翼身融合布局平面参数对变弯度减阻特性分析

1

作者 王雨桐 刘悦 +3 位作者 王浩 杨体浩 刘红阳 周铸 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第2期525-545,共21页

变弯度技术能提升飞行器气动性能,与翼身融合(BWB)布局相结合可进一步增强其气动优势。但无尾BWB仅靠后缘舵面配平,纵向力臂短,配平阻力惩罚大,因此进行BWB后缘变弯度设计时需充分考虑配平阻力损失。针对无尾BWB,考虑平面参数对后缘舵... 变弯度技术能提升飞行器气动性能,与翼身融合(BWB)布局相结合可进一步增强其气动优势。但无尾BWB仅靠后缘舵面配平,纵向力臂短,配平阻力惩罚大,因此进行BWB后缘变弯度设计时需充分考虑配平阻力损失。针对无尾BWB,考虑平面参数对后缘舵面配平能力的影响,基于全局优化方法研究了不同机翼后掠角和机翼位置的BWB构型上后缘变弯度技术的减阻原理和作用效果。结果表明:在不同升力系数下,配平阻力损失都显著减小变弯度技术的减阻收益。BWB平面参数通过影响激波强度与配平能力,左右变弯度技术的减阻收益并影响舵面偏转角度。相比于基准构型,增大后掠角会使得小升力系数下减阻收益增加、大升力系数下降低;而机翼位置靠前,则会使得不考虑力矩配平时减阻收益增加、考虑力矩配平时阻收益降低。工程上进行无尾飞行器后缘变弯度设计时,应综合考虑后缘变弯度的减阻收益以及变形所需的舵面偏转角度。 展开更多

关键词 翼身融合布局 变弯度机翼 减阻 配平特性 优化设计

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翼型后缘变弯对炮射滑翔增程弹气动特性的影响

2

作者 李钊 张龙 +1 位作者 杨广珺 王雨 《火炮发射与控制学报》 北大核心 2025年第1期30-36,共7页

增加炮射滑翔增程弹性能的核心是提高弹丸气动性能,在已有变后掠角结构的增程基础上,通过引入后缘无缝连续变弯技术,可减轻翼面气流分离,在不引起整体尺寸额外增加的前提下提高滑翔阶段的弹体升阻比,改善气动性能,增加滑翔航程。研究弹... 增加炮射滑翔增程弹性能的核心是提高弹丸气动性能,在已有变后掠角结构的增程基础上,通过引入后缘无缝连续变弯技术,可减轻翼面气流分离,在不引起整体尺寸额外增加的前提下提高滑翔阶段的弹体升阻比,改善气动性能,增加滑翔航程。研究弹翼后缘弯度变化对弹药气动特性的影响规律,以后缘连续变形弹翼为对象,引入一方程S-A湍流模型封闭N-S方程并求解,分别完成具有±5°后缘偏角翼型的气动性能计算,对其在不同雷诺数下的升阻力系数、力矩系数等气动性能进行分析。数值计算表明:滑翔增程弹的弹翼从80%弦长处位置产生5°正偏转时,翼型升力系数提高可达16%以上,俯仰力矩有利于弹体稳定性能提高;后缘正偏转弹翼在流场动态发展过程中均可产生稳定升力,平均升阻比相比原始弹翼提高80%以上,滑翔距离增加78%以上。 展开更多

关键词 炮射滑翔弹 翼型后缘变弯 气动特性 滑翔性能

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多参数变弯度翼型气动优化设计方法 被引量：2

3

作者 王巍 冯贺 +1 位作者 刘畅 黄茹 《科学技术与工程》 北大核心 2024年第3期1259-1267,共9页

为了获得机翼最优的气动外形,提出了一种多偏转参数与非均匀B样条结合的翼型前后缘连续偏转变形方法。以NACA3412翼型为研究实例,对翼型曲线进行参数化重构。以翼型前、后缘偏转位置和偏转角度为变化参数,模拟分析了不同变形状态对翼型... 为了获得机翼最优的气动外形,提出了一种多偏转参数与非均匀B样条结合的翼型前后缘连续偏转变形方法。以NACA3412翼型为研究实例,对翼型曲线进行参数化重构。以翼型前、后缘偏转位置和偏转角度为变化参数,模拟分析了不同变形状态对翼型气动特性的影响规律。以翼型升力系数和升阻比为优化目标,以前、后缘的偏转角度、偏转位置以及过渡段长度等六个偏转参数为设计变量,采用多目标遗传算法和ANSYS软件进行优化设计。结果表明,与基础翼型相比,优化后的变弯度翼型的升阻比提升约19.26%,升力提升约44.43%,明显改善了翼型的气动性能。 展开更多

