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为保证大展弦比柔性机翼在巡航飞行时的气动性能够达到设计指标,需要在机翼气动外形设计阶段进行型架设计。机翼刚度对气动载荷有显著影响,是影响静气动弹性的重要因素之一。基于流固耦合方法开展变刚度型架外形设计鲁棒性分析研究,建立以机翼刚度为自变量的全机弹性气动导数评估模型,并以机翼扭转角及升力效率为约束,开展机翼刚度敏度分析。结果表明:垂直弯曲刚度、扭转刚度是影响机翼扭转角及全机升力效率的主要刚度特性;在机翼刚度变化不超过10%时可冻结型架外形;全机弹性气动导数与刚度比呈线性关系。研究结果可用于工程型号设计中的目标刚度静气动弹性评估。 相似文献
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《南昌航空工业学院学报》2021,35(1)
研究了弦长15 cm固定翼微型飞行器的展弦比对机翼升力面气动特性的影响。以MAV常用的翼面形状反齐莫曼为基础,再设置了4种展弦比,采用有限体积方法分别对不同展弦比模型的三维绕流进行数值模拟,并着重分析了模型上表面流场情况及翼尖绕流对上下表面流场的影响。结果表明:展弦比为0.5时上下表面压力差较小,升力不足;展弦比为2时,常用攻角范围内上翼面会出现较大的气流分离;展弦比为1时,升力面受翼尖涡影响较大;展弦比为1.5的固定翼微型飞行器既能保持大展弦比的高升力,又能较好地避免大攻角时的气流分离带来的不利影响。该研究结果对MAV设计研究具有一定的指导意义。 相似文献
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采用共轴刚性旋翼的高速直升机是未来旋翼飞行器的发展方向之一,其本质特点即前行侧桨叶会产生升力偏置。为了研究旋翼升力偏置量对刚性旋翼性能的影响,采用自由尾迹方法对采用前行桨叶概念(Advancing blade concept,ABC)的刚性旋翼在不同升力偏置状态下的气动特性进行了计算。通过对计算结果的分析,得到旋翼升力分布、升阻比、阻力特性和功率特性等随升力偏置的变化规律。文中还对前进比μ=0.2,0.4,0.5的计算结果进行了对比分析。结果表明,旋翼升力偏置量的改变能够显著改变旋翼桨盘的升力分布,进而对旋翼气动性能产生重要影响。不同的前进比下,产生旋翼最大前飞升阻比的升力偏置量也会有所不同,μ=0.2时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为20%左右;μ=0.4时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为25%左右,μ=0.5时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为30%左右。 相似文献
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40°后掠角三角翼不同前缘形状对其气动特性影响的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
通过风洞测力实验,研究了40°后掠角不同前缘形状对三角翼气动特性的影响。实验结果表明:前缘背风面倒角机翼的升阻比最大,而前缘迎风面倒角机翼的升阻比最小。相同前缘形状倒角机翼,其倒角值的变化对三角翼升力特性的影响不大。小迎角下,前缘迎风面倒角机翼的升力系数略高于其余不同前缘形状的三角翼。 相似文献
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《南京航空航天大学学报》2019,(2)
采用共轴刚性旋翼的高速直升机是未来旋翼飞行器的发展方向之一,其本质特点即前行侧桨叶会产生升力偏置。为了研究旋翼升力偏置量对刚性旋翼性能的影响,采用自由尾迹方法对采用前行桨叶概念(Advancing blade concept,ABC)的刚性旋翼在不同升力偏置状态下的气动特性进行了计算。通过对计算结果的分析,得到旋翼升力分布、升阻比、阻力特性和功率特性等随升力偏置的变化规律。文中还对前进比μ=0.2,0.4,0.5的计算结果进行了对比分析。结果表明,旋翼升力偏置量的改变能够显著改变旋翼桨盘的升力分布,进而对旋翼气动性能产生重要影响。不同的前进比下,产生旋翼最大前飞升阻比的升力偏置量也会有所不同,μ=0.2时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为20%左右;μ=0.4时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为25%左右,μ=0.5时,最大前飞升阻比出现在旋翼升力偏置为30%左右。 相似文献
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为了研究低雷诺数下格尼襟翼对翼型气动特性的影响,通过风洞试验研究了Eppler387翼型加装0.5%~5.0%弦长高度格尼襟翼后的气动特性变化,试验雷诺数1.49×105~2.31×105.试验结果表明:低雷诺数下Eppler387翼型加装格尼襟翼后,升力系数和力矩系数明显增大,襟翼高度大于2%弦长时阻力系数显著增大.格尼襟翼在高升力系数下能够起到增大升阻比的作用,适用于微小型飞行器工作在大载荷状态,而0.5%弦长高度的襟翼还能够兼顾中小升力系数下的气动效率,同样适合于微小型飞行器在巡航状态使用.与原翼型相比,加装襟翼后最大升阻比对应的迎角提前,随襟翼高度的增加,翼型升阻比曲线峰值变得不再突出. 相似文献
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增加翼型升力的局部振动流动控制技术 总被引:2,自引:1,他引:2
