火箭动力的翼身组合体高超声速巡航布局研究

针对火箭动力的翼身组合体,通过机头弯度、翼型弯度和机翼扭转角三个布局特征参数的定义,对高超声速下机身、机翼形成的激波升力体、激波升力面进行研究,确定它们对全机升阻比的影响,给出了适应临近空间高超声速巡航的布局设计准则以及由此得到的优化构型.研究表明,通过激波升力体和激波升力面的相互耦合设计,可以满足小迎角下高超声速巡航的气动特性要求,以及低速大迎角飞行的要求,实现翼身组合体布局的优化.     

弹-翼-机身组合体干扰条件下航弹的气动特性计算

本文对伍德沃德提出的面元法加以改进,以某型飞机外挂某型航弹为例,在组合体外形表面上划分大量面元,用改进后的面元法计算了在弹-翼-机身组合体干扰条件下航弹的气动力,与未受干扰条件下的计算结果和吹风数据进行了比较,并作了简要分析.计算结果表明,航弹所受的干扰主要来自机翼,随着弹体的下落和距机翼距离的增加,各气动系数很快接近无干扰时的值.     

格栅翼组合体的超音速气动特性研究

介绍了超音速下格栅翼组合体的气动特性实验研究情况 .通过对两种格栅翼翼身组合体气动力实验结果的分析 ,以及与平板翼翼身组合体气动力数据的比较 ,阐述了格栅翼的气动特性 .结果显示格栅翼的阻力比平板翼的大 ,网格数越多阻力越大 ,在 M=2 .52 1 0时 ,斜置密网格格栅翼的升力大于平板翼的升力 ,削尖格栅翼的边框可以显著地减少格栅翼的阻力     

翼片结构参数对单翼末敏弹气动特性的影响

为了研究单翼末敏弹气动布局对其气动特性的影响规律,基于Fluent软件,详细研究了翼片长度、翼片宽度、翼端重物质量和翼片转角等参数对单翼末敏弹阻力系数、导转力矩系数和俯仰力矩系数的影响规律.结果表明,气动参数随翼片长度和宽度增大呈现线性增大趋势;翼端重物质量对气动参数影响微弱;翼片转角对气动参数影响较大,气动参数呈现抛物线形变化.     

小直径制导炸弹翼片的流固耦合仿真分析

为研究小型制导炸弹的翼片变形对气动特性的影响,采用双向流固耦合方法计算一种三弹翼气动布局的制导炸弹在柔性翼时的气动参数及气动变形,利用 FLUENT 计算其在刚性翼时的气动参数。仿真结果表明：2种翼片的制导炸弹升力系数、阻力系数及升阻比随攻角和速度变化的趋势相同;柔性翼的制导炸弹升力系数与升阻比都大于刚性翼,阻力系数小于刚性翼,最大变形量与攻角成线性关系。采用柔性翼的制导炸弹气动特性优于刚性翼。     

小迎角超音速弧形翼空气动力学特性研究

为了进一步研究弧形翼在小迎角超音速下的空气动力学特性,采用FLUENT软件对弧形翼的超音速三维绕流流场进行数值模拟。数值计算模型采用层流模型,离散格式为三阶MUSCL格式。计算来流马赫数取2.5～5.5,迎角取0°～8°。数值模拟结果给出了弧形翼流场激波波谱、表面压力分布等流场特性,重点分析零迎角下弧形翼产生升力的原因,得出了弧形翼在不同马赫数下,其升力系数、阻力系数随迎角变化的规律。     

“钻石背”弹翼气动特性数值模拟研究

用计算流体力学与阻力系数工程预估相结合的方法研究了"钻石背"弹翼前、后翼条之间气动干扰以及翼型、前后翼条的相对高度对气动特性的影响。计算结果与实验结果对比表明,在中小攻角,数值计算与阻力系数工程预估相结合的方法是可信的;采用亚声速低阻NACA64-108翼型可明显地增大"钻石背"弹翼的升力,减小阻力,增大升阻比;钻石背"弹翼前、后翼条之间的气动干扰,使升力减小,阻力增大;前翼条在上,后翼条在下的配置能减弱这种不利的气动干扰,并且在计算的范围内,后翼条至前翼条的垂直位置ΔH为9mm时,"钻石背"弹翼前、后翼条之间的气动干扰最小,升阻比最大。     

