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徐琳田云刘沛清李之王宇晨 《民用飞机设计与研究》2014,(1):52-63
针对大型飞机后缘铰链襟翼与扰流板下偏联合主动控制下二维翼型进行数值研究,研究内容包括:利用扰流板下偏技术,研究扰流板下偏与简单铰链后缘襟翼的耦合运动关系并分析其作用机理;利用铰链襟翼与扰流板联动改变巡航机翼弯度,改善机翼巡航升阻比,从而减少油耗,提高经济效益。采用CFD数值分析与iSIGHT优化平台软件,设计并分析了扰流板下偏与简单铰链改善飞机的低速起飞着陆性能及高速巡航性能。 相似文献
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大后掠三角翼和双三角翼因为在高速流场中有较低的波阻,一直是高速运输机的候选布局,这种机翼的最大缺点是升力线斜率相对较小,限制了飞机的低速性能,特别是它的起飞着陆性能,加上其翼梢流场很容易在较低升力系数时就处于失速状态,会给飞机带来不利的上仰不稳定性,同时大大减弱了副翼的效率。为了改进这种机翼的固有缺陷,空气动力学专家们曾设计了诸如前缘襟(缝)翼、翼刀、涡流发生器等来减缓特别是翼梢区的流场分离,但这类机械系统或气动设计都会带来一些机械设计和重 相似文献
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翼梢小翼后缘舵面偏转对机翼气动特性影响研究 总被引:2,自引:0,他引:2
以大型客机某方案机翼为基本翼,基于N-S方程数值模拟的方法,研究融合式翼梢小翼后缘操纵舵面偏转对机翼空气动力特性影响。研究发现,翼梢小翼舵面偏使得机翼气动特性发生显著变化。一方面,偏转舵面导致了机翼最大升阻比的降低,然而它可以优化不同飞行阶段升阻比。其中,舵面外偏,机翼在阻力增加不大的条件下,升力明显增大,有利于提高起飞、爬升性能;舵面不偏条件下升阻比最大,有利于提高巡航效率;舵面内偏,机翼阻力明显增大,有利于提高飞机着陆性能。另一方面,舵面偏转可以控制机翼翼梢涡的发展,有助于耗散机翼尾涡及激发翼梢涡自身的不稳定性而加速耗散。 相似文献
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民用飞机二维增升装置设计 总被引:2,自引:2,他引:0
为满足民机市场对飞机高效、经济的需求,飞机在巡航飞行阶段必须具有飞行速度高、阻力小等特性,具体到气动设计方面,就要求飞机的机翼具有较大的翼载荷,即减小机翼面积以减小阻力,这给飞机起飞着陆阶段使用的增升装置的设计提出更高的要求。运用计算流体力学的方法进行了民用飞机二维增升装置,即多段翼型的设计,得到了良好的设计结果,并验证了在二维增升装置设计过程中采用前缘缝翼外形设计——带前缘缝翼进行后缘襟翼外形设计——前后缘增升装置缝道参数优化——起飞、着陆构型协调的设计路线图的可行性与有效性。 相似文献
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某型支线飞机整机大量应用复合材料,副翼(接头除外)更是全复合材料结构。本文主要介绍了该型飞机复合材料副翼的结构修理方案,其中包括机翼后段可维修性结构修理、机翼后段悬挂接头修理件强化、副翼前梁结构修理以及满足修理方案的副翼前梁接头重新设计等,为验证副翼转轴后移的结构修理可行性提供了通用方案,该方案大大缩短了生产周期,节约了生产成本,满足了飞机后续试飞任务的正常执行。 相似文献
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B-2飞行控制系统的设计技术 总被引:4,自引:0,他引:4
四发全翼布局的B-2隐身轰炸机,兼有低空突防能力,用以穿透严密的纵深防区,摧毁具有重大价值的目标。 B-2的全翼(all-wing.)布局是诺斯罗普公司早期飞翼(fly-wing)设计的继承和发展,其特点是机翼面积大、翼载低、升阻比高,因而在航程和装载方面有优势。高超的隐身能力,使外形、操纵面和空速管布置独特。这些都给飞控系统设计提出了新的挑战。 B-2是第一架真正随控布局的生产型飞机。主操纵面由机翼后缘三组升降副翼操纵俯仰和滚转,低速飞行时内升降副翼协同参加操纵。最外一组操纵面可上下分裂张开,构成阻力方向舵操纵偏航,并能作辅助俯仰滚转操纵,也可作减速板,如图1所示。操纵面的使用与起飞、巡航、着陆主要飞行状态所需飞控构型有关。 相似文献
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带襟、副翼三维机翼粘性绕流计算 总被引:4,自引:1,他引:3
运用嵌套网格方法严格考虑机翼切口和副翼、襟翼端面几何形状生成了合理的计算网格 ,并应用雷诺平均 Navier-Stokes方程和 Johnson-King湍流模型计算了带副翼三维机翼和带双襟翼三维机翼的粘性绕流。计算实践表明 ,用该方法可以很好地预计压力分布和最大升力。 相似文献
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增升装置的设计对于大型客机来说是十分重要的,柔性可变弯的增升装置是未来大型客机的发展趋势,也是当前的研究热点。以某大型宽体客机内段翼型为研究对象,在襟翼内部的柔性变弯机构的带动下,可以使襟翼的后50%部分实现柔性变弯。在原始刚性襟翼的基础上,柔性变弯后的襟翼可使襟翼后缘增加8°的偏角。之后在三维后缘铰链襟翼机构的带动下,同时襟翼内部使用柔性变弯机构,采用"前缘下垂+后缘襟翼柔性变弯+后缘简单铰链襟翼联合扰流板下偏",进行起飞和着陆构型的二维气动/机构一体化优化设计,优化出来的结果与原始不柔性变弯的翼型相比,起飞构型的最大升力系数的增加量为0.119,着陆构型的最大升力系数的增加量为0.162,且着陆最优构型推迟1°迎角失速。 相似文献
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提供了一个计算副翼配重着陆冲击响应的方法。由于主起落架为纯摇臂式,考虑机体的弹性,机体和主起落架运动联立求解的加速度不是显式,因此必须用高斯方法解加速度的线性方程组,再用吉尔方法解微分方程。 相似文献
