飞机前缘缝翼精准装配技术研究

该文主要探讨飞机机翼前缘与缝翼的数字化装配精准控制技术。从飞机的装配技术难点出发,结合机翼前缘与缝翼的数字化装配技术细致分析,深入讨论装配协调的各种方法及技术手段。该文最后提出一系列数字化装配协调的实施措施。期望此研究能为提升我国在飞机部件装配协调领域的技术水平提供有益的参考。

基于干涉接触的前缘缝翼尾缘结构设计与分析

前缘缝翼是大型飞机起飞与降落阶段重要的增升装置,但受自身结构刚度及其支持刚度影响,承受气动载荷时缝翼易发生翘曲变形,与翼盒产生缝隙,影响到机翼的气动效率。为消除巡航状态缝翼的变形,提高机翼气动效率,提出前缘缝翼干涉尾缘结构设计技术。对影响前缘缝翼结构法向和弦向变形的主要因素进行理论分析。以国内某大型飞机前缘缝翼为研究对象,针对蒙皮等各结构尺寸对前缘缝翼本体刚度的影响,从质量和变形两方面进行详细论述。在保持原有前缘缝翼结构尺寸、质量的前提下,进行前缘缝翼干涉尾缘结构的设计。结果表明:所提的前缘缝翼干涉尾缘结构在巡航工况气动载荷下,可以保持与机翼不分离的状态,提高气动性能,且有效避免了质量的增加。

前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性研究

大型民机高升力构型多采用多段式增升装置,大迎角飞行时,前缘缝翼上表面可能出现流动分离,造成缝翼尾迹流区迅速增厚,加剧缝翼与下游翼段气流的交混作用,导致各翼段环量减小、升力下降,最终发展为失速。针对多段式增升装置大迎角失速问题,本文基于有限体积RANS方法,研究了前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性的作用机理与参数影响规律。研究发现:前缘缝翼开缝可有效推迟缝翼流动分离的发生,抑制缝翼尾迹区发展及缝翼与下游翼段附面层气流的交混,减缓对襟翼流动的不利影响,显著改善增升装置失速特性;开缝位置及射流出口方向对前缘缝翼流动的控制效果影响明显,应根据前缘缝翼形状和工作状态合理设计前缘缝翼开缝方案,以便获取更好的气动性能收益。

前缘缝翼尾缘喷流对多段翼流场的影响研究

为了研究前缘缝翼尾缘剪切层对多段翼气动性能的影响,通过在前缘缝翼尾缘添加喷流的方式来改变缝翼尾缘处的剪切层。选取不同的喷流流量和流速等参数,利用CFD手段研究了喷流对缝道的速度分布以及多段翼各个翼面气动力的影响。多段翼二维非定常流场由有限体积法求解的二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程得到。分析结果得到:前缘缝翼尾缘添加喷流后对多段翼各个翼面压力分布和最大升力系数均有较大影响,其中,主翼最大升力系数、总的最大升力系数、前缘缝翼和后缘襟翼升力系数随着喷流动量系数增加而增加。

民用飞机前缘缝翼气动力特性SCCH试验研究

针对民用飞机增升装置对机翼气动力特性的影响,在南京航空航天大学NH-2低速风洞开展了某型号客机等弦长后掠半模(Swept constant chord half-model,SCCH)增升装置测力风洞试验研究。试验来流马赫数为0.2,基于机翼弦长的试验雷诺数为1.85×106。通过试验结果,重点分析了前缘缝翼的偏角、缝道宽度及缝道搭接量对机翼增升装置增升效率的影响,得到了起飞构型和着陆构型缝翼偏角及缝道的最佳组合参数。试验研究发现,缝翼偏角从18°增加到24°时,失速迎角和最大升力系数都增大,缝翼偏角从25°增加到31°时,失速迎角增大,最大升力系数没有明显的变化。起飞构型前缘缝翼最佳缝道宽度为1.5%~2.0%,最佳缝道搭接量为1.0%左右;着陆构型缝翼最佳缝道宽度为2.0%~2.5%,最佳缝道搭接量为-1.0%~0%。最佳缝道宽度随缝翼偏角的增加呈现增大趋势。

