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931.
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
932.
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
933.
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
934.
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
935.
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
936.
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
937.
带副翼偏转的三角翼自由滚转运动数值模拟 总被引:2,自引:1,他引:1
通过耦合求解非定常Euler/Navier-Stokes方程和单自由度滚转运动方程,对带副翼偏转的65°后掠角尖前缘三角翼WI1-SLE自由滚转运动进行了研究,Navier-Stokes方程的求解采用基于Spalart-Allmaras湍流模型的脱体涡模拟(DES)。在多块结构网格上,应用基于弧长的无限插值理论(TFI)生成变形网格,实现副翼偏转,而三角翼的滚转运动则通过网格的整体旋转实现。结果表明:Euler方程和DES方法均准确地模拟出了三角翼在滚转运动过程中存在的3个平衡位置。出现平衡位置的原因分别是:①流动对称性;②机翼左侧发生涡破裂的分离涡与右侧分离涡相互平衡使得滚转力矩为0,并且平衡位置仅与三角翼两侧涡强的差有关;③副翼偏转和左右机翼不对称分离涡涡强差产生的滚转力矩相互平衡。此外,滚转运动对副翼偏角幅值很敏感,幅值的微小改变会影响最终的平衡位置和向平衡位置运动的路径。 相似文献
938.
939.
基于准分布式光纤光栅传感器的机翼盒段载荷监测 总被引:1,自引:0,他引:1
以某型飞机机翼盒段为研究对象,建立了盒段试件的有限元模型,分析外载荷和应变分布之间关系.采用波分复用形式构建了分布式光纤Bragg光栅传感网络测量盒段试件的应变,设计了网络中先纤传感嚣的排布方式,在此基础上研究了传感网络的温度补偿方法.运用波长监测方法对盒段结构承受的不同载荷进行了实验研究.结果表明,传感器的波长偏移与栽荷成线性关系,斜率由于加栽点位置的变化而不同.传感器的最大载荷监测灵敏度迭3.09 pm/N. 相似文献
940.
自适应机翼技术的分类和实现途径 总被引:7,自引:0,他引:7
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。 相似文献