关键词 变弯度翼型 前后缘偏转 非均匀B样条 非支配排序遗传算法 气动特性

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串联驱动变弯度机翼设计与气动性能分析

4

作者 刘峰 李雪江 +1 位作者 豆广征 聂瑞 《空军工程大学学报》 CSCD 北大核心 2024年第2期62-68,共7页

针对飞行性能要求,采用NACA4412翼型设计了一种串联驱动变弯度机翼方案。将机翼沿弦向分为5个翼段,前缘部分为主承力结构固定段,后缘4段翼面由4个舵机实现串联驱动。偏转翼段内部采用空间五面体桁架结构,表面敷设复合材料弹性蒙皮。翼... 针对飞行性能要求,采用NACA4412翼型设计了一种串联驱动变弯度机翼方案。将机翼沿弦向分为5个翼段,前缘部分为主承力结构固定段,后缘4段翼面由4个舵机实现串联驱动。偏转翼段内部采用空间五面体桁架结构,表面敷设复合材料弹性蒙皮。翼段间采用连杆止动以限制相对转角。建立了机翼的运动学分析模型,计算了变弯度机翼的作动速度。建立了机翼的气动分析模型,对4个典型飞行工况的气动性能进行了分析,并与传统舵面机翼性能进行对比。研究表明,在相同飞行工况下,弦向四级串联驱动变弯度机翼的作动时长仅为传统机翼的25%。起飞阶段升阻比增大71.94%,滚转机动时力矩增大12.46%,进近阶段升力增大11.19%,接地后减速阶段阻力增大104.83%。串联驱动变弯度机翼相对传统舵面机翼具有更优的操纵特性和气动性能。 展开更多

关键词 变体 飞行器 串联驱动 变弯度 气动性能

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变体飞行器结构关键技术及研究进展 被引量：5

5

作者 张家应 黄可 +2 位作者 武冠振 王晨 聂瑞 《电光与控制》 CSCD 北大核心 2024年第1期1-13,共13页

变体飞行器由于可以根据飞行任务、飞行环境以及飞行状态等工况的改变主动地调整自身状态,从而可以实现在不同任务下都保持最佳性能。柔韧性和承载性良好的一体化柔韧蒙皮、大功率驱动器、轻量化高可靠性变形机构等智能柔性变形机翼技... 变体飞行器由于可以根据飞行任务、飞行环境以及飞行状态等工况的改变主动地调整自身状态,从而可以实现在不同任务下都保持最佳性能。柔韧性和承载性良好的一体化柔韧蒙皮、大功率驱动器、轻量化高可靠性变形机构等智能柔性变形机翼技术是变体飞行器的重要支撑。为研究智能柔性变形机翼技术,在给出变体飞行器机翼主要变形方式的基础上,分析了变形机翼在变形蒙皮、驱动技术、变形机构等方面关键技术的研究重点和方法,并对其发展进行展望。 展开更多

关键词 变体飞行器 变弯度 变展长 变体翼尖 局部变形技术 跨速域变形

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连续变弯度后缘飞机的滚转机动载荷减缓 被引量：2

6

作者 雷朝辉 杨超 +2 位作者 宋晨 金天燚 吴志刚 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期3172-3182,共11页

变弯度后缘机翼具有变形连续、阻力较小、气动噪声较低等优势,越来越多地应用于新概念飞行器的设计之中。基于此,提出一种基于变弯度后缘的飞行器刚弹耦合动力学建模方法,并针对变弯度后缘飞机缩比模型开展了滚转机动仿真分析与风洞试... 变弯度后缘机翼具有变形连续、阻力较小、气动噪声较低等优势,越来越多地应用于新概念飞行器的设计之中。基于此,提出一种基于变弯度后缘的飞行器刚弹耦合动力学建模方法,并针对变弯度后缘飞机缩比模型开展了滚转机动仿真分析与风洞试验。结果表明:变弯度后缘可以操纵飞机在2 s内进行180°滚转机动。相较于外侧后缘单独变形,通过内外后缘协同变形可以降低30%以上的滚转机动附加载荷。另外,对比表明滚转角仿真结果与风洞试验数据误差小于6%,验证了所提方法的准确性。 展开更多