多段翼型前缘缝翼位置的优化设计研究

本文讨论优化前缘缝翼位置的位流设计方法。优化变量为缝翼相对于主翼的缝隙(Gap)、覆盖量(Ouerlap)和偏角δ_s,目标函数为主翼上的压力峰值。应用高阶面元法计算多段翼型压强分布。用Powell优化法使主翼上压力峰值减至最小,以延迟多段翼型的失速,增大最大升力系数。本方法已用于计算NACA64A010两段和四段翼型以及Foster三段翼型,所得结果与实验数据和位流/边界层耦合设计法的结果有很好的一致性。

大型客机机翼前缘缝翼气动及其机构一体化设计

前缘缝翼系统设计是一个涉及多目标、多学科综合的问题。针对这一复杂问题,首先解决了前缘缝翼支撑与驱动机构设计的诸多难点,然后利用CATIA二次开发技术,建立了一套气动和机构一体化设计平台,将前缘缝翼气动设计和机构设计有机地结合起来。大型客机前缘缝翼气动机构一体化设计子平台的功能是向用户提供前缘缝翼以及支撑与驱动机构设计参数的输入;然后驱动CATIA自动生成前缘缝翼起飞着陆状态的气动外形;在此基础上自动生成支撑与驱动机构零件,装配并仿真;最后通过高效的气动评估方法来评估前缘缝翼在机构引导下得到的起飞着陆性能是否满足总体设计要求。

一种主动驱动随动加载的前缘缝翼和襟翼疲劳试验技术

前缘缝翼、襟翼活动面及其支承结构的疲劳试验是民用飞机取证前要开展的一项重要工作。在试验中采用主动驱动和随动加载方法加载,不仅能缩小试验规模,同时可提高试验精度。国内某型机采用此技术成功进行了前缘缝翼、襟翼及其悬挂结构的疲劳试验。从试验件及其支承设计、系统构成和载荷与运行三方面,介绍了一种适用于大中型固定翼飞机前缘缝翼和襟翼的疲劳试验技术。

前缘缝翼开口分段对增升装置气动特性的影响

为了研究高升力系统中开口分段的前缘缝翼对增升装置气动特性的影响,对不同构型生成结构化网格,及其流场进行了大量的数值模拟。在同等状态下,结合不同构型的计算结果,分析了开口分段的前缘缝翼对增升装置气动特性的影响。研究表明,机翼失速不仅与开口宽度有关,而且与前缘缝翼上的开口位置有关。

前缘缝翼构型平尾直升机气动特性分析

使用数值模拟方法研究了前缘缝翼翼型气动特性,并将该前缘缝翼翼型应用于直升机平尾,分析了该直升机全机气动特性,最后通过风洞试验对数值模拟结果进行验证。结果表明,前缘缝翼构型平尾能有效改善直升机的纵向静稳定性。

某型飞机前缘缝翼蒙皮厚度优化

文章依据适航规章CCAR25的要求,利用商用有限元软件Hypermesh和Abaqus,对某型前缘缝翼蒙皮进行了应力分析。结合《飞机设计手册》的有关圆柱形曲板的稳定性分析方法,对缝翼蒙皮的压缩稳定性进行了强度校核,并对缝翼的蒙皮厚度进行了优化设计。

前缘缝翼自适应调整装配技术研究

前缘缝翼在飞机起飞、降落过程中起到增加升力、提高性能的作用。对于缝翼装配过程中的自身偏差和装配误差,设计了一种缝翼自适应调整装配技术使缝翼加强肋与滑轨良好对接。并通过该机构的数学模型、运动仿真及实验,验证并计算了偏心衬套偏心量对前缘缝翼尾缘偏离的影响。目前,前缘缝翼自适应调整装配技术已应用到大型客机缝翼设计中。

