翼面
- 導轉翼面對二維彈道修正彈跨音速氣動性能的影響
引信包括一對升力翼面和一對導轉翼面,升力翼面提供彈道修正時所需的法向力,導轉翼面提供引信滾轉的導轉力矩,使升力翼面停留在所需要的引信滾轉角位置。由于二維彈道修正彈氣動特性的變化會對飛行穩定性及落點預測產生影響[4],因此,研究獲取不同氣動外形下氣動特性的變化規律就顯得尤為重要。加榴炮二維彈道修正殺爆彈全裝藥發射后大部分時間以超音速飛行,在彈道頂點過后有一部分飛行段會轉為跨音速;以減變裝藥發射時,跨音速飛行段在全彈道的占比會加大?？缫羲賮砹鳁l件下,繞翼面及彈
探測與控制學報 2023年3期2023-07-12
- 變體飛行器伸縮翼機構設計與仿真
之一［1-3］。翼面作為飛行器重要的氣動升力裝置，其變形設計是變外形飛行器的研究熱點。常用的變形翼有變后掠翼、截面變形伸縮翼等，大都通過控制翼面縮展、改變翼面展弦比或采用變翼截面形狀等手段，調整飛行器升阻比，優化氣動焦心與飛行器質心相對位置，以獲得最佳的氣動性能［3-5］。小型、低能耗、敏捷的變形機構是變形翼設計的關鍵，國內外研究機構和學者對此進行了大量探索。NASA蘭利研究中心［6］聯合美國國防高級研究計劃局（DARPA）和空軍研究實驗室（AFRL）開展
空天防御 2023年2期2023-07-12
- 戰機增升裝置 高升力和高大上
后緣處增加了活動翼面。當戰機在起飛和著陸時，活動翼面伸出；當戰機巡航時，活動翼面收回。通過增大機翼的面積和彎度，增加戰機的升力系數，戰機能夠更加安全平穩地起降——這種活動翼面被稱為“增升裝置”。那么，增升裝置有何功效呢？a）“高”——安全性提高對于軍用運輸機而言，增升裝置是實現短距起降、低速空投和失速控制的重要法寶。有了它，就像是給戰機上了一份保險。b）“大”——穩定性增大一些先進戰機普遍采用翼身融合技術，裝備增升裝置后，戰機在機動過程中可以與副翼配合，增
電子產品可靠性與環境試驗 2022年2期2022-11-27
- 翼面熱靜氣動彈性的流固熱交錯迭代耦合分析*
10016）引言翼面的靜氣動彈性是飛行器設計必須考慮的問題，它涉及到氣動力與結構彈性變形之間的耦合。隨著飛行器速度越來越快，氣動加熱引起翼面結構溫度升高［1-3］，導致翼面結構剛度發生變化［4-5］，并由此提出了熱靜氣動彈性的問題，熱靜氣動彈性的研究對高超聲速飛行器的設計至關重要。最早的高超聲速翼面熱靜氣動彈性分析方法假設翼面結構具有均勻的溫度場分布，分析不同溫度下的翼面熱剛度，并在此熱剛度下進行翼面的靜氣動彈性分析。隨著氣動熱分析技術研究的深入，一些學者
振動、測試與診斷 2022年5期2022-11-04
- 襟縫翼耐久性試驗電液伺服協同加載技術研究
增升裝置，為活動翼面結構，在飛機起飛、降落和飛行過程中起著重要作用[1-3]。這些活動翼面隨著飛機飛行姿態的變化，繞各自滑軌運動一定角度，在運動過程中，翼面受到持續氣動載荷作用，受力極其復雜。襟縫翼翼面及其操縱機構設計復雜，其耐久性關系飛機使用安全。飛機結構耐久性試驗是測定飛機在規定使用和維修條件下的使用壽命，預測和驗證結構薄弱環節和危險部位，確定結構檢修維護周期，并為制定檢修大綱提供依據而進行的試驗項目[4-5]。目前，襟縫翼結構靜力/疲勞試驗大多以固定
機床與液壓 2022年2期2022-09-22
- 二維彈道修正引信沖壓成形導轉翼面設計方法
引信頭部安裝兩對翼面來進行修正控制：一對升力翼面進行彈道修正，一對導轉翼面對引信頭部進行滾轉控制。滾轉控制主動力矩有電磁力矩和氣動力矩，典型代表分別為美國的PGK[2]，英國BAE的銀彈引信[3]和以色列的Top GUN等?？蓜右矶S彈道修正引信通過減旋機構實現修正組件相對彈丸整體減旋，通過導轉翼面產生氣動導轉力矩進行滾轉姿態穩定控制，而減旋機構與制式彈丸間的摩擦力矩會對修正組件滾轉穩定控制產生干擾?，F有導轉翼面大多是菱形翼面，為適應摩擦力矩的干擾，一般通
探測與控制學報 2022年4期2022-08-30
- 無縫襟翼吹氣控制機理和地面效應分析
面效應均引起了上翼面的吸力損失[17]，而翼型整體升力的升降與迎角有關;而在Re=6×106時的數值模擬[18]表明根據迎角不同，升力隨距地高度的變化分為3種情況:小到中等迎角時，當距地高度降低，氣流在翼型下表面與地面的收斂通道中受阻，導致翼型上下表面壓力增加;大迎角時，距地高度減小，沿弦向的逆壓梯度增大，分離流區域增大;負迎角時，氣流由于Venturi效應在翼型下表面與地面之間的收縮-擴張通道中加速，導致翼型下表面產生較大吸力。對于帶襟翼的NACA441
