益理论的A型飞机改装翼梢小翼经济性分析

改装翼梢小翼可以有效降低诱导阻力,减少飞机燃油消耗和尾气排放,提高飞机经济性的同时保护环境;然而翼梢小翼通常价格昂贵,在进行翼梢小翼改装项目时,需要对翼梢小翼进行经济性评估。以 A 型飞机改装翼梢小翼为例,运用成本收益理论,建立 A 型飞机改装翼梢小翼经济性评估模型,分析平均航段距离、飞机平均日利用率、付款方式、贴现率等因素对翼梢小翼投资回收期的影响规律。结合实例评估分析某航空公司 A型飞机改装翼梢小翼的经济性,为航空公司改装翼梢小翼预先的投资回收期计算分析提供参考依据。     

商用飞机翼尖装置减阻机理及其发展与应用

推导了商用飞机诱导阻力公式,给出经典的诱导阻力表达式。对翼尖装置发展和演变历史进行了梳理,分析了翼梢小翼的减阻机理。从端板作用、耗散翼尖涡等5个方面分析了翼梢小翼对商用飞机飞行性能的影响,在此基础上提出了翼梢小翼的设计参数和设计原则。最后研究了应用于不同型号商用飞机的翼梢小翼的特点和最新进展。研究结果表明,商用飞机使用翼梢小翼能够显著降低诱导阻力,增加升阻比并提高燃油经济性。同时,商用飞机翼梢小翼正向着智能变形结构方向发展,以实现不同飞行任务阶段的性能最优化。     

空客测试A320系列飞机新型翼梢小翼

作为不断改进产品性能承诺的一部分,空中客车公司正在对用于单通道系列飞机的新型翼梢小翼进行评估。翼梢小翼是专为改进机翼的空气动力学性能而设计的,可以降低飞机的油耗。2006年3月,两种不同型号的新型翼梢小翼将安装在A320测试飞机上进行试飞。此外,美国捷蓝航空公司也将提供一架飞机参加部分飞行测试项目。位于美国堪萨斯州维奇塔的翼梢小翼技术公司将为测试专门设计一种翼梢小翼。第一套翼梢小翼已运到A320飞机总装厂,第二套也将随后运抵。在未来几个月一系列的飞行测试中,需要记录大批参数。在对测试结果进行彻底分析之后,空中客车…     

Definition of Wingtip Devices Shape and Dimensions for a Subsonic Airliner

The results of flow field numerical simulation on the typical wing-body prototype of the modern DLR-F4 airliner under sub- and transonic compressible air flow are presented. Using the DLR-F4 CAD model, the effect of the wingtip end plate area and of the cant angle of a typical Whitcomb winglet is studied. The dependencies of the model lift-to-drag ratio increment on the flat wingtip end plate relative area and on the cant angle of an airfoil Whitcomb winglet are obtained. The concept of an elliptic winglet with a variable cant angle that similar to the winglet used on Airbus A350 is studied. A technique is developed for solving the multi-parameter design optimization task for the Whitcomb winglet, taking the maximum lift-to-drag ratio of the wing as a criterion for optimization.     

Proportional fuzzy feed-forward architecture control validation by wind tunnel tests of a morphing wing

In aircraft wing design, engineers aim to provide the best possible aerodynamic performance under cruise flight conditions in terms of lift-to-drag ratio. Conventional control sur-faces such as flaps, ailerons, variable wing sweep and spoilers are used to trim the aircraft for other flight conditions. The appearance of the morphing wing concept launched a new challenge in the area of overall wing and aircraft performance improvement during different flight segments by locally altering the flow over the aircraft's wings. This paper describes the development and appli-cation of a control system for an actuation mechanism integrated in a new morphing wing structure. The controlled actuation system includes four similar miniature electromechanical actuators dis-posed in two parallel actuation lines. The experimental model of the morphing wing is based on a full-scale portion of an aircraft wing, which is equipped with an aileron. The upper surface of the wing is a flexible one, being closed to the wing tip; the flexible skin is made of light composite materials. The four actuators are controlled in unison to change the flexible upper surface to improve the flow quality on the upper surface by delaying or advancing the transition point from laminar to turbulent regime. The actuators transform the torque into vertical forces. Their bases are fixed on the wing ribs and their top link arms are attached to supporting plates fixed onto the flex-ible skin with screws. The actuators push or pull the flexible skin using the necessary torque until the desired vertical displacement of each actuator is achieved. The four vertical displacements of the actuators, correlated with the new shape of the wing, are provided by a database obtained through a preliminary aerodynamic optimization for specific flight conditions. The control system is designed to control the positions of the actuators in real time in order to obtain and to maintain the desired shape of the wing for a specified flight condition. The feasibility and effectiveness of the developed control system by use of a proportional fuzzy feed-forward methodology are demon-strated experimentally through bench and wind tunnel tests of the morphing wing model.     

