低速飞机加装翼梢小翼的CFD数值计算及风洞试验研究

针对某四发涡桨飞机飞行速度较低,巡航升力系数较大的特点,通过加装翼梢小翼改善翼尖流场特性而提高巡航升阻比。经数值计算和风洞试验验证表明,几何参数优化后的小翼,可以使飞机久航点升阻比提高8%,远航点升阻比提高4.8%。加装翼梢小翼气动特性的CFD数值计算和风洞试验结果吻合良好,可作为小翼外形进一步优化后快捷、经济的验证手段。     

基于径向基函数的机翼和翼梢小翼外形优化

对机翼和翼梢小翼外形参数的优化方法进行了研究.利用径向基函数(RBF)来构建机翼和翼梢小翼的优化模型.在有、无翼根弯矩约束的两种情况下,分别结合序列二次规划法和拟牛顿法优化方法,针对优化目标:机翼诱导阻力最小,优化得到机翼和翼梢小翼的最佳外形参数.实验证明本文优化方法能够取得满意的优化效果,对翼梢小翼的优化设计问题具有一定的参考价值.     

CK-1飞机带翼梢小翼的亚音速升阻特性分析

本文应用有限基本解法(涡格法)及联合流场概念,计算出CK-1机带翼梢小翼的升力系数及诱导阻力系数。结合CK-1飞机具体条件,对其结果进行了分析和比较。得出小翼翼高为1.14米,弦长为0.7125米,倾斜角为27°,撇角为4°,对于CK-1飞机较合适。从而能使CK-1飞机的航程、升限和爬高率有较大提高。     

组合小翼和翼梢喷流对翼尖涡的影响实验研究

对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究,在此基础上,提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法,并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。实验在一低速直流式风洞中进行,基本模型为NACA0015二元截尖翼型,基于弦长和自由来流速度定义的雷诺数Re=5.3×104,喷流系数(喷流与自由来流的动量比)Cμ=0.017。研究结果表明:组合小翼构型能有效破碎主涡,改善翼尖部位的局部流动,并使最大升力系数提高12.3%;喷流可加剧涡核摆动,控制涡核位置,对翼尖涡的初始生成有一定的抑制作用;2种组合构型均达到了较好的翼尖涡控制效果,其中,喷流加强了组合小翼产生的同向涡之间的相互作用。在X/C=3时,瞬态涡量峰值的平均值相比单独用“+0-”构型控制时减小37%,比没有任何控制时减小79%。组合构型的控制效果取决于喷流控制能否促使翼尖涡主涡与小涡涡系尽早、尽快地相互作用以及主涡涡核的偏移方向。     

前掠翼低速风洞实验及气动布局分析

本文介绍了某型飞机前掠翼气动布局的低速风洞实验结果。实验表明,前掠翼有较好的气动特性,翼梢小翼可提高前掠翼的升力及升阻比,近距耦合的鸭翼对改善前掠翼的翼根气流分离有显著效果,前掠翼翼根填块所形成的W形机翼与鸭翼的配合可得到较好的气动特性。同时,本文利用面涡法对相同几何参数的前、后掠翼进行了载荷计算,结果与实验值较吻合。计算表明,前掠翼比后掠翼更接近最佳载荷分布,应用跨超音速面积律计算有鸭翼的前掠翼组合体,其轴向截面分布较易接近最佳当量分布,因而零升波阻显著减小。     

豪客900XP 中型公务机的三好生

深受国内客户喜爱的豪客900XP中型公务喷气机,是世界上最畅销的中型公务机豪客800XP的改进型。它使用了新的霍尼韦尔TFE 731-5BR发动机,加装了翼梢小翼,同时升级了航电系统和内饰。豪客900XP拥有中型公务喷气机最精致的客舱和最先进的驾驶舱,包括全集成柯林斯ProLine 21航电包和柯林斯综合飞行信息系统(IFIS)。它拥有863公里/小时的巡航速度,5000多     

后缘小翼型智能旋翼桨叶模型设计分析与试验研究

提出了一种基于推挽式双X压电驱动机构的后缘小翼型智能旋翼方案,开展了后缘小翼型智能旋翼模型的设计分析与试验研究.空载试验主要用于验证驱动机构的驱动特性,测试了压电堆和驱动机构的静态输出;为了验证悬停时小翼在铰链力矩作用下驱动机构能否有效驱动后缘小翼,进行了加载试验.试验采用线性霍尔传感嚣对推挽式双X型驱动机构在不同电压和频率驱动下小翼的偏转角度进行了测量.理论分析与试验测试结果基本吻合,压电驱动机构能够有效驱动后缘小翼,该智能旋翼方案是合理和可行的.     