氣體物理 2022年4期2022-08-11
- 空間復雜運動增升結構隨動加載技術
飛機結構中的可動翼面(如襟翼、縫翼、方向舵、升降舵、擾流板、副翼等)能否正常工作直接決定了飛行器的飛行安全和任務執行能力。根據文獻[1-3]的統計數據，由襟、縫翼機構等典型運動機構導致的故障占總計責任事故的53%。因此，可動翼面在飛機起飛、降落和飛行過程中起著重要的作用，一直受到飛機設計、制造和試驗的高度重視?？蓜?span class="hl">翼面隨動加載是檢驗和測試翼面收放失效模式、安全性和可靠性最為有效的方法，是飛機定型前需要進行的一項重要的地面驗證試驗。進行飛機活動翼面功能試驗在
航空學報 2022年6期2022-08-01
- 大展弦比飛機的中外翼失速優化流動控制研究
大，縫道、彎度、翼面間的干擾以及氣流展向流動的耦合使得流動相當復雜，往往很多飛機在生產試飛后需要對著陸構型的失速特性進行優化，比如MD82飛機[1-2]，在縫翼前緣安裝渦流發生架，來改善飛機翼面的分離，增大飛機的可用升力系數。失速特性優化的方法包括被動和主動控制。被動控制方式有: 改變襟縫翼偏度，優化縫道參數[3]；修改頭部形狀，匹配低速翼型；布置渦流發生器(Vertex Generator, VG)，補充附面層的能量等。主動控制需要從外界輸入能量，比如射
復旦學報（自然科學版） 2022年1期2022-06-16
- 快速部署無人機充氣機翼設計與分析
Re時對應的上下翼面蒙皮上的特征線，Q點為上翼面翼根處的特征點，CD為上下翼面蒙皮上連接機翼前緣中點和后緣中點所構成的特征線。下翼面受均布氣動載荷q，M為距離X軸的長度為y時，單元體受到繞X軸方向的彎矩為在純彎曲情況下，得σ22為[21]其中：E為蒙皮材料的彈性模量；z為上下翼面蒙皮薄膜單元距離中性層的距離；Ix為充氣機翼蒙皮截面外輪廓及筋條截面的慣性矩。該充氣機翼蒙皮截面為不規則形狀，該慣性矩計算公式如下[22]：將式(10)和(12)代入式(11)，可
中南大學學報（自然科學版） 2022年4期2022-05-12
- U 型梁端頭翼面折彎整形設備的設計及應用
對于U 型梁端頭翼面折彎整形的加工，現有設備大多是依靠人工進行手動調整，生產效率較低。針對此現象，我司研制了自動化程度較高的端頭翼面折彎整形設備。該設備可通過調整相應的模具位置，實現不同截面寬度U 型梁的端頭翼面整形工作，從而解決傳統設備不足的問題。1 設備簡述U 型梁端頭翼面折彎整形設備是我司在商用車車架縱梁生產領域新研發的一種全新設備，可實現U 型梁端頭翼面自動折彎整形的功能，具有結構簡單、操作方便的特性。設備主要由固定底座、升降床身、水平移動底板、整
鍛壓裝備與制造技術 2022年2期2022-05-11
- 上翼面擾流板偏轉對沖壓翼傘氣動性能的影響
量轉移[5]，上翼面擾流裝置[6]等。本文針對上翼面擾流這一新穎的沖壓翼傘操縱方式進行研究。目前國外沖壓翼傘上翼面擾流裝置主要有2種形式，本文分別稱這2種擾流裝置為擾流縫[7]和擾流板[8]，兩者結構和驅動方式雖有差異，但均通過控制翼傘氣室內部的氣體從翼傘上翼面流出來實現翼傘操縱。文獻[2]通過二維流場數值模擬研究了擾流縫的弦向位置對翼傘氣動性能的影響并與風洞試驗結果進行了對比；文獻[9]通過二維流場仿真研究了擾流縫的開縫方向和弦向位置對翼傘氣動性能的影響
科技創新與應用 2022年12期2022-05-08
- 上翼面擾流板偏轉對沖壓翼傘流場結構的影響
710089）上翼面擾流裝置是一類新型的沖壓翼傘縱向和橫向操縱裝置，目前國外沖壓翼傘上翼面擾流裝置主要有兩種形式。第一種是在翼傘部分氣室的上翼面傘衣上沿展向開縫，通過操縱繩下拉縫前面的傘衣使開縫處產生氣流出口，氣室內氣流沖出對上翼面形成擾動[1]；第二種擾流裝置通過形狀記憶合金來改變翼傘上翼面氣流出口處的織物補丁的彎曲程度，從而實現翼傘上翼面氣流出口的開閉[2]。兩種擾流裝置均通過控制氣室內部的氣體從上翼面流出來實現翼傘操縱但結構又有所差異，為區分上述兩種
科技創新與應用 2022年10期2022-04-29
- 超大尺寸共形吸波體雷達散射截面分析與驗證
更為嚴格的要求，翼面邊緣是整機電磁散射尖峰的來源之一，傳統的吸波涂層由于吸波效果有限，無法滿足整機對散射波峰的控制要求。共形吸波體在翼面邊緣的應用既能保證飛行器原有的氣動特性，又能進一步降低飛行器的前向和后向雷達散射截面（Radar Cross Section，簡稱RCS），共形吸波體的設計和制備是近些年研究的熱點。目前國內外對共形吸波體的研究主要集中在微波和太赫茲頻段，共形吸波體多由具有周期結構的電磁超材料組成，超材料采用柔性基底后具有一定的彎曲共形能力
