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991.
等离子体气动激励抑制机翼失速分离的实验 总被引:1,自引:0,他引:1
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. 相似文献
992.
飞机的飞行性能与重心(CG)位置密切相关,尤其是后掠式无尾飞机的重心位置对其飞行性能影响更甚,如果重心位置发生变化,升力分布随之改变,进而影响飞机航时。针对这个问题,从气动布局和设计方法两方面,设计了一种航时对重心位置不敏感的无尾无人机(UAV)。气动布局上,提出了利用螺旋桨动力配平纵向力矩的鸥翼(GW)布局,以减小重心位置变化对升阻特性的影响;设计方法上,采用稳健性优化设计(RDO)理论,分析重心位置不确定时的航时低敏感度问题。以一架小型电动无人机为研究对象,建立了无尾无人机稳健性优化设计环境,包括总体设计、代理模型构造以及稳健性优化。分析结果表明:利用螺旋桨动力配平的鸥翼布局使重心可用范围增加了5%;静安定裕度在5%~15%变化时,该布局可以有效提高航时稳健性。采用稳健性优化得到的无人机几何参数,大幅度降低了重心位置对航时的影响,显著提升了满足约束的概率。 相似文献
993.
在流场-结构温度场同步计算方法的基础上,建立了多物理场全时域耦合分析方法,将方法应用于沿轨道运动的高超声速全动翼面热气动弹性稳定性分析。采用基于有限体积模型的CFD同步计算方法求解高超声速流场和结构温度场,建立映射关系实现结构有限元模型气动载荷加载和温度场赋值。采用移动坐标系和动网格相结合的方式描述变速度飞行和翼面偏转过程。通过坐标系变换将翼面偏转过程和振动过程的网格变形量叠加,考虑翼面振动和偏转的耦合非定常效应。针对沿轨道运动的高超声速飞行器,建立了同步计算方法与全时域耦合分析方法相结合的热气动弹性稳定性分析流程。研究发现,与同步计算方法相比,全时域耦合分析方法能够模拟结构振动对流场和结构温度场的影响,计算得到的监测点热流密度波动幅值占热流峰值的10%左右,而温度变化并不明显,相比于刚体模型,监测点温度只下降了0.3%左右。全时域耦合热气动弹性分析方法得到的颤振临界点在4-5号状态点之间,颤振形式为铰链扭转模态与一阶弯曲模态的耦合颤振,与"冻结"模态的热颤振方法结果一致。 相似文献
994.
采用数值模拟的方法研究了不同后掠角三角翼的静态地面效应,通过对气动力和流场特性的分析发现,随着后掠角的减小,地面对迎风面下流动的阻滞作用增强,地效导致的迎风面气动力增量也随之增大。地效导致的背风面气动力增量同样随着后掠角的减小而增大,但在不同的后掠角范围内,地效诱导背风面气动力增量的机理不同:中大后掠角下,其主要通过增强前缘涡强度诱导更大的吸力,而小后掠角下,其主要通过促进前缘涡向内扩散增大吸力范围。 相似文献
995.
扑翼飞行器的驱动机构是扑翼飞行器的动力装置,决定了扑翼飞行器的整机性能。随着人们对扑翼飞行器性能的要求越来越高,各国研究者们对其驱动机构工作原理的探索也越来越深入,从而使扑翼飞行器驱动机构设计理论与方法研究取得了显著进展。在最近几年里,更是涌现出了许多新型高效的驱动机构。本文对近些年出现的传统纯机械式的驱动机构和基于智能材料的驱动机构的应用现状做了详细的研究与总结,并分析了其特点与发展趋势。介绍了柔性结构在扑翼飞行器领域的应用情况,并分析了其在驱动机构中发挥的作用。 相似文献
996.
