自适应机翼技术的分类和实现途径

自适应机翼技术研究可分为通过机翼结构较小尺度变形的流动控制设计和较大尺度改变机翼几何构型的自适应结构设计两个范畴。改变机翼构型的自适应结构又包括可变前后缘结构、扭转机翼盒段结构、可变展弦比机翼结构这三种实现方式。根据目前自适应机翼技术的研究现状,归纳出了实现机翼自适应功能的两种途径,其中,采用智能材料结构进行驱动控制的研究代表了自适应机翼技术的发展趋势,而基于传统材料结构的自适应机翼技术则在现阶段更具有工程应用价值。     

基于智能材料与结构的自适应机翼技术在无人战斗机(UCAV)上的应用前景展望

简要介绍了自适应机翼的概述和智能材料与结构的功能特点。针对无人战斗机(UCAV)的设计思想和技术需要,详细阐述了基于智能材料与结构的自适应机翼技术在无人战斗机(UCAV)上的应用形式及其功能特点,从而展望了该技术的应用前景。     

简化自适应机翼的气动外形优化设计

自适应机翼技术的研究对于超声速飞机设计具有重要意义.本文在二维翼型自适应的研究基础上,用Powell法优化计算了对前缘后掠角为35°,展弦比λ＝3.9,梢根比η＝0.17,机翼剖面为NACA65006翼型的梯形翼的前后缘舵面偏转角,从而获得了在亚跨声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的简化自适应机翼的最优气动外形.本文采用了并行遗传算法,计算了要求亚跨声速升阻比大同时超声速阻力小的气动双目标优化机翼的外形.讨论了优化机翼相对于原始机翼的气动增益.与二维一样,三维数值算例也证明了自适应机翼可获得明显的气动增     

实现机翼前缘形状连续变化柔性机构的拓扑优化

 为了实现自适应机翼表面的连续准确变化和结构轻量化,将分布式柔性机构引入到机翼形状变化结构设计中。基于SIMP密度 刚度插值模型,以实际位移与目标位移之间的偏差最小为目标,建立了实现机翼前缘形状连续变化柔性机构的拓扑优化模型,采用Matlab编程对柔性机构进行了优化设计,并对不同参数变化的影响进行了讨论,最后使用Ansys9.0对其中一个优化结果进行了机构的仿真分析。研究结果表明：该机构可实现机翼前端0~8.14°的变化;不同的体积分数、驱动位置、权重因子将对优化结果产生不同程度的影响,从而证明了用分布式柔性机构实现机翼前缘连续形变的可行性和设计方法的有效性。     

可变弯度机翼后缘的研究进展及其关键技术

简述了可变弯度机翼后缘结构的国内外研究进展,描述了现阶段的几种典型的可变弯度机翼后缘结构方案,提出了可变弯度机翼后缘结构设计的关键技术,分析了各项关键技术的设计要求和研究难点,为该项技术的进一步研究提供参考。     

展向射流控制机翼前缘涡的机理及其应用

旋涡和流动分离的控制一直是空气动力学研究的一个重要。研究表明展向吹气是控制机翼上旋裂和流动分离的一种十分有效的气动措施。     

基于多控制面的二元机翼扭转变形抑制研究

针对前掠机翼的扭转发散,以加装前、后缘控制面且刚心靠后的二元机翼为模型,基于CFD/CSD松耦合静气弹数值计算方法,提出了一种基于多控制面的二元机翼扭转变形抑制方法。计算结果表明,前缘控制面单独上偏时,气动特性较差,扭转变形特性较好;后缘控制面单独下偏时,气动特性较好,扭转变形特性较差;前、后缘控制面联合偏转时,融合了两者单独偏转时各自的优势,在尽量减少气动性能损失的基础上降低了扭转变形峰值。该研究可为多控制面在前掠翼扭转发散主动抑制中的应用提供参考。     