航空工程進展 2022年2期2022-04-24
- 基于拔銷器鎖定的飛行器氣動控制面解鎖控制方法
不同可以是舵面或翼面，用于提供氣動控制力及控制力矩。根據工作時序的設計，飛行器飛行過程中的某些時段內，這些氣動控制面需要保持固定轉角，其余時段則需要進行轉角的動態控制。因此，在舵面或翼面保持固定轉角的飛行時段，需要設計專門的鎖定機構實現對氣動控制面的鎖定，并根據需要在特定的時間點進行解鎖，隨后即可對舵面或翼面轉角實施控制[1-3]?？煽康逆i定與解鎖技術是保證飛行控制品質的前提，尤其是隨著變形飛行器等新概念飛行控制技術的發展，使得飛行器舵面或翼面的鎖定與解鎖
兵器裝備工程學報 2021年12期2022-01-11
- 二維彈道修正引信轉角控制翼面角度測量方法
通過控制外彈道中翼面的轉動角度從而改變彈丸的飛行姿態，進而通過變化的氣動力為彈丸提供持續的修正力，最終實現彈道修正功能，故二維彈道修正引信翼面轉角的準確控制對實現彈道修正具有重要意義。二維彈道修正引信通常采用鴨舵修正方案[2-3]，在炮射環境下，如155 mm榴彈平臺，彈丸出炮口轉速約為300 r/s，固定翼相對彈丸反轉，轉速更高，從而導致轉角控制時翼面角度測量難度大，不易觀察，并且進行炮射實驗需要消耗彈藥且須在滿足相應射程的靶場進行，成本較高。目前，國內
探測與控制學報 2021年4期2021-09-09
- 應用協同射流原理的旋翼翼型增升減阻試驗研究
部如圖4所示。上翼面單獨加工，使用沉頭螺釘與梁固連；通過在梁上加裝特定厚度的墊片，控制上翼面下沉量（上翼面下沉量定義為：以原始翼型上翼面位置為基準，CFJ翼型上翼面向下翼面移動的距離）；通過調節吹/吸氣口與肋連接處的沉頭螺釘，控制吹/吸氣口大小。圖2 OA 312翼型模型Fig.2 OA 312 airfoil model圖3 CFJ312翼型模型Fig.3 CFJ312 airfoil model圖4 CFJ312翼型模型內部Fig.4 Interior
航空工程進展 2021年4期2021-08-30
- 基于擺臂式隨動加載技術的活動翼面功能試驗及應用
飛機結構中的活動翼面，如襟翼、縫翼、升降舵、方向舵、副翼、擾流板等，在操縱運動過程中是否卡滯或干擾，直接影響到飛機的操縱性能和飛行安全。因此，在飛機起飛、降落和飛行過程中起著重要的作用。一直受到飛機設計、制造和試驗的高度重視[1-2]。在飛機實際飛行過程中，活動翼面的受力和運動有著共同的特點，就是活動翼面隨著飛機飛行姿態的變化繞其轉軸偏轉一定角度，在偏轉過程中，受到的氣動載荷大小和方向不斷變化。為了模擬活動翼面偏轉過程中的真實受載，活動翼面功能試驗要求既要
科學技術與工程 2021年17期2021-07-19
- 隨積冰歷程的機翼蒙皮載荷實驗研究
冷大水滴不斷撞擊翼面并形成積冰,破壞翼面外形光滑度,使載荷分布發生變化,影響工作性能甚至飛行安全[1]。因此,防除冰問題一直是航空及風力機領域的重要研究內容[2]。在結冰程度較弱的情況下,若不及時處理積冰,任其增長,可能會在某時造成突發性災難;若持續除冰,則勢必消耗大量能源。為評價翼面狀態并將潛在威脅告知駕駛員或控制中樞、在積冰達到危險閾值前進行除冰,從而在確保安全的前提下盡可能降低能耗,就需要及時感知翼面外界環境和積冰狀態。劉勝先等[3]利用模態分析系統
實驗流體力學 2021年3期2021-07-15
- 基于非線性接觸剛度的鉸接/鎖緊結構動力學建模方法
元，建立了可折疊翼面局部鉸接鎖緊結構連接剛度求解方法，并開展翼面整體靜力/振動特性的理論研究和試驗驗證。首先，構建了考慮可折疊翼面柔性變形和配合間隙影響的位移矢量方程；然后，對折疊翼面局部鉸接結構進行靜力學分析，并基于粒子群優化方法對位移矢量方程中的轉動矩陣和平移矢量進行求解，獲得不同載荷下鉸接鎖緊結構的非線性剛度；最后，將局部結構剛度值帶入整體翼面結構的板-彈簧模型中，并開展靜力學分析和模態分析，研究表明理論預示結果與試驗結果具有較好的一致性，驗證了剛度
強度與環境 2021年6期2021-03-30
- 同步加載技術在襟縫翼疲勞試驗中的應用研究
加載方法[2]。翼面隨動加載系統由加載框架和運動機構組成，加載框架及運動機構即為懸掛框架和翼面驅動系統，將載荷的幅值控制與加載方向控制分開考慮，由懸掛框架和翼面驅動系統來控制載荷加載方向，而載荷幅值控制交給已有的試驗加載協調控制系統解決，即由兩套不同的控制系統通過信息交互同步控制，對應加載機構來完成活動翼面的載荷加載[3]。圖1 ??襟縫翼軌跡收放1 加載控制系統組成1.1 協調加載控制系統協調加載控制系統是能夠進行閉環控制、保證試驗加載的協調性、具有報警