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《Aerospace Science and Technology》2006,10(1):49-61
This paper presents a neural-aided controller that enhances the fault tolerant capabilities of a high performance fighter aircraft during the landing phase when subjected to severe winds and failures such as stuck control surfaces. The controller architecture uses a neural controller aiding an existing conventional controller. The neural controller uses a feedback error learning mechanism and employs a dynamic Radial Basis Function neural network called Extended Minimal Resource Allocating Network (EMRAN), which uses only on-line learning and does not need a priori training. The conventional controller is designed using a classical design approach to achieve the desired autonomous landing profile with tight touchdown dispersions called herein as the pillbox. This design is carried out for no failure conditions but with the aircraft being subjected to winds. The failure scenarios considered in this study are: (i) Single faults of either aileron or elevator stuck at certain deflections, and (ii) double fault cases where both the aileron and elevator are stuck at different deflections. Simulation studies indicate that the designed conventional controller has only a limited failure handling ability. However, neural controller augmentation considerably improves the ability to handle large faults and meet the strict touchdown dispersion requirements, thus enlarging the fault-tolerance envelope. 相似文献
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为改善某型客机的起降性能,通过在机翼尾缘加装Gurney襟翼,对流场进行了数值模拟。对该客机机翼的控制翼型安装不同高度的Gurney襟翼进行数值模拟,结果表明安装Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系数和阻力系数,但会增强尾迹流动的不稳定性。将不同高度的Gurney襟翼应用于该客机的简化模型,机翼的大部分区域符合二维翼型研究得出的流动控制规律;在机翼外侧区域,Gurney襟翼使机翼附近流场中的翼尖涡发生了一定的变化。数值模拟的结果还表明,Gunney襟翼可以提高客机的升力系数,而且不会给飞机流场带来明显的改变。 相似文献
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向春华 《中国民航学院学报》1993,11(3):56-64
本文以构架式飞机起落架和副翼操纵机构为例说明用画法几何方法求解空间构件受力和运动位移、速度等问题。所建议的方法只需三视图和简单的绘图工具,适于在外场机务工作条件下使用。 相似文献
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王继明 《民用飞机设计与研究》2016,(1):56
当飞机起飞或着陆时由于近地会产生地面效应。地效使得飞机的气动特性发生较大变化,如升力增大、阻力减小及静安定度的提高等。通过试验数据分析了地效状态下纵、横航向气动特性及舵效的变化,并对其内在影响机理进行了初步分析。结果显示,地效使得着陆构型失速提前约2°、纵向静安定度增加约0.15bA、横向安定性增加约10%~20%、平尾效率减小可达10%、方向舵效率变化较小但副翼效率减小可达10%。由此使得飞机的失速特性、横航向稳定性及操纵性变差。 相似文献
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对于现代大型商用飞机而言,在飞机进场和降落阶段,由于飞机发动机处于低功率状态而起落架和增升装置全部打开,此时的机体噪声十分明显,在飞机总的噪声中所占的比重不容忽视。近几十年的大量研究,已经对增升装置的气动噪声特性和机理有相当程度的认识,并在流动控制和降噪技术方面取得丰硕成果。本文主要介绍国内外在大型飞机增升装置气动噪声领域所取得的研究成果和最新进展。增升装置的噪声主要是由前缘缝翼凹槽产生的低频离散噪声、襟翼侧缘的中频宽带噪声和前缘缝翼尾缘涡脱落的高频离散噪声三部分组成。目前,降噪技术主要分成被动流动控制降噪技术和主动流动控制降噪技术两类,被动降噪技术有前缘凹槽遮挡、前缘凹槽填充、前缘下垂等;主动流动控制手段有吹吸气、等离子体激励器等。 相似文献