用全位势方程计算机翼的亚声速,跨声速和超声速绕流

对大后掠小展弦比细长机翼,本文对机翼纵轴垂直的每一横流截面生成O型网格,形成对机翼流场的H-O型网格,用守恒型全位势方程、差分和隐式近似因式分解迭代算法计算绕机翼的可压缩位流。自由流可从亚声速直到低超声速的全部跨声速范围。本算法要求机翼前缘有大后掠角,后缘可稍许后掠或前掠。本文算例表明,所研制的计算程序已可提供工程实用。     

一种柔性蒙皮设计技术及其在后缘变弯度机翼结构中的应用

变体飞机可在飞行包线内的不同飞行状态下获得最优气动效能,增强执行多种任务目标的能力,实现变体飞机结构的关键技术之一是柔性蒙皮的设计。本文介绍一种基于可变形蜂窝的柔性蒙皮结构,并研究了这种柔性蒙皮在后缘变弯度机翼结构上的应用,通过仿真分析和全尺寸原理样件地面试验验证,该结构满足真实飞行载荷条件下对变形能力和承载能力的要求。     

机翼和叶栅非定常流的Kutta条件

本文在现有的实验研究和数值计算的基础上,对经典Ｋｕｔｔａ条件在非定常流动中的适用性作了进一步探讨,并对文献〔１,２〕中提出的一种新的Ｋｕｔｔａ条件－Ｇｉｅｓｉｎｇ－Ｍａｓｋｅｌｌ（Ｇ－Ｍ）模型进行了分析与比较,本文给出了二维振荡机翼和叶栅绕流的变域变分有限元解法中Ｋｕｔｔａ条件的处理方法。本文旨在为机翼和叶栅非定常绕流的数值计算提供更合理可靠的尾缘边界条件。     

自适应机翼翼型变形的研究现状及关键技术

自适应机翼具有巨大的应用潜力,是未来飞机设计的必然趋势,已经得到了广泛的关注。分别从自适应变弯度前缘、自适应变弯度后缘以及变厚度机翼三个方面阐述了其变形原理,并对使用的蒙皮、驱动方式、研究方法等进行了归纳总结,指出了未来的发展趋势,提出了自适应机翼亟需解决的关键技术,包括兼具大变形和高承载功能的柔性蒙皮的设计、自适应驱动系统设计、协同控制系统的设计、分布式传感器网络,可为自适应机翼结构的设计与实现途径提供一定的技术参考。     

三角翼机翼摇滚主动控制多学科耦合数值模拟

细长机身和大后掠机翼气动构型的飞行器大攻角飞行时,由于缺少横向阻尼,易发生以绕体轴滚转振动为主的摇滚运动,飞行安全受到严重威胁。针对三角翼摇滚问题,采用动网格技术,建立了气动、运动和控制多学科耦合的数值模拟方法。通过耦合非定常Navier-Stokes方程、刚体运动方程和经典控制律,采用控制面差动偏转的方式对三角翼摇滚主动控制过程进行了数值模拟,并分析了不同控制状态下三角翼受控滚转的运动特性。在来流马赫数为0.3的条件下,实现了80°后掠三角翼摇滚现象的有效控制。     

变翼尖机翼技术研究现状与发展趋势

机翼翼尖对飞行器的气动性能和操控性能有重要影响,在起飞、爬升、巡航、下降等不同飞行阶段,飞行器对机翼翼尖几何参数有不同需求。变翼尖机翼技术是一种多功能、局部变体技术,可用于提升机翼气动性能、提高燃油效率、减轻阵风载荷、强化操控性能等用途。从气动特性、结构响应和操控特性3方面,对变翼尖机翼技术效益进行梳理,从翼尖变形形式、材料与结构组成2个角度,展开对变翼尖机翼技术研究现状的讨论,指出变翼尖机翼技术正在向多功能集成、组合变形和智能化方向发展。提出变翼尖机翼技术亟需解决的4项关键技术,即全局气动优化、变形/承载一体化蒙皮技术、高效驱动系统设计、智能控制技术,分析了各项关键技术的技术特点和研究难点。变翼尖机翼关键技术若得到突破,相关技术将可以移植应用到全局变体飞行器技术中。     

