融合式翼梢小翼：节油良方

不断上涨的航油价格，使航空公司渴望找到更好的提高飞机性能、节省燃油的方法。由航空合作伙伴（Aviation Partners）公司与波音公司的合资企业APB公司研制的融合式翼梢小翼是一种简单而有效的方法。它在2000年率先应用于波音公务机BBJ，之后被移植到波音737—700／800、波音737—300／500、波音757和767上。     

小翼羽掠角对机翼增升效果的影响

鸟类会通过抬起其翅膀前缘3至4根长度较短的羽毛（小翼羽）来抑制失速和增加升力,并根据不同飞行状态改变小翼羽与翅膀之间的掠角。为应对大迎角下的机翼失速问题,本文结合风洞测力和粒子图像测速实验研究了小翼羽掠角对机翼增升效果的影响。风洞测力实验结果表明,相比于无前掠的小翼羽,适当前掠的小翼羽对机翼的增升效果更好且不会增加机翼阻力。平面粒子图像测速和体视粒子图像测速实验表明,适当的前掠角能够增强小翼羽产生的前缘涡的强度,并扩大前缘涡增升的有效机翼迎角范围,最终导致适当前掠的小翼羽对机翼的增升效果更好。     

地效飞行器地面巡航气动性能数值模拟及分析

采用有限体积方法求解定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和标准k-ε湍流模型,模拟地效飞行器地面巡航全机流场。计算结果给出了地效飞行器气动性能随飞行高度和迎角的变化规律;采用镜像法理想涡模型分析了地面效应对翼尖涡位置和气流下洗角的影响;详细阐明了地面效应对诱导阻力的影响规律。     

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.     

翼梢小翼后缘舵面偏转对机翼气动特性影响研究

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。     

一种翼尖装置的气动设计

详细地介绍了翼尖小翼的空气动力学原理和近似设计的一些原则。     

波音747-8四发涡扇洲际运输机

正波音747-8是美国波音公司为对抗空客A380的挑战而推出的一款大型洲际运输机,有客运型(747-8I)和货运型(747-8F)两种型号。与747-400相比,747-8分别在前后机身加入了适当的机身加长段,从而进一步提高了容量。有效载荷较747-400也有了大幅增加。采用三级座舱布局的客运型,座位数可增加51个,达到467座;对于货运型,主舱可多装2个2.44m×3.17m的货盘,下货舱允许多装3个货盘。飞机结构重量的70%都是新材料。747-8的运营成本较节约,"座英里成本"比747-     

改进的RBF神经网络在翼梢小翼优化设计中的应用

为了提高径向基函数(RBF)神经网络模型的预测精度,在其基础上提出了一种自适应RBF神经网络模型。该预测模型在RBF神经网络模型表达式中引入自适应向量(向量维数与样本点自变量维数相同),采用优化搜索方式确定自适应向量值,从而提高模型预测的准确度和普适性。与其他RBF神经网络模型的改进相比,本文直接从改变基函数的形式入手,使用较少的参数优化达到对网络模型的自适应构造;该方法本质上改变了基函数网络中心与宽度对网络模型预测的作用以及样本点自变量向量的各个维对因变量的影响度,其对目标问题具有自适应性。将本文的自适应RBF神经网络模型应用在基于机身+机翼+翼梢小翼模型的翼梢小翼优化设计中,在约束弯矩的情况下进行巡航减阻优化设计,设计结果验证了该预测模型的可行性,表明其具有一定的工程实用价值。     

微型飞行器小展弦比薄翼流场中的翼尖涡特性分析

采用虚拟压缩方法求解三维不可压缩N-S方程,数值模拟了无弯度、有弯度两类微型飞行器低雷诺数小展弦比薄翼的流场,将得到的结果与实验进行了对比,数据间吻合较好.然后在此基础上分析了小展弦比薄翼的气动力特性,详细研究了小展弦比薄翼流场中翼尖涡的涡态结构及形成规律,在对小展弦比薄翼流场尾迹区的翼尖涡采用近似模型的基础上,对尾迹区翼尖涡的强度进行了分析.结果表明,翼尖涡是影响小展弦比薄翼气动力和流动分离特性的一个重要因素.