工程與試驗 2020年1期2020-06-18
- 基于卡滯響應的翼面偏轉自動切換技術
路在全機工況活動翼面操縱功能檢查試驗中，當全機加載到限制載荷時，需要在規定時間內一次性獲取活動翼面的最大正負偏角。如果活動翼面偏轉出現卡滯，需要控制活動翼面自動反向偏轉。常規的控制技術難以滿足試驗需求。因此，提出了基于卡滯響應的翼面偏轉自動切換技術，通過多參數操縱力內外限設置方法，實現在操縱系統卡滯時，活動翼面自動反向偏轉，確保一次性獲取活動翼面最大正負偏角。2 技術方案通常當操縱系統卡滯時，駕駛艙內操縱駕駛桿、駕駛盤和腳蹬的操縱力就會驟然增大，試驗中可以
工程與試驗 2020年1期2020-06-18
- 155 mm固定翼雙旋彈二維彈道修正引信的翼面轉速特性及修正能力研究
以分為整體減旋和翼面減旋兩大類，在氣動執行機構方面可以分為可動舵片修正CCF和固定翼修正精確制導組件(PGK)。本文在155 mm口徑榴彈平臺上對固定翼二維CCF兩部分轉速特性進行分析，在155 mm榴彈平臺上建立雙旋運動外彈道模型[11]，通過計算流體力學(CFD)軟件數值模擬獲取翼面部分氣動力參數[12]。根據彈丸滾轉動力學方程，分別從影響彈丸轉速的轉動慣量、摩擦力矩、滾轉阻尼力矩以及翼面導轉力矩幾方面對固定翼二維CCF轉速、落點、橫向偏差、攻角等彈道
兵工學報 2019年8期2019-09-11
- 二維彈道修正組件滾轉角測量誤差補償方法
維彈道修正組件的翼面實時滾轉角的準確測量，是二維彈道修正系統的關鍵技術之一。目前翼面滾轉角的測量存在太陽方位角測量法、陀螺測量法、加速度計法和磁探測法[2]等方法。太陽方位角傳感器的兩個光敏器件分別安裝在彈上光縫之內，當彈丸進行滾轉運動時，太陽光會透過光縫照射到光敏器件上產生脈沖信號，通過兩個光敏器件在同一周期內輸出脈沖信號的時間差與一個光敏器件連續輸出脈沖信號的時間差之比來計算彈丸滾轉角度；但該方法必須在白天光照充足的情況下使用，具有較大的應用局限性[3
探測與控制學報 2019年4期2019-09-06
- 翼面熱環境的并行迭代耦合方法及熱模態分析*
。高超聲速飛行器翼面在熱環境下其剛度會發生變化，進而導致結構模態發生改變。若能準確計算翼面熱環境，并且分析熱環境下翼面的熱剛度，將會對高超聲速翼面熱結構設計產生重要意義。飛行器高速飛行過程中，氣動熱會造成翼面結構溫度急劇升高，而翼面結構溫度升高后，邊界層內氣體與壁面之間的溫度梯度將減小，導致壁面熱流密度降低，即氣動加熱與結構傳熱之間存在強烈的耦合效應。早期傳統的翼面熱環境分析方法未考慮壁面溫度對熱流密度的影響[4]，直接將分析獲得的熱流密度作為邊界條件進行
振動、測試與診斷 2019年4期2019-08-28
- 復合材料面板全高度蜂窩翼面結構分析
板全高度蜂窩夾層翼面結構，基于MSC.Patran/Nastran 創建了翼面有限元模型，對均布載荷作用下的結構進行了仿真分析。結果表明：翼面結構最大位移2.79 mm，曲屈載荷33.7 kN。工程方法計算得到翼面結構曲屈應變1 308.6 με。靜強度試驗中實測翼面最大位移2.81 mm。理論與試驗相結合的方式分析夾層翼面結構，最大位移值偏差約0.7%，證明了仿真分析模型的合理性，為該類型結構的工程應用提供了一定的參考。0 引言夾芯結構具有比強度和比剛度
宇航材料工藝 2019年1期2019-03-01
- 轉接擺桿驅動的小型旋轉折疊翼動力學仿真*
旋轉折疊翼主要由翼面、擺動導桿和作動筒組成,翼面應在0.5 s的時間內旋轉90°后展開到位。翼面可繞點o旋轉,初始點A處與擺動導桿鉸鏈連接;作動筒的氣缸端固定,推桿端與擺動導桿另一端在C點鉸鏈連接,作動筒內部放置火藥;火藥觸發后形成的高壓氣體可推動作動筒推桿和擺動導桿前移,推動翼面旋轉;翼面旋轉90°后,A點移動至B點,翼面展開到位。其中,作動筒推桿軸線與AB連線平行。以o點為原點,建立得坐標系見圖1。該小型旋轉折疊翼方案的主要設計參數如下:F為高壓氣體產
彈箭與制導學報 2018年1期2018-11-13
- 全復合材料翼面振動主動控制技術研究
為了解決復合材料翼面結構可能出現的振動問題，文中進行了全復合材料翼面振動主動控制技術研究。振動主動控制是根據傳感器檢測到的結構振動，應用一定的控制策略，經過實時計算，驅動作動器對結構或系統施加一定的力或力矩，以控制結構或系統的振動。美國已經將振動主動控制技術應用在了一些柔性空間結構和直升機機身上，B-1B、F-15、F-16和F-18飛機上已經使用了振動主動控制技術[5-6]。為了應對飛機復合材料結構出現的某些振動問題，文中將使用 MFC（Macro Fi