以增加升力、弱化激波为目的,采用计算流体力学的方法,开展了流场主动控制技术的研究。提出了内埋压电材料在上翼面引入周期性正弦振动形成附面层扰动这一主动控制方法。利用结构网格和相应的非定常流计算方法,对变形过程中的气动特性进行了数值仿真。分析了各种变形参数对升力特性的影响。以往的研究大多局限在二维翼型的数值仿真,本文将计算方法扩展到三维机翼模型,以进一步验证控制方法的有效性。研究表明,通过适当的参数优化,局部主动变形能够改善翼型背风区的气动特性,起到增升减阻的作用。低马赫数下,非对称翼型升力系数可提高15%;阻力系数减小16%;高马赫数下,通过控制使激波后移,对称翼型升力系数可提高17%。与传统机翼相比,这种自适应机翼负面效应小,不破坏机翼的结构,可以满足多种飞行状态下的气动需要。 相似文献
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霜状结冰及其对机翼气动特性影响的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
在霜状冰结冰过程及结冰对机翼气动特性影响的数值模拟中,基于壁面函数法引入了粗糙度影响,结合欧拉坐标系下空气-过冷水滴两相流动控制方程的计算,文中以NACA0012为对象进行了霜状冰结冰过程的数值模拟,并把计算得到的冰形与试验数据及国外的结冰预测软件的结果进行了对比.本文同时考察了结冰对机翼气动特性的影响,结果表明结冰后最大升力系数降低了26%,失速攻角降低了3°,并且阻力系数也有了增加. 相似文献
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传统的大展弦比机翼片式铰链力矩天平在应用过程中存在测量精准度不高的问题。该问题由机翼受载变形引发的附加干扰信号产生。针对此现象,为提高大展弦比飞机操纵舵面铰链力矩风洞试验数据的精度与准度,探索了一种"利用一组信号修正天平信号"的外置电桥修正法,详细阐述了其工作原理以及方法步骤。以某型号风洞试验为例,通过在机翼上布置外置电桥,将修正后测量结果与未修正的测量结果进行对比。由对比结果可知:未经信号修正的天平测量误差最高达到54%,将信号修正后其测量误差降低为6%,天平测量准度有所提高。本研究为大展弦比飞机操纵舵面铰链力矩天平的应用提供新思路。 相似文献
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大展弦比复合材料机翼气动剪裁设计新方法研究 总被引:2,自引:0,他引:2
根据机翼气动载荷和机翼弹性变形之间存在的关系,以机翼的总升力不变和结构强度作为约束条件,提出一种新的气动/结构耦合的刚度设计方法。该方法首先通过数值实验设计研究机翼扭转变形和弯曲变形对机翼气动载荷的影响,并用主成分回归方法构建了机翼变形和气动载荷之间的响应面模型。然后以该模型为基础,构建气动/结构一体化设计模型,此模型仅考虑强度约束和总升力不变的要求,放弃了传统优化设计模型中的挠度和扭转约束。通过2种优化模型的对比,说明应用该方法设计出的机翼结构,重量减轻1.23%,机翼总体扭转变形减小33%,刚度设计更为合理。 相似文献
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本文对国外通用航空中三翼面布局飞机的研究概况作了简要叙述,并归纳了正常式、鸭式和三翼面布局相互对比的理论研究和实验研究状况。根据P-M理论,计算了五种三翼面飞机和试验模型的诱导阻力因子、升阻比以及翼面升力比等。通过计算分析,发现大前翼小间距的第一类三翼面布局和小前翼大间距的第二类三翼面布局的气动特性有明显的差别,且前翼与机翼间的水平间距对诱导阻力因子和升阻比的影响较大。 相似文献
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为了使飞机在控制飞行姿态时仍然能保持最优升阻比,提出了一种通过改变翼型形状来代替传统控制舵面来控制飞机俯仰的方法。采用伯恩斯坦多项式对机翼的翼型进行数学建模,并采用遗传算法通过空气动力学仿真对翼型进行优化得到一组在一定飞行环境下、产生附加阻力最小且随升力系数变化的翼型形状。通过对比证明在提供相同升力的情况下,变体翼比传统的控制舵面产生更小的附加阻力。根据翼型形状和升力系数的变化采用数据拟合的方法得到翼型形状控制参数随升力变化的规律。通过算例对变化规律的验证表明其可以用来作为飞行姿态控制的翼型形状变化依据。 相似文献
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《南昌航空工业学院学报》2015,(3)
带升力风扇飞翼布局飞机不仅可实现垂直/短距起降,还拥有飞翼布局飞机的气动优点。为获得开口对机翼气动特性的影响规律,对平飞状态下机翼开口中心处的纵向剖面进行气动仿真,分析升力系数、阻力系数和力矩系数随来流速度和迎角的改变而变化的特性。结果表明:在迎角一定的情况下,随着来流速度的增大,阻力系数和力矩系数呈上升趋势;来流速度一定时,随迎角加大,升力系数增大,阻力系数先减小后增大;力矩系数随之减小,且一直都产生低头力矩。研究结果对开口位置和形状的进一步优化提供了依据。 相似文献
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采用数值方法研究了亚声速地面效应条件下不同翼型的气动特性,进一步以Ma=0.5来流工况为例,研究了翼型参数和飞行高度对气动特性的影响。计算结果表明在Ma为0.5、迎角为6°的地效情况下,翼型弯度减小,更容易在翼型前缘产生激波阻力;翼型下翼面后缘弯度增大使得后缘压力更高,升力系数和低头力矩相应增大;随着飞行高度的减小,地效作用加强,翼型下翼面压力增大,下翼面的升力增量大于上翼面吸力损失,机翼升力系数和升阻比增加越来越显著。 相似文献