大展弦比轴对称气动布局应用研究

以大展弦比轴对称气动布局为研究对象,通过数学仿真计算和风洞试验得到大展弦比轴对称气动布局的升阻力特性和弹翼受力情况。考虑到弹翼在气动载荷作用下会产生上翻现象,分析了弹翼上翻5°和10°时对全弹升阻力的影响。针对大展弦比气动布局采用折叠式弹翼组件的特点,分析了弹翼展开机构不同步对全弹气动特性的影响。结果表明,弹翼上翻对升力影响较大,对阻力影响可以忽略; 弹翼展开不同步对全弹气动特性影响较小。根据小型无人机载弹作战任务,提出了大展弦比轴对称气动布局在无人机弹药上使用的建议。     

微型固定翼飞行器的最新发展动态研究

微型飞行器（MAV）是一种融入微机电系统（MEMS）等多种先进技术的微尺寸、微质量的飞行器，分为固定翼、旋翼和扑翼，其中固定翼最为成熟。研究了国内外固定翼微型飞行器的最新成果，指出了三项技术难点：低雷诺数空气动力学问题、微型的能源与动力装置问题、飞行控制与导航系统的问题，并给出了解决途径。分析了固定翼飞行器未来的四个发展趋势：柔性机翼和主动变形机翼，多功能和多样性翼身结构，MEMS系统集成和微控制，多学科优化设计。     

典型尾翼布局的类乘波体气动与流场特性研究

通过数值模拟方法,深入对比研究了高超声速情况下类乘波体机身带单垂尾、双垂尾、三垂尾3种典型尾翼布局的气动特性,并揭示了机身对尾翼的干扰流动机理.研究表明:从全机的气动性能角度分析,双垂尾布局气动特性最优;从尾翼的纵向气动性能角度分析,单垂尾布局下尾翼的气动特性较好.最后揭示了机身对垂直翼、倾斜翼和水平翼的干扰流动机理.文中的研究结果能够对高超声速飞行器的尾翼布局设计提供有价值的参考.     

皮糙肉厚——A－10的结构

A－10采用中等厚度大弯度平直下单翼，前后缘与机身垂直，宽度从里到外几乎一致。机翼为全金属三梁结构。这种机翼结构简单、升力充足，可保证在小速度下的机动能力，因此对于实施俯冲对地攻击特别有利。这个攻击动作要求飞机在低速时具备很好的转弯能力，能快速指向目标，进人有利的瞄准射击飞行姿态，然后快速转向脱离。     

一种新型水下栅格翼的空泡水动力试验

为了寻求一种新型的适用于水下航行器上的栅格翼,开展了栅格翼外框剖面形状及格片数量对其流体动力特性影响的试验研究.通过对试验给出的4种栅格翼的流体动力特性研究发现,其中一款低阻力外形栅格翼其剖面形状具有一定的减阻效果;增加栅格翼格片的数量可以提高升力,但同时也会增加阻力;当栅格翼产生空化后,其升力急剧下降,而阻力略有降低.本文的试验结果可以为水下栅格翼的外形设计提供参考.     

未来总设计师

常规型直升机在高速飞行时，是让高速旋转的旋翼触及音障，虽然此时机身的速度远没有达到产生音障的速度，但受前行浆叶的激波阻力所产生的振颤，会使机身产生振动，操纵变得困难。其原因在于：旋翼端部的线速度是最快的也是最先触及音障的。通常旋翼端部是借翼梁结构力由翼根的变化控制的，但因触及音障时形成激波阻力使翼端产生振颤，当这种振颤超过了翼梁的结构承受能力，便会使其不受根部的控制，而使振颤加剧，导致其它旋翼的共振，破坏动平衡与气动性，使旋翼失去升力而无法工作。     

格栅翼的气动特性研究评述

格栅翼是一种新型舵翼，研究表明，格栅翼作为飞行器的稳定面和控制面，在升力特性、铰链力矩特性和外形尺寸方面都优于传统平板翼，因而受到国内外研究者的普遍关注．本文着重介绍了国内外进行格栅翼气动特性研究的研究方法、研究内容、主要研究结果和应用情况．     

一种大展弦比重叠式可折叠弹翼组件气动布局应用研究

以一种大展弦比“重叠式”可折叠弹翼组件为研究对象,采用数值模拟与风洞试验相结合的方法,分析了该弹翼组件气动布局在小型化滑翔型制导航空弹药中的应用,对弹翼组件的外形参数进行了优化设计。通过三自由度弹道仿真计算验证了该弹翼组件气动布局的气动特性及滑翔性能。研究结果表明:这种“重叠式”可折叠弹翼组件气动布局可以大幅度减小折叠弹翼在收拢状态下的外形尺寸; 在同样的弹体结构和尺寸包络限制下,弹翼弦长可达到传统面对称平直弹翼的2倍,有效增大了升力面面积,实现了在外形尺寸限制下的高升阻比气动布局; 该弹翼组件在结构上更为简洁紧凑,解决了传统的对折式弹翼形式在小型化制导弹药上应用所面临的结构效率和气动增益受限的问题。     