基于Busemann双翼的三维高超声速机翼研究 总被引:1,自引:1,他引:0
为研究Busemann双翼翼型在高超声速机翼上的应用,构建了一种基于Busemann双翼翼型的高超声速机翼,研究其在高超声速流动中的气动特性和温度对其前6阶模态固有频率的影响。针对高超声速流动的复杂性和高超声速机翼涉及学科的多样性,首先从理论上证明高超声速Busemann双翼能够提高升阻比,然后通过数值模拟研究了Busemann双翼在高超声速流动中的气动特性,及其增升减阻和减小翼尖涡的机理,并使用分层理论简化高超声速机翼所涉及学科之间的复杂耦合关系,研究了温度对高超声速Busemann双翼模态的影响。结果表明:在高超声速流动中,Busemann双翼能够显著提高升阻比并减小翼尖涡的强度,相对于菱形单翼,Busemann双翼的升力系数增加了28.95%,阻力系数增大了13.58%,升阻比提高了13.53%,升阻比提高较为明显;同时,在1 300℃时,相对于菱形单翼的一阶固有频率,Busemann双翼的一阶固有频率提高了99.8%,说明Busemann双翼具有更好的抗弯能力;相对于在20℃时的一阶固有频率,Busemann双翼在1 300℃时的一阶固有频率下降了34.2%,说明不能忽略高温对Busemann双翼结构性能的影响。 相似文献
997.
航天器太阳翼在轨光照角度建模及仿真分析 总被引:1,自引:0,他引:1
航天器太阳翼的输出功率受到光照条件的影响,与太阳光入射角θ(指太阳光与太阳翼法线的夹角,以下简称θ)密切相关(θ角取值0°~60°范围之间,输出功率与θ的余弦成正比)。为此建立了高精度的轨道数值计算模型、太阳位置计算模型、光照地影模型和不同姿态模式(航天器的飞行模式和太阳翼定向模式的多种组合模式)下的太阳光入射角计算模型。根据轨道和姿态条件,推算航天器在轨运行过程中太阳翼的太阳光入射角,分析太阳光入射角随时间的变化。仿真结果可用于计算太阳翼的发电功率,并为航天器和太阳翼的姿态控制提供参考。 相似文献
998.
颤振是气动弹性分析中影响最大的问题,在飞行器设计中得到了极大的重视。目前,在飞行器气动弹性分析中普遍采用基于偶极子网格法空气动力的机翼颤振计算方法。本文采用p-k法,以AGARD445.6机翼标准模型为算例,计算其在不同高度与飞行马赫数下的颤振速度和频率特性曲线,发现机翼在跨声速区域存在明显的"凹坑"物理特性,并且这些计算结果与试验值较为吻合。 相似文献
999.
研究某增程制导航弹绕流场的结构,为气动特性分析和外形改进提供依据。以三维N-S方程为主控方程,引入S-A一方程湍流模型,对某增程制导航弹的绕流场进行了数值模拟,给出了流场图像和气动特性计算结果,并将CFD计算结果与试验结果进行了比较分析。CFD计算结果与试验结果吻合良好,验证了所采用CFD方法的准确性和有效性,数值模拟结果已得到应用。 相似文献
1000.
飞翼布局飞机武器舱综合流动控制技术研究 总被引:2,自引:2,他引:0
针对飞翼布局飞机武器舱高强度气动噪声、内埋武器分离安全性和全机开舱附加阻力问题,以高速风洞气动噪声及气动力测量为研究手段,开展了基于前缘扰流片激励的武器舱综合流动控制技术试验研究。试验结果表明:对于飞翼布局飞机,武器舱开启对飞机气动性能有较大影响,巡航状态下,武器舱打开后使全机阻力增加了60%~110%;武器舱气动噪声高达185 dB;内埋武器分离过程中存在较大的抬头力矩,不利于武器分离。通过在武器舱前缘布置扰流片对剪切层施加激励,可以有效改善武器舱流动特性。巡航状态下武器舱开舱附加阻力最多降低20%;武器舱噪声降低5~8 dB;同时可以有效改善内埋弹分离特性。 相似文献