基于CFD方法的主动襟翼控制旋翼翼型涡特性研究

基于计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)技术,建立了一个适用于旋翼二维主动襟翼控制(Active flap control,AFC)数值模拟的方法。在满足对翼型参数化分析的前提下,使用Euler方程求解以提高计算速度,并采用嵌套网格方法对AFC旋翼后缘襟翼进行运动控制。应用所建立的方法,首先进行了算例验证计算,然后着重对AFC旋翼翼型进行了数值模拟。在此基础上,进一步开展了AFC旋翼翼型主要参数对后缘涡影响的计算分析。结果表明:提高桨尖马赫数、增加后缘小翼摆动频率能加快涡产生速度;而提高桨尖马赫数、增大后缘小翼摆动幅度和后缘小翼长度能增大涡的强度;但增大后缘小翼与主桨叶缝隙间距仅在一定范围内能够增加涡强度。     

固定小翼颤振激励系统激励力建模研究

通过基于双时间方法求解非定常欧拉方程得到固定小翼激励力源数据,分析了这种新型颤振激励系统工作原理,对固定小翼新型颤振激励系统工作原理的分析,建立了激励力简化计算模型。可实现M=0.3～0.5飞机稳定飞行状态下激励力载荷计算,大大简化了计算过程,精度足够满足工程分析,可满足试飞数据实时处理的需要。     

无尾飞机布局方向控制特性研究

介绍了无尾飞机布局方向控制特性风洞试验研究的主要结果。在两种典型布局上研究了扰流板、开裂副翼、机头边条、活动和偏转翼梢及舵面的方向控制特性。认为机头边条、开裂副翼、活动(偏转)翼梢及其舵面组合是一种极具潜力的方向控制方案,可供无尾飞机布局参考。     

基于涡格法的近程无人机气动优化与风洞实验验证

针对低雷诺数的近程无人机,利用涡格法(VLM)对无人机气动特性进行了加装翼尖小翼优化设计,并通过风洞实验进行了验证.首先给出了翼尖小翼的几何参数并分析其对全机气动特性的影响,其次利用涡格法对小翼进行气动建模和优选,针对无人机巡航状态给出了小翼优化结果,最后利用风洞实验对优化前后的无人机进行了吹风实验对比验证,实验结果表明,涡格法和风洞实验结果在线性段相符,涡格法能够较准确地描述和预测翼尖小翼特性,加装翼尖小翼后的无人机巡航状态升阻比提高12%,全机滚转阻尼加大,偏航阻尼变化很小.     

中国公务航空市场拥有巨大潜力

<正>IFLY:2016年是波音公司诞生100周年,也是波音公务机创立20周年。请您简要回顾一下波音公务机20年的发展历程与成就。邓杰甫:1996年,我们正式决定开启将737作为公务机销售的业务,到今天渐渐发展壮大,成为了一个涵盖波音民用飞机所有产品(737/767/777/747/787)的业务部门。波音公务机旨在为每一位B BJ客户量身定制飞机,并且多次在引进新技术方面领先于民用飞机,如翼梢小翼、低客舱压力高度、全景舷窗等新技术都是     

水陆两用飞机翼尖小翼外形参数优化

在机翼翼尖加装小翼可以增升减阻,但小翼外形的不同设计参数对诱导阻力的减少程度大小不一.本文利用AVL软件分析了水陆两用飞机带不同小翼的机翼气动性能,并用实验设计的方法研究小翼外形的不同参数对机翼阻力系数的影响.本文提出了用两级响应面模型构造机翼阻力系数和小翼外形参数的回归模型,并对这个回归模型进行优化以得到最优的外形参数.本文把这个结果和用遗传算法优化得到的结果相比较,结果基本一致,说明本文提出的两级响应面模型及其优化方法是可行有效的.     

