不同后掠角大展弦比复合材料机翼气动特性

为了研究不同后掠角复合材料机翼的气动特性,建立了载荷模型;采用K方法通过Theodorsen函数推导得到了机翼颤振速度的计算公式,分析了0°、5°、10°、15°、20°、25°和30°共7种不同后掠角机翼的模态,得到了模态频率和模态振型;仿真计算得到了机翼的颤振速度和发生颤振时翼尖的最大垂直位移。结果显示:机翼后掠角为15°时,其颤振速度和翼尖最大垂直位移均在安全范围内,因此,后掠角15°,展弦比为26的机翼为飞行器机翼设计最优值。

横刀后掠角对土壤微观运动的影响

组合式开沟器是一种应用于少免耕播种的新型开沟器。横刀后掠角作为组合式开沟器的关键结构参数,应用离散元法和示踪法,研究了组合式开沟器横刀后掠角分别为0°、10°、20°、30°、40°时对土壤扰动的影响。示踪法与仿真结果皆显示表层和浅层土壤颗粒扰动比例随着横刀后掠角的增加先减小后增大,当组合式开沟器横刀后掠角为20°时,对土壤颗粒微观扰动最小;通过示踪法与离散元法获取的土壤扰动比例相对误差均在15%以内。

基于滚动时域优化的变后掠角飞机修正控制律设计

为了确保飞机在变后掠角过程中的飞行稳定性,提出了一种基于滚动时域优化(Receding horizon optimal,RHO)的修正控制方法。首先,采用反步方法进行标称控制律设计,提供基本的飞行稳定性和跟踪性能。其次,将指令滤波器表示成状态空间的形式,基于指令滤波器、飞机和积分跟踪误差的状态方程得到一个增广状态方程。然后,采用RHO方法进行修正控制律设计,在有限滚动时域内计算得到修正控制量,对标称控制器输出进行在线补偿,确保快速变后掠角过程中的飞行稳定性。最后,通过变后掠角飞机航迹倾斜角控制系统仿真对算法的有效性进行了验证。

75°前缘后掠角细长三角翼失速特性实验研究

本文简介了前缘后掠角为７５°的平板三角翼在西北工业大学ＮＦ－３低速风洞中的测力和相关的激光片光流动显示实验，给出了部分实验结果，并与文献［１－３］的结果进行了比较，虽然各种来源的结果存在着明显的差异，但ＮＦ－３风洞两种测试手段的实验结果却具有良好的相关性。

弹性与后掠角对三角翼绕流结构的影响

为了研究低雷诺数下微小型飞行器布局的流动机理,在水槽中对展长/根弦长之比为0.5的一系列变弹性和后掠角机翼的绕流结构进行了氢气泡流动显示实验。结果表明,在低雷诺数条件下,流动结构变化规律如下:随着后掠角增大,弹性翼绕流遵循"Ω涡-一对前缘涡-一对前缘涡与双涡-一对前缘涡、双涡与三涡-一对前缘涡与双涡-一对前缘涡"的变化规律,刚性翼绕流的涡结构变化规律与弹性翼相似,但不存在三涡结构。

40°后掠角三角翼不同前缘形状对其气动特性影响的实验研究

通过风洞测力实验,研究了40°后掠角不同前缘形状对三角翼气动特性的影响。实验结果表明:前缘背风面倒角机翼的升阻比最大,而前缘迎风面倒角机翼的升阻比最小。相同前缘形状倒角机翼,其倒角值的变化对三角翼升力特性的影响不大。小迎角下,前缘迎风面倒角机翼的升力系数略高于其余不同前缘形状的三角翼。

基于ANSYS的可变后掠角机翼结构稳定性分析

在相同的飞行条件下,对6组面积相同但后掠角不同的机翼的升力/阻力特性进行了分析,并基于Hypermesh、ANSYS等软件对6组机翼分别进行强度及刚度的有限元数值模拟,得到应力及最大位移云图。通过计算分析可知,相同飞行状态和相同机翼投影面积下,机翼后掠角对强度影响相对较小,对刚度影响较大。可为机翼设计时后掠角的选择及性能分析提供参考。

不同前后掠角的栅格翼气动特性研究

阻力大是栅格翼的主要缺点。文中通过数值计算,对带有不同前后掠角度的栅格翼与普通栅格翼的气动特性进行了分析研究。数据结果表明:带有前后掠角度的栅格翼的减阻特性显著,同时拥有较好的升阻比特性,且亚音速下,前掠式栅格翼要比后掠式栅格翼的气动特性更好。

