翼吊和尾吊孰优孰劣?

有航空爱好者提问:请谈谈发动机翼吊和尾吊布局的比较?这个问题,在运10初步设计时我们曾经反复研究过,并且对两种布局都进行过风洞试验,也建造过一比一尺寸的木质样机进行过比     

大飞机复合材料机翼研制技术现状

国外通过几十年复合材料的研制应用,复合材料在各种机型上的应用比例逐步提高,形成了相对成熟的设计理念和方法,相应地开发出各种先进的成型工艺、设备、检测方法和高效的装配工艺等,这都为国内研发复合材料机翼提供了大量可借鉴的经验。     

首架A320neo开始总装

<正>近期,首架A320neo飞机在位于法国图卢兹的总装线进行前、后机身段的对接,标志着这款全球最畅销的单通道飞机总装工作正式开始。此前,首架A320neo的前、后机身段分别从法国圣纳泽尔和德国汉堡运抵图卢兹总装线。总装工作的下一步将进行机翼与机身的对接。总体来说,完成一架A320系     

非对称入流对“螺旋桨/机翼”系统气动特性的影响

针对“螺旋桨/机翼”系统在复杂非对称入流情况下的非定常气动相互干扰问题，采用混合结构-非结构滑移网格方法，结合非定常雷诺平均Navier-Stokes方程，研究了偏航角及入流条件（包括攻角和来流风速）对螺旋桨/机翼相互气动干扰和滑流流场的影响，并与无滑流模型计算结果进行对比。结果显示：在三维非对称入流的影响下，偏航角从0°增加到20°时，机翼升、阻力系数分别降低了4.9%和10.64%，但是螺旋桨的拉力系数和推进效率则大幅提升了18.36%和7.26%，非对称入流机翼升力系数曲线变化幅度为对称入流的4倍。在攻角不变，改变偏航角时，螺旋桨滑流增加了机翼俯仰力矩稳定性裕量。但是随着攻角的变化，飞机纵向不稳定性逐渐增加，在桨后气流的影响下，两侧机翼上表面吸力峰均向左和向前移动，上下表面的吸力峰值均明显增大。在不同的风速下，有滑流影响的机翼升力特性相对无滑流影响的机翼增加量均在20%附近，且不断增大。     

F/A-18E/F机翼突然失速问题的调查经过和解决方案

在F/A—18E/F的试飞中暴露出来的"掉翼尖"(机翼突然失速)问题,一度使得F/A—18E/F项目发展陷于停顿。为此,美国军方协调多方研究力量对F/A—18E/F的机翼突然失速问题进行了详细的调查,并最终在实际试飞过程中找出了最佳解决方案。     

翼梢小翼,您注意到了吗?

<正>搭乘飞机的时候大家会注意到很多飞机在位于飞机机翼的翼梢,会有上翘的小翼或者是由上翼下小翼组成的装置,这便是飞机的翼梢小翼。尖小翼(winglet或wingtip),又称作翼梢小翼、翼尖帆或翼端帆。翼尖小翼可有效地改善飞机燃油效率和增加巡航航程。上世纪70年代美国国家航空航天局的空气动力学家R·T·惠特科姆从鸟翅膀尖部的小翅得到启发,提出了翼尖小翼的概念。在小展弦比机翼的翼梢处装一个小翼片,从而既提高了展弦比,又不会使结构质量和摩擦阻力增加很多。     

模拟X型号飞机复合材料机翼有限元分析

基于建立的模拟半梁式全金属x型号飞机机翼模型，用等刚度设计方法建立半梁式半复材、全复材的模拟x型号飞机机翼模型。用软件ABAQUS分别采用其中的三角形以及四边形壳单元计算全复合材料机翼、半复合材料机翼、全金属机翼在同种气动外形和载荷下的有限元分析，研究位移和应力的收敛情况。数值计算表明：位移收敛速度较快，应力收敛较慢，用不同类型单元和逐渐加密有限元网格对收敛判断是必要的。半复材机翼比全金属机翼减重35％左右，全复材机翼比全金属机翼减重接近50％。     

基于有限元法的机翼安全性评价的研究

运用有限元方法及大型有限元软件包Ansys，提出利用三个指标定量评价机翼的安全性，即应力位移的条件、关键点的安全系数、机翼载荷失效过程稳定安全度。并通过空客A320实例验证这种做法的有效性。计算结果表明，机翼总体上满足安全稳定要求，机翼发生失效的最危险的部位是机翼的根部，在循环疲劳载荷作用下，应注意机翼的根部及机翼的关键点上。     

充气机翼保形设计与气动特性分析

充气机翼是一种典型的柔性充气结构,涉及到变形无人机前沿技术,未来可应用于折叠飞机、科学实验研究飞机、探测火星等其他行星的飞行器。依据内切圆逼近翼型方法,通过静力学进行保形证明,以NACA0018为原型翼型,设计不同内切圆数目逼近的充气机翼,利用CFD方法对所设计的充气机翼进行气动特性分析,研究不同充气机翼的气动特性和优劣性,初步掌握内切圆逼近翼型保形方法的基本性质。最后进行充气机翼的样机制作,并通过飞行试验演示验证充气机翼的飞行性能。结果表明:在低速飞行条件下,充气机翼升力系数较标准翼型有所损失,并且随内切圆数目变化不明显,基本达到标准翼型的80%左右,阻力系数变化较为明显,几乎比标准翼型增加了1.0~1.5倍。     

计及分离的机翼低速气动特性的一种近似计算方法

本文介绍一种计算带分离的大中层弦比、小后掠角机翼低速气动特性的近似方法。根据给定机翼的平面形状和几何迎角,按线化升力面理论算出升力和力矩沿展向分布的第一次近似值。再逆向应用升力面理论估算下洗流场,从而近似地得到各个削面的有效迎角。然后根据有效迎角及雷诺数,从翼型实验数据得到相应的升力和力矩分布的第二次近似值。如此反复迭代直至收敛为止。