机翼折叠技术的应用及模拟分析

变形技术在飞机上的应用由来已久,已出现大量的研究项目。首先从美国和欧洲开展的变形技术相关的项目出发,着眼于折叠技术在变形机翼上的应用现状,从结构动力学、气动弹性和变形控制等三方面归纳并总结了机翼折叠技术的建模与分析方法,并对现有模拟方法进行评价。然后,指出了具有时变特性的非线性气动弹性模拟技术、考虑结构/气动时变耦合的变形过程动力学模拟方法和建模分析方法的验证技术等有待进一步解决的问题,以期为折叠技术在飞机上的进一步应用提供有益参考。     

基于响应面法的跨声速机翼气动优化设计

响应面法由于其高效、实用的特点,近年来在优化设计领域受到越来越多的重视。本文将响应面法引入到气动数值优化设计中,完成了跨声速机翼单、多目标多约束气动优化设计。该方法采用D优化准则在设计空间内选择一系列样本点,通过求解三维Euler方程进行气动数值试验,来建立二次多项式响应面模型,并在此基础上得到优化的气动外形。以M6机翼为原始机翼的单、多目标多约束优化设计算例表明:采用的响应面法能够较好的捕捉在跨声速流动中目标函数的非线性特征和消除流动中的高频噪声;响应面模型精度满足设计要求,计算误差均小于3%,因而保证了设计方法的实用有效。对于单目标机翼阻力优化设计,阻力系数减少了19%左右。     

EADS展示新的机翼层流技术

在范堡罗航空展上．EADS公司展示了一种使机翼表面气流流动以保持层流的简单设备,并表示该设备有望减少约0.3％的飞行阻力,从而可节省大量燃油。     

大攻角飞行时机翼摇摆问题的神经网络控制方案

提出了一种基于神经网络的自适应控制方案,这种方案能够在对被控对象几乎没有先验知识的情况下对其实施有效的控制,对一个具有不稳定机翼摇摆问题的薄三角翼飞机模型的仿真证实了本方法的有效性。     

等离子体气动激励抑制机翼失速分离的实验

进行了等离子体气动激励抑制机翼失速分离的风洞实验,研究了等离子体气动激励频率、电压、占空比和激励位置等对流动控制效果的影响.研究表明:在来流速度35m/s时,等离子体气动激励可以有效地抑制机翼大攻角下吸力面的流动分离,将机翼临界失速迎角由17°提高到19°;施加激励后,机翼最大升力系数提高了9.45%,阻力系数减小20.9%;激励频率在200Hz时,控制效果最好,对应的量纲一激励频率为1;迎角越大,流动分离越严重,需要更大的激励电压才能够有效抑制流动分离;最佳激励位置在流动分离起始点的前缘;在流动控制效果相当时,减小占空比可以降低能耗.      

超临界机翼介质阻挡放电等离子体流动控制

为了进一步提高等离子体激励器可控雷诺数,采用测力以及粒子图像测速(PIV)等研究方法,从二维机翼到三维半模,从低雷诺数到高雷诺数,开展了对称布局式介质阻挡放电(DBD)等离子体激励器控制超临界机翼气动特性的试验研究,分析了控制机理,实现了等离子体\"虚拟舵面\"的功能。结果表明:在雷诺数为2×10⁶的情况下,对称布局式等离子体气动激励能较好地抑制超临界机翼绕流流场分离,使失速迎角推迟2°,最大升力系数提高8.98%。     

机翼低雷诺数流动的数值模拟

通过SIMPLE方法求解非定常不可压N-S方程,研究了小展弦比机翼在低雷诺数下的流场特征,并分析其对气动特性的影响.研究对象为展弦比为1.0的平板矩形翼,进行了不同攻角的数值模拟,模拟雷诺数为1×105.分析表明:在小攻角时,主涡不断的从机翼上表面脱落;在大攻角时,受翼尖涡的影响,分离涡保持在机翼的背风面不脱落,形成驻涡.通过对流场分析,低雷诺数前缘层流分离和翼尖涡对小展弦比机翼的空气动力学特性起了决定性作用;使低雷诺数小展弦比矩形翼出现非定常、非对称和驻涡等现象.