翼梢小翼的气动特性计算和实验验证

 本文用有限基本解法,对带翼梢小翼后掠翼的亚音速升阻特性进行了计算,并计算了其俯仰力矩和翼根弯矩。通过各种形式翼梢小翼的计算,分析了翼梢小翼气动特性的一般规律。计算结果与实验数据的比较表明,本方法可满足翼梢小翼初步设计和选型的需要。     

变后掠变展长翼身组合体系统设计与特性分析

为了探索可变形飞行器气动、结构和控制关键技术,在可变后掠角及展长的翼身组合体风洞试验模型系统设计与特性分析方面开展了研究。系统设计包括总体方案设计、近似理论分析与计算流体力学(CFD)数值模拟、结构与控制技术集成;特性分析包括结构特性、控制特性、定常与非定常气动特性的测试及其分析。结果表明:大尺度变形能显著改变飞行器的升力、阻力和升阻比等气动特性,进而使可变形飞行器能适应多种环境和任务,因而在全飞行周期中比传统固定外形飞行器具有更优的性能。     

变体飞行器控制系统综述

介绍了变体飞行器控制系统和涉及的控制理论问题。分析了变体飞行器的控制系统,指出变体飞行器的控制系统由变形控制层和飞行控制层组成。对变体飞行器的硬件结构和变体飞行器控制方法的研究现状进行了阐述。分析了集中式和分布式两种变形机械结构以及控制系统体系结构,提出采用总线网络连接变形结构的分布式元件。总结了变体飞行器需深入研究的变形控制和飞行控制问题,包括大尺度变体飞行器的飞行控制问题,通信受约束的大数目的驱动器的协调控制问题。     

伸缩机翼变体飞机气动特性研究

伸缩机翼变体飞机通过机翼伸缩调整机翼展长,从而改变机翼面积和展弦比,改变飞机的气动布局和机翼的气动特性,满足多任务点的设计要求。简要介绍伸缩机翼变体飞机的发展历史,重点研究一种采用伸缩机翼设计的超音速飞机的气动特性变化。研究结果表明：亚音速时机翼展长伸长,展弦比增大,飞机诱导阻力降低,升阻比提高,可以明显提高飞机的航程;超音速时机翼展长缩短,展弦比减小,飞机的波阻降低,升阻比增大,提高了超音速飞行性能。伸缩机翼概念用于超音速飞机设计时能很好地兼顾亚音速巡航和超音速冲刺。     

智能材料和结构在变体飞行器上的应用现状与前景展望简

 变体飞行器可以根据不同的飞行条件改变自身形状以获得最优的气动性能,大大提高飞行器的综合性能,是未来飞行器发展的重要方向之一。新型智能材料和结构具有驱动、变形、承载、传感等特点,为变体飞行器的设计提供了新的技术途径。本文根据不同可变形机翼结构分类,详细阐述了智能材料和结构在自适应结构、智能驱动器和变形蒙皮等方面的研究现状。变体飞行器的实现亟需解决变形/承载一体化蒙皮技术、轻质大输出力驱动器技术和自适应结构技术等关键技术,本文还对智能材料和结构未来在变体飞行器上的应用前景进行了展望。     

智能材料和结构在变体飞行器上的应用现状与前景展望

变体飞行器可以根据不同的飞行条件改变自身形状以获得最优的气动性能,大大提高飞行器的综合性能,是未来飞行器发展的重要方向之一。新型智能材料和结构具有驱动、变形、承载、传感等特点,为变体飞行器的设计提供了新的技术途径。本文根据不同可变形机翼结构分类,详细阐述了智能材料和结构在自适应结构、智能驱动器和变形蒙皮等方面的研究现状。变体飞行器的实现亟需解决变形/承载一体化蒙皮技术、轻质大输出力驱动器技术和自适应结构技术等关键技术,本文还对智能材料和结构未来在变体飞行器上的应用前景进行了展望。