裝備環境工程 2018年9期2018-10-12
- 活動翼面與定翼面的階差測量方法分析
總裝過程中，活動翼面與定翼面對接后，需要檢查其相對位置的正確性，判斷其是否符合產品圖樣和技術條件的要求?；顒?span class="hl">翼面與定翼面間相對位置的準確度檢查稱為活動面相對定翼面的吻合性檢查，其中一個重要的參數是活動面相對于定翼面的階差，這個階差是評價活動翼面安裝正確性和整個翼面的氣動性能的重要指標[2]。階差不滿足要求會提升飛機的阻力，降低飛機的性能，增加燃油消耗。工程部門需要準確的階差用以評估飛機的飛行性能，制造單位據此來改進制造工藝，因此在飛機裝配現場準確的測量活動
大連大學學報 2018年3期2018-08-23
- 固定翼二維彈道修正引信升力翼面位置的影響
引信包括一對升力翼面和一對導轉翼面，翼面之間近距離安裝且存在安裝角。升力翼面使修正彈產生穩定飛行的平衡攻角，從而產生彈道修正所需的升力；導轉翼面可以對引信轉速和滾轉位置進行控制，改變升力翼面升力的方向。修正彈的總升力并不是單獨翼面和單獨彈體的升力之和，還應該加上它們之間的氣動干擾。氣動干擾不僅存在翼面與彈體之間，還存在翼面與翼面之間。文獻[1-4]通過風洞試驗及建模計算，研究了翼面在不同氣動外形、不同工況和不同安裝位置下，固定翼對全彈的氣動特性影響。文獻[
探測與控制學報 2018年3期2018-07-09
- 客車車架開裂原因分析
1所示。裂紋由下翼面（下翼面與車架加強肋板斜尖角焊接部位）經腹板延伸至上翼面。經測量，開裂部位車架下翼面鋼板厚度約為5.09mm，并且車架下翼面開裂部位存在直徑約為8mm的圓孔；檢查車輛左側縱梁（與右側縱梁開裂部位相同位置）如圖2所示，未見下翼面存在開孔現象，未見相同位置存在車架開裂現象。檢查發現車輛車架開裂部位腹板外側（腹板靠近上翼面部位）存在補焊鋼板現象，裂紋沿焊縫的熱影響區域擴展。對開裂的車架進行取樣、制樣，并進行化學成分檢測，材料拉伸性能檢測以及斷
時代汽車 2018年12期2018-06-18
- 極小展弦比彈翼氣動特性數值研究*
.0的極小展弦比翼面和常規三角翼面,采用CFD數值模擬方法分析比較了極小展弦比翼身和三角翼身的氣動特性。研究結果表明,極小展弦比翼身相比三角翼身具有較小的軸向力和誘導滾轉力矩,但是在大攻角時產生較大的側向氣動力;極小展弦比翼的翼展很小,彈身體渦與翼渦之間產生復雜的相互干擾,影響全彈氣動特性。極小展弦比;數值模擬;導彈外形;氣動特性0 引言翼面作為飛行器的主要升力面,對飛行器的性能和飛行品質有著重要影響。翼面的展弦比是影響其氣動特性的重要參數,戰術導彈一般采
彈箭與制導學報 2017年2期2017-11-09
- 基于頻譜細化的干擾磁場自主標定方法
引信滾轉角測量中翼面干擾磁場影響測量精度問題，提出了基于頻譜細化的干擾磁場自主標定方法。該方法通過頻譜細化以及相關特征值計算得到磁傳感器信號中干擾磁場信號的幅值、相位信息，再根據翼面與彈丸之間的相對轉速測量結果，重構翼面干擾磁場信號，然后將磁傳感器的輸出信號中減去該重構信號，比較精確地得到地磁場在磁傳感器中的分量，實現了干擾磁場的標定。仿真結果表明，該方法能夠較好地消除翼面干擾磁場對地磁信號的影響，從而提高引信滾轉角解算精度,使其滿足二維彈道修正引信滾轉角
探測與控制學報 2017年3期2017-07-12
- 固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進方法
射程損失量對升力翼面傾角需求相矛盾問題，提出了固定翼二維彈道修正引信的彈簧翼改進方法。該方法繼承了固定翼二維彈道修正引信的設計理念，而僅將固定翼換為彈簧翼，利用迎面氣流的變化使升力翼面傾角自適應調整，在出炮口時傾角最小，而在修正段傾角最大。仿真結果表明，與固定翼修正方法相比，在修正能力相同的情況下，彈簧翼修正方法可以減小射程損失量；在射程損失量相同的情況下，彈簧翼修正方法可獲得大的修正能力。二維彈道修正引信；固定翼；修正能力；射程損失量0 引言二維彈道修正
探測與控制學報 2017年2期2017-05-25
- 低雷諾數下柔性翼型氣動性能分析1)