基于负压梯度翼型栅格翼设计与水中数值分析

为改善栅格翼的水动力性能,基于流动不分离理论设计了负压梯度翼型,并将其运用于栅格翼的设计; 数值模拟研究了该翼型与NACA0015翼型在一定的空化数和攻角条件下的升阻及压力分布特性; 探究了3种叶片间距的负压梯度翼型栅格翼在不同攻角下的升阻、压力及空泡几何形状。结果表明,含攻角时,该翼型对应的临界空化数要比NACA0015的小,但二者升阻系数基本一致; 小攻角情况下,栅格翼叶片数量增加时升力会趋于一常值,但阻力会不断增加; 大攻角情况下,叶片数量的增加会导致升力和阻力均明显增加。对于同一叶片间距的栅格翼,攻角越大,栅格翼叶片由上至下空泡的长度和厚度减小的速率越大。对于不同叶片间距的栅格翼,叶片数量越大,各个叶片的压力干扰越剧烈,压差阻力越大,导致升阻比降低。同时,剧烈的压力干扰会导致栅格翼的空泡长度增加。因此,在满足水动力特性要求时,基于该文翼型设计负压梯度翼型栅格翼应尽量减少叶片数量。     

漫谈直升机的操纵及驾驶原理

作为一种特殊的飞行器,直升机的升力和推力均通过螺旋桨的旋转获得,这就决定了其动力和操作系统必然与各类固定机翼飞机有所不同。一般固定翼飞机的飞行原理从根本上说是对各部位机翼的状态进行调节,在机身周围制造气压差而完成各类飞行动作,并且其发动机只能提供向前的推力。但直升机的主副螺旋桨可在水平和垂直方向上对机身提供动力,这使其不需要普通飞机那样的巨大机翼,二者的区别可以说是显而易见。下面我们便对直升机的操控系统做一个简单的剖析。操纵系统直升机的操纵系统可分为三大部分:踏板在直升机驾驶席的下方通常设有两块踏板,驾…     

空气动力控制雷达寻的导弹的弹翼大小与雷达天线罩补偿的关系

寻的导弹的空气动力布局通常是根据对防御范围的空气动力学研究而确定的。本文概述一种与制导系统性能指标有关的折衷方案,而这些制导系统性能指标能够影响导弹的空气动力布局。这种折衷方案是在雷达天线罩补偿和弹翼大小之间进行折衷考虑。结果表明,雷达天线罩的补偿通常能使机翼的尺寸减小,因而能够减小导弹的阻力和重量。文中对有代表性的设计还举出了数值的例子。     

网格翼-一种导弹稳定和控制新概念

对两种结构的网格翼的气动特性进行了试验分析，弹翼安装于由３倍弹径长的尖拱形头部和７．４倍弹径长的圆柱段组成的旋转弹身上。一台主天平和四台翼天平分别用来测量整个模型和每片翼的载荷，在测试中，翼偏转０°～１５°。马赫数范围变化从０．５～３．５，测试了每片翼的法向力，铰链力矩和根部弯曲力矩系数。结果表明，和同样尺寸的平板翼相比，网格翼铰链力矩系数极小，法向力和根部弯曲力矩和平板翼的差不多，并且网格翼的轴向力比升力相似的平板翼大。     

栅格尾翼导弹空气动力特性的计算与分析

将单独栅格翼气动特性的计算推广应用于计算栅格尾翼导弹在亚、跨、超音速流中的法向力、俯爷力矩和轴向力系数以及载荷分布。对于小的迎角和舵偏角，栅格尾翼的法向力特性在亚音速时用基于升力面理论的涡格法计算，在跨音速用一维流理论计算，在超音速时用激波－膨胀波法计算；弹体对尾翼的干扰，用尾翼处的弹体的横向上洗 场中来模拟。尾翼对弹体干扰所引起的附加载荷用镜像法计算，对于中等大的角和舵偏角，格尾翼的法向力用经验公式计算，单独弹体的法向力特性，在亚音速时采用Jorgensen的理论与修正的细长体理论相结合的方法计算，在超音速时用Aiello建立的数据相关法计算。通过实例计算，得到与实验数据吻合良好的满意结果。计算结果表明，栅格尾翼的空气动力有许多特有的性质，将它应用到导弹上作稳定面和控制面，在许多方面要优于传统的单面翼。