关键词 变弯度后缘 刚弹耦合 滚转机动 载荷减缓 仿真分析 风洞试验

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可变弯度翼身融合布局气动特性分析与设计 被引量：2

7

作者 王雨桐 蓝庆生 +2 位作者 周铸 杨体浩 宋超 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期1292-1307,共16页

变弯度机翼在提高常规布局客机气动特性方面有较大的潜力,但也会引起全机俯仰力矩变化,考虑翼身融合布局飞行器力臂短、配平阻力较大的特点,研究变弯度技术在翼身融合布局飞行器上的减阻收益与配平惩罚。从工程实际出发,采用基于舵面偏... 变弯度机翼在提高常规布局客机气动特性方面有较大的潜力,但也会引起全机俯仰力矩变化,考虑翼身融合布局飞行器力臂短、配平阻力较大的特点,研究变弯度技术在翼身融合布局飞行器上的减阻收益与配平惩罚。从工程实际出发,采用基于舵面偏转的方式实现后缘变弯度并对比分析不同展向位置处舵面的配平能力;然后利用全局优化方法开展变弯度气动减阻优化设计;最后对变弯度设计空间进行探索。结果表明:随着升力系数的改变,产生配平阻力最小的舵面位置也会发生变化。当不考虑俯仰力矩配平约束时,采用变弯度技术至多可以获得4.62%的减阻收益;在考虑俯仰力矩配平约束后,相比于采用中央体后缘舵面配平,采用变弯度技术至少能够减小2.4×10^(-4)的配平损失。不同升力系数下,变弯度的舵面偏转组合方式存在明显差异,小升力系数下,多个舵面负偏的变弯度组合有利于减阻并增加抬头力矩;而大升力系数下则是通过多个舵面正偏的组合实现减阻,但会导致低头力矩增加。基于多舵面组合偏转的变弯度减阻收益与力矩惩罚评估,能为工程上设计可变弯度翼身融合布局飞行器提供参考。 展开更多

关键词 翼身融合 后缘变弯度 气动特性 优化设计 代理模型

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基于系统工程的巡航阶段机翼变弯度设计 被引量：1

8

作者 张珊珊 邱岳恒 +2 位作者 高亚奎 孙伟峰 高正红 《宇航学报》 CSCD 北大核心 2024年第12期1871-1885,共15页

针对大型宽体客机环保和经济性等方面的需求,提出在传统高升力控制系统实现起降增升、增阻的基础上,增加巡航减阻功能,通过机翼变弯度控制实现飞机在长时间巡航过程中的气动效能最优。首先,基于系统工程正向设计的思想进行了需求分析,... 针对大型宽体客机环保和经济性等方面的需求,提出在传统高升力控制系统实现起降增升、增阻的基础上,增加巡航减阻功能,通过机翼变弯度控制实现飞机在长时间巡航过程中的气动效能最优。首先,基于系统工程正向设计的思想进行了需求分析,提出巡航减阻的功能要求。随后,围绕需求和功能开展了物理架构设计,并分析了架构的安全性,提出了“集中式”和“分布式”两种设计方案;对比两种方案的优缺点,并从工程实现角度给出了方案的选用建议。最后,开展巡航减阻控制律的设计并进行了计算与仿真分析。计算表明,巡航机翼变弯度设计可提高航程、减少燃油消耗,满足飞机提出的环保性和经济性要求。仿真结果表明,在自动驾驶接通时接入巡航减阻功能,飞机构型变化过程平稳,满足飞行品质要求。 展开更多

关键词 机翼变弯度 架构设计 安全性分析 襟翼差动机构 巡航减阻

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变弯度柔性后缘机翼动响应减缓试验

9

作者 张育鸣 戴玉婷 +2 位作者 尉濡恺 胡雅婷 杨超 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第10期3239-3249,共11页