鸭翼后掠角对鸭翼展向吹气增升效果的实验研究

利用低速风洞测力、测压以及水洞流动显示实验,对一组由机翼前缘后掠角为50°与不同鸭翼后掠角的三角翼构成的近耦合简化鸭式布局模型,系统研究了鸭翼后掠角在有无鸭翼展向吹气情况下该布局的增升效果及规律性。实验结果表明:在机翼前加装一鸭翼,增大了布局的升力系数和失速迎角,增升量值决定于鸭翼涡和机翼涡在机翼翼面上的干扰情况,说明鸭翼可以作为一种涡控部件。在对鸭翼进行展向吹气时,随着鸭翼后掠角的增大,布局开始出现增升的迎角和升力增量开始减小的迎角均增大,但最大增升百分比在减小。这表明,要在大迎角阶段充分发挥鸭式布局的优势,应选用中等后掠角组合的布局。

不同前缘后掠角的双叶片污水泵性能模拟与试验

为了研究前缘后掠角对前伸式双叶片污水泵水力性能的影响规律并大幅提高泵效率,基于某一款典型的前伸式双叶片污水泵(WQ800-40-132),设计了4个不同的叶轮模型,其前缘后掠角分别为60°、100°、140°、180°。利用ICEM CFD 14.5软件对计算模型进行结构化网格划分,采用Ansys CFX 14.5软件对网格模型进行基于标准k-ε湍流模型和可缩放壁面函数的全流场数值模拟,分别从泵的外特性及内流场分析了前缘后掠角对泵性能的影响规律,结果发现:随着前缘后掠角的增加,扬程流量曲线趋于平坦,轴功率则不断增大,最高效率点向大流量工况方向偏移;在大流量工况下(1.2Qn,Qn为设计流量),前缘后掠角的增大会导致进口前缘外周边的叶片工作面处出现回流,并在前缘上方形成旋涡,造成较大的水力损失。通过对数值模拟与样机试验的结果对比,发现模拟值与试验值有较小的差别,但整体趋势基本相同。该文的研究结果对双叶片污水泵的优化设计具有较好的参考价值。

翼梢小翼后掠角对民机气动性能影响的研究

针对某民机起飞、巡航、着陆三种典型飞行状态,通过CFD方法研究翼梢小翼后掠角变化对该机不同状态下气动性能的影响。仿真结果表明,在起飞、巡航、降落三种不同状态下,随着翼稍小翼后掠角的增大,升阻比的变化都呈现先升高后下降的趋势;同时得出在以10°为步长的计算条件下,以升阻比为考核指标,对应各飞行状态的最佳后掠角分别为30°、50°、40°。该结论对今后变体翼梢小翼的研究有一定的参考价值。

后掠角对后掠机翼边界层稳定性及转捩的影响

后掠机翼边界层流动稳定性及转捩对翼型的设计及优化有着重要的参考价值，而机翼后掠角是引起后掠机翼边界层横流失稳的关键参数之一．以NACA0012翼型为研究对象，通过求解三维可压缩Navier—Stokes方程计算了展向无限长后掠机翼的基本流场；通过求解Orr—Sommerfeld方程得到了扰动Tollmien．Schishting波演化的中性曲线及幅值曲线，研究了后掠角对后掠机翼边界层流动稳定性的影响；最后采用eN方法进行了转捩预测．研究发现，随后掠角的增大，横流强度和扰动幅值放大指数n均先增加后减小，且后掠角在40°～50°之间横流强度达到最大值．当后掠角在50°左右时，用转捩预测eN方法计算的幅值增长指数Ⅳ值最大，导致转捩发生所需的初始扰动幅值最小，转捩最易发生．

不同后掠角三角翼的静态地面效应数值模拟

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。

机翼前缘后掠角对飞机RCS影响的数值模拟

为了在飞机总体设计时改善其隐身性能,对机翼前缘后掠角参数化可调的飞机三维数字样机的RCS特性进行了研究。使用CATIA软件,建立机翼前缘后掠角参数化可调的飞机三维数字样机;基于物理光学法和等效电磁流法,采用RCSAnsys软件,使用X波段雷达对飞机进行探测,雷达入射波的俯仰角在-15°、0°和15°条件下,数值模拟机翼前缘后掠角在-30°^+60°之间变化时飞机的RCS特性,并对数值模拟结果进行数理统计分析。在机翼前缘后掠角变化的条件下,飞机RCS特性数值模拟结果表明:飞机头向RCS峰值之一的方位角与机翼前缘后掠角的角度相等;飞机头向RCS算术平均值特性为直机翼大、前掠翼和后掠翼小、大后掠翼更小;飞机侧向和尾向的RCS算术平均值变化相对不大。