不同相对厚度前缘缝翼对S809翼型气动性能的影响

文章通过数值模拟方法研究了不同相对厚度的前缘缝翼对S809翼型气动性能的影响,并揭示了前缘缝翼相对厚度对流动控制产生影响的机理。研究结果表明:在大攻角下,空气流经过前缘缝翼会在其尾部产生涡旋,尾缘涡旋的形成有助于抑制S809翼型流动分离,进而改善翼型绕流场;不同相对厚度的前缘缝翼产生尾缘涡旋不同的流动轨迹,对翼型的流动控制作用效果不同;相同条件下,前缘安装最大相对厚度为35%的前缘缝翼能够将S809翼型最大升力系数提升至1.25,失速攻角推迟至17.21°;安装最大相对厚度为14%的前缘缝翼,能够使S809翼型最大升力系数提升至1.53,并使翼型在攻角为20.16°时仍未发生失速。

前缘缝翼对风电叶片翼型气动性能影响的研究

前缘缝翼作为叶片提升气动性能的部件,在减少叶片表面的流动分离、提高升力比方面发挥着重要作用。本文采用CFD数值模拟的方法对S830翼型添加前缘缝翼前后进行研究,得结论如下:添加前缘缝翼,S830翼型的升力系数与阻力系数均增加,升力系数增加的更明显,最大增幅为8.62%;随着攻角的增加,S830翼型的流动分离区逐渐增加;添加前缘缝翼可有效控制S830翼型的流动分离;缝翼的存在增大了S830压力面压力的同时减小了吸力面的压力,从而使得翼型的升力增加。

现代飞机前缘缝翼作动装置——齿轮-齿条的设计技巧

前缘缝翼在飞机起飞、降落中起到提高飞机升力、改善飞行性能的重要作用。新型的缝翼作动装置—齿轮-齿条,由于构思巧妙、占用空间小、重量轻而备受重用。在小齿轮与大圆弧齿条设计中,诸多参数的确定、关键细则的设计、全机多作动装置的协调、故障载荷的计算与深入分析,构成了其设计的重点和难点。采用此方法研制的齿轮-齿条装置已成功应用在飞机中。

动叶前缘缝翼开缝位置对离心风机的气动作用

前缘缝翼是通过延缓流动分离和失速,提高飞机机翼升力,将前缘缝翼引入高负荷离心风机动叶的气动设计,以抑制叶片吸力面的边界层分离、改善风机气动性能,并基于数值模拟方法研究前缘缝翼起始位置和偏转角两个几何参数对风机流场与气动性能的影响。研究结果表明,30%弦长处为最佳开缝位置,其总压升和效率最大增幅分别达到13.1%和1.2%。动叶前缘缝翼的存在加速了后叶片吸力面流体的流动,抑制了后叶片尾部边界层的分离,且具有动叶前缘缝翼的离心叶轮速度分布更加均匀,压升更大。动叶前缘缝翼的开缝位置对提高离心风机总压升和效率具有重要的影响。

前缘缝翼结构设计分析

一、总述前缘增升装置一般采用前缘缝翼和克鲁格襟翼(包括'克鲁格'式缝翼)两种形式(见图1～3)。MD—82飞机采用了前缘缝翼,失速特性好,在结构重量上。

前缘缝翼扇形齿轮传动机构试验装置开发研究

为了验证前缘缝翼扇形齿轮传动机构的强度,提高其使用寿命、传动平稳性和传动精度,按照某型飞机缝翼扇形齿轮传动机构研制和生产的需求,分析了缝翼扇形齿轮传动机构试验的加载及控制方法。利用运动相似、动力相似的原理开发了缝翼扇形齿轮传动机构试验装置,装置采用全闭环控制、液压加载的方式;进行了某型飞机缝翼扇形齿轮传动机构研制的静强度试验、出厂交付跑合,使用效果良好,满足跑合及相关试验技术要求。

前缘缝翼对翼型S809气动特性的影响

控制风力机翼型的流动分离,可以提升翼型的气动特性。本文采用数值模拟方法研究了前缘缝翼对风力机专用翼型S809气动特性的影响。分析了加装前缘缝翼对翼型S809升、阻力系数和压力系数的影响,并揭示了对翼型S809边界层控制的机理。研究结果表明,前缘缝翼可以有效地提升翼型的气动特性,增大升力系数,推迟翼型边界层的流动分离。

B737NG飞机液压系统前缘缝翼的改装

介绍了飞机操作系统中的前缘缝翼液压作动的工作原理,以及从不同的角度分析,讨论临近电门传感器与液压作动筒之间改装的必要性。