五元素风帆的试验研究

用正交试验与系列试验相结合的方法,研究了五元素风帆的气动特性及其各参数之间的最佳配合问題。设计的4个五元素风帆,均是由3个固定小翼、2个活动小翼及上下两块制流板所组成,但小翼的形状及分布曲线不同。 通过风洞试验,得到了各个风帆攻角与两个活动小翼转角之间的最佳配合,并对各帆的气动特性作了比较。试验结果表明,在最佳配合状态下,4个帆的升力系数可分别达到2.64、2.87、2.69和2.08,均比常规帆有较大的增长;而且,只要打开活动小翼,就能释放大部分风能,从而保证船舶在大风中的安全,这些帆的结构并不复杂,是具有广泛应用前景的高效帆具。     

面向代理模型的机翼变形计算方法

按照机翼结构设计的原则,对内部结构还未确定的机翼提出了一种通用的变形计算方法。机翼的平面形状可看作由多个梯形组成,机翼弯曲变形为三次函数,扭转变形为一次函数。只要给定翼梢挠度与扭转角,即可计算机翼变形情况下的几何模型,使代理模型能够预测变形后机翼的气动载荷分布。文中给出了两个实际机翼的算例。算例结果表明,本文模型预测的变形与实际结构有限元分析给出的变形吻合较好。     

翼尖减阻装置风洞实验研究

对Ｙ１２飞机加装剪切翼尖和翼梢帆片后，其纵向和横侧气动特性影响的风洞实验表明，该措施几乎在整个实际飞行的升力系数范围内都具有明显的减阻效果，达到了改善性能预定的减阻指标。     

机翼翼尖减阻装置的应用和发展

利用机翼翼尖装置减少机翼诱导阻力是飞机减阻研究的重要组成部分。本文综合介绍了机翼翼尖装置的减阻技术研究的新发展，着重讨论了“翼尖帆片”、“小翼”以及“剪切翼尖”三种典型的翼尖装置的减阻原理、特性和设计技术的研究以及应用情况。研究结果指出，在接近设计条件下，上述翼尖装置与“翼尖延伸”相比，在减少诱导阻力方面将会起到更大的作用。对不同的翼尖装置的比较和分析结果表明，复杂的“翼尖帆片”将比“小翼”和“剪     

大迎角下翼型振动的气动性能研究

众所周知,风洞试验中的飞机模型,尤其是带有大展弦比机翼的模型有时会出现翼梢振动现象,振动模式主要表现为翼梢沉浮和俯仰形式,以致影响实验结果的精度和可靠性.选取相对厚度较小的NACA0008翼型,在求解非定常Navier-Stokes方程的基础上,采用改进的无限插值理论和绕翼型的C型网格,模拟风洞实验中模型振动条件下的流场,研究振动模式及其不同耦合对流场、尤其是大迎角流场的影响,并考虑了模型弹性轴不同位置对结果的影响.研究结果表明:在临近传统定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起翼型大尺度的分离,导致翼型失速的提前发生;振动在不同的相位滞后条件下,对翼型流场的分离程度不尽相同.     

非光滑动力系统周期响应的数值解法

工程中有重要意义的非线性动力系统周期响应分析,一般因系统维数高、特性复杂而需要用数值方法进行。但目前有影响的打靶法、增量谐波平衡法均不能处理含弹塑性、间隙、干摩擦等非光滑因素的工程系统,计算光滑动力系统的强非线性周期响应时也常不收敛。本文分析了上述两种方法的欠缺,指出其原因在于方法中直接或隐含的Newton迭代格式。文中提出了用拟Newton迭代格式和无约束优化方法改进打靶法和增量谐波平衡法的8种方案,并对这些方案就收敛性、精度和效率进行了考核比较,给出了不同方案的适用对象,精选出了几种方案推荐工程界应用。     

无人机系统可靠性分配方法

对型号研制中常用的可靠性分配方法进行研究,提出了综合分配法,以比例分配法和评分分配法为基础,通过专家法确定权重系数,最后计算得到分配数值.该方法简单实用,能够得到更为合理的无人机系统可靠性分配方案,并通过实例验证可以满足工程需要.