明：在大攻角下，翼面變形影響著翼型表面的非定常流場，起到延緩失速和提高升力的作用；失速后柔性翼的升力系數下降得較為緩慢，且柔性越大，升力系數下降得越平緩；適當減小彈性模量能夠提高翼型的氣動性能，然而彈性模量過小反而不利于翼型氣動性能的提升，并且翼面會產生大幅度的振動.流固耦合，柔性翼型，氣動性能，變形翼型或葉型作為機翼及葉片的基礎，對飛行器的氣動性能起著重要的影響.當攻角大于臨界攻角時，翼面氣流將發生大面積分離，升力急劇下降進入失速狀態，嚴重危及飛行器的安
力學與實踐 2017年2期2017-05-03
- 大型客機兩段翼型著陸滑跑氣動性能數值研究
翼型的鉸鏈襟翼上翼面有一對脫體渦，會隨著升力/阻力系數的周期性變化而擴張、收縮、消亡和再生，并隨著來流向下游移動。著陸滑跑；前緣下垂；鉸鏈襟翼；上偏擾流板；數值模擬0 引言大型客機著陸過程中，一旦飛機安全落地，會立即使擾流板大角度上偏，以達到增大阻力和減小升力的效果[1-2]。擾流板大角度上偏不但增加了氣動阻力，也使整個機翼由正升力變為負升力，進而增加了機輪的地面摩擦阻力。氣動阻力和地面摩擦阻力的共同作用，再加上發動機反推力裝置的配合，使得著陸滑跑距離顯著
民用飛機設計與研究 2016年3期2016-12-12
- 飛行器折疊翼機構展開性能的優化及實驗
圖1所示，主要由翼面、支架、導向桿和彈簧等組成。翼面與導向桿通過螺紋連接，導向桿在彈簧力的作用下在支架滑槽內滑動，滑動軌跡包括旋轉運動和直線運動。圖1 折疊翼機構原理圖折疊翼機構展開過程如圖2所示，展開過程共分為4個階段，其中在階段二又可以分為如圖3所示的幾個階段，實際運動時階段2.2和階段2.3可能會有幾次往復過程，直到旋轉速度為零時第二階段結束。圖2 展開過程示意圖圖3 第二階段運動過程示意圖階段1，從折疊翼釋放到導向桿中心運動到端面邊緣的過程，所用時
光學精密工程 2016年9期2016-11-10
- 燃氣作動筒驅動的彈翼旋轉展開過程動力學分析計算
序。燃氣作動筒；翼面；計算方法燃氣作動筒推動的彈翼折疊裝置展開過程中，由于系統中多個物理過程交織，多種載荷共同作用，解析計算有很大難度，常要通過大量試驗來獲取需要的數據。為降低成本，提高工作效率，并為相關設計提供具體的參考依據，在對系統進行詳盡分析的基礎上，建立了相關的計算模型，進而綜合利用并改造了內彈道方程、火藥燃速計算公式、火藥氣小孔射流計算公式、氣體狀態方程及動力學方程，推導出了裝置展開過程的解析計算方程組，并推出了相應的數值計算方法。在此基礎上用V
裝備制造技術 2016年8期2016-10-20
- 發明專利展示平臺
風洞實測，機翼上翼面的前部分含有正壓力區，沒有在該部分提供全部負壓力區，因而存在上升力與下降力互相抵消的情況。機翼在上翼面部分，利用上下翼面間的流速差，產生壓力差，產生向上升力，上升力的部分主要集中在上翼面的最高點至翼面后緣之間。這樣的機翼翼面結構使下翼面沒有升力產生，效能降低。本發明目的在于提供一種能夠提高機翼效能的飛機全升力機翼，以解決上述問題，該飛機全升力機翼，包括上翼面和下翼面，上翼面和下翼面均由從前緣至后緣下降的曲面構成。上翼面的主翼面為下降曲面
創新時代 2016年1期2016-05-30
- 后退式微型后緣裝置對翼型氣動特性影響的實驗研究
流動結構，導致上翼面吸力和下翼面的壓力升高，使翼型升力增加，但壓差阻力也增加。同時發現后退式 Mini-TED翼型使前駐點位置后移，加快了上翼面的流動速度，后緣分離受到抑制。后退式Mini-TED;翼型氣動特性;低雷諾數;表面壓力分布;PIV測量0 引 言微型后緣裝置(Mini-TED)是一種后緣流動控制裝置，其幾何形態和安裝參數的變化能夠有效地改變翼型表面的壓力分布，增大翼型的升力和升阻比。由于安裝使用簡易，增升效果明顯，因而受到研究人員的關注。Mini
實驗流體力學 2015年5期2015-06-21
- 高超聲速飛行器翼面氣動加熱、輻射換熱與瞬態熱傳導的耦合分析
條件，實現了三維翼面的氣動加熱、輻射換熱與結構熱傳導的耦合求解。1 翼面氣動加熱熱流運用牛頓公式，氣動加熱熱流為式中：αh為焓值熱交換系數，hr為恢復焓值，hw為飛行器壁面焓值。將飛行器升力面分為前緣與非前緣兩部分分別進行氣動加熱熱流計算。1.1 飛行器翼面駐點熱流采用Kemp－Riddell公式計算翼面前緣駐點熱流：式中：vc＝7 900m／s，ρsl＝1.225kg／m3為大氣海平面密度，RN為駐點曲率半徑，ρ∞、v∞分別為無窮遠來流密度及速度，h0為
彈道學報 2014年2期2014-12-26
- 80年前的翼裝大師