鸭舵后掠角对火箭弹尾翼的滚转性能研究

根据具有较大翼面的鸭式布局火箭弹难以进行滚转控制的特性,文中采用数值流体力学分析手段,建立鸭式布局火箭弹外流场模型,仿真分析了鸭舵滚转效应产生机理、鸭舵下洗对尾翼气动耦合规律以及后掠角对火箭弹滚转性能的影响。仿真结果表明由于鸭舵下洗作用,在尾翼上诱导出一个舵控方向相反的滚转力距,使滚转控制能力降低甚至反效;在后缘后掠角χ≠0°时,随着后缘后掠角的减小火箭弹的滚转控制能力基本不变。

基于双目视觉的可变后掠角机翼角度测量技术

针对可变后掠角机翼模型,设计了双目立体视觉测量系统,实现对可变后掠角机翼偏转角的无接触测量。该系统采用基于现场可编程逻辑门阵列(FPGA)的双摄像头视觉采集系统,获取机翼上表面的方形标志作为检测对象,提取图像中的边界和特征点信息,利用空间圆拟合的方法对数据点进行拟合,从而获得可变后掠角机翼的偏转角度。对比了角点检测与边界提取检测两种方法,结果显示,采用边界检测方法能有效降低随机误差的干扰,所得测量角度相对误差低于3.5%,验证了该测试系统的可行性和准确性。

大展弦比小后掠角机翼平面参数选择研究

统计了现役大展弦比小后掠角飞机机翼平面参数,详细分析了主要参数设计选择影响准则及因素,给出了国内外研究进展情况,并针对国内某飞机采用工程方法,开展了变参数影响研究,计算分析了展弦比、后掠角、尖削比对气动力、重量和飞机性能综合影响,可为运输类飞机设计提供参考。

跨速域大后掠角近距耦合翼气动干扰特性

为研究亚声速、跨声速、超声速及高超声速跨速域条件下,某正常式布局飞行器的大后掠角前翼对尾翼气动特性的影响和机理,通过有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程,并采用Spalart-Allmaras湍流模型对具有大后掠角近距耦合翼的飞行器绕流场进行数值模拟。计算得出受前翼气动干扰影响时尾翼的升力系数、阻力系数随马赫数和攻角的变化规律,且根据尾翼表面压力系数分布规律和周围流场结构,分析前翼对尾翼的气动干扰机理。研究结果表明:在亚声速、跨声速条件下,大后掠角前翼产生的后脱涡会影响尾翼周围的流场,尤其是尾翼前缘的绕流场,使尾翼上下表面的压力差减小,尾翼的升力和阻力系数均减小;攻角越大,前翼产生的涡流强度越大,前翼对尾翼的下洗作用越强,尾翼的升力系数和阻力系数的减小量越大;随着马赫数的增大,前翼后脱涡逐渐变弱,前翼对尾翼的干扰影响也逐渐减弱。

边条翼后掠角对钝头细长旋成体非对称流动的影响

为探究大迎角时边条翼前缘后掠角对钝头细长旋成体导弹绕流特性的影响,开展了模型表面测压和粒子图像测速的风洞实验,研究了亚临界Reynolds数Re=150000、迎角α=50°条件下不同前缘后掠角固定边条翼的钝头细长旋成体非对称绕流特性.结果表明,在边条翼上游区,后掠角增大使边条涡涡位更靠近前体物面且对称性更好,导致前体物面的压力分布更对称,截面侧向力减小;在边条翼区,后掠角增大加强了边条涡对前体非对称涡系的诱导作用;在边条翼下游区,后掠角增大减弱了边条涡对旋成体非对称涡系的诱导作用,加剧了旋成体物面的压力分布不对称性,导致截面侧向力变大.

形状记忆合金驱动可变后掠角翼梢小翼的研究

常规飞行器的小翼翼型一般是固定不变的,只能在特定的飞行状态下具有最优的气动性能。但是当飞行状态发生变化时,气动性能便不再保持最优。为解决该问题,提出一种基于形状记忆合金(Shape Memory Alloy,简称SMA)驱动的可变后掠角翼梢小翼方案。基于形状记忆特性,将形状记忆合金材料作为驱动器,可为变后掠角翼梢小翼的设计和优化提供更多可能性。针对民航飞机起飞、巡航和降落三种典型工况,通过计算流体力学方法(CFD)分析不同后掠角度翼梢小翼对飞机气动性能影响,得出最佳后掠角度分别为35°、45°和50°。为实现不同飞行状态下后掠角度的变化,设计一种基于SMA丝驱动的可变后掠角翼梢小翼结构。在只考虑SMA材料受轴向拉伸力作用的条件下,经数值计算得到了应力应变关系以及不同应力作用下应变同温度的关系。基于以上材料特性确定SMA丝的热处理方法,并根据SMA丝的动态特性曲线和初步设计要求确定其尺寸规格。该机构根据不同的飞行状态自动调整小翼后掠角度,从而提高机翼的升阻比。