輻條根本無法支起翼面，使其形成下落時控制飛行方向的有效氣動面。而從“演員蝙蝠俠”到“飛行蝙蝠俠”的轉變，則源于一次小小的“意外”。因新設計的蝙蝠衣翼面結構更加堅固，科勒姆·索恩在一次表演結束后從空中跳下，下降過程中，雙臂后方的翼面產生一定氣動作用，下落航向并沒有按照預先設計的軌跡，而是偏航數千米，最終降落在表演區外。這使索恩意識到，人類的確可以通過穿著帶有翼面的服裝飛行，只是在設計、制作上不能單純、機械地模仿鳥類翅膀?？评漳贰に鞫髟貞浀?，“經過幾年的專業
航空知識 2014年10期2014-11-18
- 低雷諾數下Mini-TED對翼型流動分離特性的影響PIV實驗研究
ini-TED對翼面流動分離特性造成的影響，本實驗以弦長為特征量的雷諾數為Re≈1.3×105。實驗結果顯示，Mini-TED對上翼面的流動分離有明顯的抑制作用，尤其在較大迎角時更為有效，并且上翼面流速均高于對應迎角時原型翼型的翼面速度；下翼面流動在Mini-TED前方形成局部的低速區，造成靜壓升高，同時Mini-TED上方觀察到對渦結構，形成低壓區，二者共同作用的結果將導致后緣產生附加升力，增加翼型的低頭力矩。上下翼面間的速度差比原型翼型有所增加，使翼型
實驗流體力學 2014年6期2014-07-10
- 高超聲速飛行器翼面前緣半主動金屬熱防護系統設計與分析
時，其表面尤其是翼面前緣將會受到強烈的氣動加熱作用。當飛行器速度達到Ma=5 時，其頭部駐點區的溫度可達到1000 ℃以上，且溫度隨著馬赫數的繼續增加而升高，并與(Ma)2成正比；機翼和控制面前緣溫度可達到近900 ℃，而迎風面也可達到600～800 ℃。在如此高的溫度下，傳統的鋁鎂合金等輕金屬結 構材料可能會軟化乃至熔化，從而導致高超聲速飛行器的飛行失敗。因此，開展高超聲速飛行器的熱防護研究非常必要。1 典型的熱防護技術通用的飛行器熱防護系統方案有被動式
航天器環境工程 2013年1期2013-12-21
- 知識驅動飛機翼面結構快速設計
設計，是實現飛機翼面結構建模和快速設計的最佳手段［1］.目前，飛機翼面結構的布局和實體模型的生成通常由設計人員手動交互實現，設計質量和結果嚴重依賴設計人員的技術水平和經驗，設計過程中缺乏有效的數字化手段對設計知識和經驗進行積累，同時相關的規范無法得到有效的貫徹，這種方式很難滿足企業對建模過程快速化的要求.本文提出了模板參數化的方法，將設計過程中的設計方法和定義規則等知識封裝為模板，開發了知識驅動的飛機翼面結構的快速設計系統，以翼面的外形和結構尺寸參數作為輸
北京航空航天大學學報 2013年6期2013-12-19
- 鴨式與正常式導彈滾轉特性數值研究 *
布局導彈的舵面和翼面外形完全相同;舵面與翼面面積比為1∶4，舵面為梯形平面，剖面形狀為菱形，翼面為梯形平面，前緣后掠角為45°，后緣后掠角為30°，剖面形狀為六邊形，舵面和翼面展長相同，這兩種布局形式導彈的兩組翼面在彈體縱向的安裝位置也相同。整個計算區域為縱向為33倍導彈全長，展向為導彈100全展長，采用六面體網格對流場區域進行劃分。邊界類型:外域邊界采用壓力遠場邊界，壁面邊界采用無滑移絕熱固壁邊界。圖1 不同氣動布局外形圖1.2 數值計算方法控制方程為三
彈箭與制導學報 2013年4期2013-12-10
- 民用飛機高升力系統翼面傾斜探測方案分析
翼系統要分別保持翼面的一致性。如果翼面不一致，將造成實際與預期的氣動特性不一致，在飛機起降階段降低高升力系統的升阻作用。翼面不一致主要由作動機構的故障引起，如作動器內齒輪嚙合的脫開、驅動齒輪齒條的脫開等。因此，有必要引入襟縫翼傾斜探測系統，通過檢測翼面的傾斜來檢測作動機構的故障并鎖止系統以防止更嚴重的故障發生，并提供告警。1 傾斜探測方案傾斜探測系統包括襟/縫翼計算機、傾斜傳感器、運動機構等。襟縫翼計算機通常有兩個，用來進行邏輯運算、發送指令和接收信號。傾
機械設計與制造工程 2013年7期2013-08-16
- 基于動網格法的翼型啟動過程數值模擬
動時，前緣附近下翼面的流體質點繞過前緣流至上翼面，后緣附近下翼面的流體質點則繞過后緣流至上翼面，形成2個較為明顯的環流，且這2個環流都附著在翼型表面，并未在脫離壁面的流場中形成明顯的渦核。圖2 b）是t=1 s翼型繞流場結構圖。此時，翼型速度1 m/s。從中可見隨著翼型的前進，原來附著在后緣的環流逐漸脫離開尾緣，在翼型后方形成一個渦核，但前緣的環流仍附著在翼型表面上。圖2 c）是t=3 s翼型繞流結構圖。此時，翼型速度3 m/s，且自此開始維持此速度做勻速
海軍航空大學學報 2013年4期2013-03-24
- 高速巡航導彈翼面結構熱-振聯合試驗研究
91高速巡航導彈翼面結構熱-振聯合試驗研究吳大方*， 趙壽根， 潘兵， 王岳武， 牟朦， 吳爽北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京 100191由于高速巡航導彈飛行速度快、滯空時間長，在氣動加熱引起彈翼、整流罩和彈體等部件外表面溫度升高的同時，還會伴隨長時間的劇烈振動。氣動加熱產生的熱環境會使材料和結構的彈性模量、剛度等力學性能發生明顯變化，復雜的機動飛行過程又會使結構中出現較大的溫度梯度，引起熱應力場的改變，進而對導彈結構的固有振動特性帶來嚴重的
航空學報 2012年9期2012-11-16
- 尾緣合成射流影響翼型非定常氣動特性的數值研究
轉板和對應的上下翼面制作成電極板，這樣根據各極板帶電的不同來驅動轉板的上下運動。在實際使用時，為降低吸氣負載，可在翼面上開出兩到三條吸氣縫，這些吸氣縫在隔倉“噴”沖程時被關閉，而在“吸”沖程時被打開，如圖中12、14所示。在實際使用過程中，也可以只有單獨的一個隔倉。本文以機械傳動的方式為例推導了噴流速度與轉速之間的關系，在推導時作了如下假設：（1）在壓氣過程中，倉內氣體不可壓縮；（2）忽略合葉的張合對隔倉容積的影響。按圖2所示幾何關系，不難得出噴口的噴流速
空氣動力學學報 2012年5期2012-11-08
- 飛機著陸過程中提高氣動性能的一種新方法
新方法:將翼型上翼面的一段表面設計為活動部分。當飛機進入著陸階段的較大迎角時,通過活動部分在上翼面形成一個臺階產生穩定的駐渦,再聯合Gurney襟翼,達到同時提高翼型的升力、失速迎角及增加翼型阻力的目的。在NACA2415翼型上對上述方法進行了驗證。結果表明,翼型最大升力系數從原始翼型的1.548 232提高到2.160 687, 最大升力系數所對應的迎角可以從原始翼型的17°提高到20°?？梢?所提出的新方法對提高飛機的著陸性能是有效的。翼型; 分離渦;
飛行力學 2012年1期2012-11-03
- 極小展弦比背鰭氣動特性研究
，其中一片為測力翼面。實驗使用了面積相同的兩種翼面，分別稱為W1和W2，其中W1翼展弦比為0.16，W2翼展弦比為0.26。試驗模型如圖1所示。實驗時模型邊界層自由轉捩。1.2 風洞FL－23風洞是一座直流暫沖式亞、跨、超聲速風洞，試驗段橫截面積為0.6m×0.6m，試驗Ma數范圍為0.4～4.5?？缏曀僭囼灦紊舷卤跒樾笨组_孔壁、左右壁為實壁；超聲速試驗段的四壁為實壁。實驗模型采用尾支撐方式安裝于風洞單支臂迎角機構上，模型在風洞試驗段中的照片見圖2。圖1
實驗流體力學 2012年1期2012-04-17
- 仿鳥撲翼機器人氣動力建模與分析*
比，這種模式通過翼面的上下撲動同時產生升力和推力，具有效率高、尺寸小和重量輕的優點.自20世紀90年代以來，仿鳥、仿昆蟲的微小撲翼飛行器逐漸成為研究的熱點，并取得了一些成果［1-3］.但總體而言，對撲翼飛行的研究還處于初始階段，這主要是由于撲翼飛行模式具有很低的雷諾數(通常小于105)，在這種狀態下，氣流的粘性力大，升阻比小，對周圍氣流的微小擾動極其敏感，因此，傳統的針對固定翼飛行器的定?？諝鈩恿W理論已經不能適用［4］.針對撲翼飛行的高升力機理，Garr
華南理工大學學報（自然科學版） 2011年6期2011-08-02
- 一種簡單可靠的昆蟲撲翼運動圖像序列自動分析方法
分復雜：真實昆蟲翼面不僅具有揮拍角、迎角和偏斜角的變化還具有扭轉和彎曲變形[2-3],而且昆蟲身體還有其自身的運動姿態。其次,撲翼運動的某些時刻翼面圖像和昆蟲身體圖像間會發生部分遮擋。再次,昆蟲翼面本身的透明性使得翼面圖像和背景十分接近。再則,每幀圖像都需要同時提取多個形態學特征：左右翼面各自的翼尖、翼根點,前、后緣輪廓,身體的頭部和腹部端點等。最后,經典的運動圖像識別方法直接處理昆蟲圖像問題大都有局限：如基于背景提取的模板匹配方法[4-5]雖然可以適應遮
實驗流體力學 2011年1期2011-04-15
- 格柵翼空氣動力特性數值模擬研究＊
面積、彈身直徑；翼面弦向壓心計算以平均氣動弦長中點為坐標原點，指向翼面前緣為正。圖3～圖5給出了計算結果，由圖可知：1）小攻角時，格柵翼和平面翼的法向力基本重合。攻角超過20°后，格柵翼法向力隨攻角持續增加，平面翼法向力基本不變，40°攻角時還略有減小。2）格柵翼的軸向力較大，幾乎是平面翼的5～8倍。3）格柵翼弦向壓心隨攻角變化較?。ㄗ兓渴瞧矫嬉淼?／6左右），因而鉸鏈力矩很小。上述計算結果表明格柵翼具有失速攻角大、升力特性好、鉸鏈力矩小的優點，同時也存
彈箭與制導學報 2010年6期2010-12-07