变体飞行器能显著提升飞行器的气动性能,而变弯度柔性后缘是实现变体飞行器的重要方式之一。为探究柔性后缘动态偏转下机翼动响应特性及减缓效率,设计了一个变弯度柔性后缘机翼模型并开展了风洞试验。该机翼模型由承弯翼梁和6个3D打印... 变体飞行器能显著提升飞行器的气动性能,而变弯度柔性后缘是实现变体飞行器的重要方式之一。为探究柔性后缘动态偏转下机翼动响应特性及减缓效率,设计了一个变弯度柔性后缘机翼模型并开展了风洞试验。该机翼模型由承弯翼梁和6个3D打印的翼段组成。其中,2个翼段后缘分别设计2个变弯度柔性后缘舵面,这2个舵面分别用于动响应激励和动响应减缓控制。变弯度柔性后缘舵面由数字舵机、柔性索、波纹板结构和聚二甲基硅氧烷(PDMS)柔性蒙皮组成。对变弯度柔性后缘进行地面静态偏转试验和地面动态偏转试验测试,以研究后缘弯度变形规律及舵机动态时滞特性。在此基础上,在低速风洞试验中研究变弯度柔性后缘机翼动响应规律和基于变弯度柔性和闭环反馈控制的动响应减缓效率。风洞试验结果表明:机翼的翼尖加速度响应及翼根弯矩在频率为1.5~4 Hz时先增大后减小,并在接近机翼一弯频率时达到峰值。采用PID控制律和变弯度后缘进行闭环反馈控制后,在风速20 m/s、扰动频率2.2 Hz时翼尖加速度最大减缓效率达到70.18%,翼根弯矩的最大减缓效率为68.14%。此外,还提出了动响应减缓效率为正值的理论公式并分析了动响应减缓效率的影响机制和因素。 展开更多

关键词 柔性后缘 变弯度 动响应 减缓效率 风洞试验

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飞行器机翼变形驱动机构研究

10

作者 郭广宇 陈青山 高宏 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2024年第3期540-545,共6页

为了优化飞行器气动特性,提升飞行效率,研究用于连续变弯度机翼的多级连杆驱动机构。采用ANSYS流体分析功能研究最大弯曲角度下变弯度机翼的气动特性;采用ANSYS静力学分析功能研究极限载荷条件下驱动机构的结构强度;并通过仿真分析与样... 为了优化飞行器气动特性,提升飞行效率,研究用于连续变弯度机翼的多级连杆驱动机构。采用ANSYS流体分析功能研究最大弯曲角度下变弯度机翼的气动特性;采用ANSYS静力学分析功能研究极限载荷条件下驱动机构的结构强度;并通过仿真分析与样机测试对驱动机构的运动情况进行研究。研究结果表明:变形机翼获得升力系数为1.4,所受最大气流动压1 078 Pa,小于下表面屈服气流动压4 916 Pa;驱动机构所受最大应力37.3 MPa,小于结构屈服强度55.2 MPa;机翼弯曲变形角度可达±25°,满足了飞行器对改善飞行特性方面的需要。 展开更多

关键词 驱动机构 多级连杆 变弯度机翼 结构强度 样机测试

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DDPG方法在抖振约束下变弯度翼型/机翼设计的应用研究

11

作者 周思历 孙刚 王聪 《应用数学和力学》 CSCD 北大核心 2024年第1期45-60,共16页

变弯度技术可以提升巡航多升力系数工况下的升阻性能,对于提高整段巡航的经济效益具有重要意义.构造了光滑连续的流动分离函数约束翼型抖振性能,结合变弯度技术与人工神经网络代理模型搭建了某机翼截面翼型的巡航多升力系数工况优化模型... 变弯度技术可以提升巡航多升力系数工况下的升阻性能,对于提高整段巡航的经济效益具有重要意义.构造了光滑连续的流动分离函数约束翼型抖振性能,结合变弯度技术与人工神经网络代理模型搭建了某机翼截面翼型的巡航多升力系数工况优化模型.应用深度确定性策略梯度(DDPG)方法优化此模型,实现了抖振约束下6.8%的巡航平均升阻比提升,优于粒子群和改进灰狼算法对此模型的优化结果.以优化前后翼型分别生成锥形后掠翼,验证了二维翼型变弯度优化对三维机翼的贡献. 展开更多

关键词 气动外形优化 DDPG 变弯度 抖振

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可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型气动特性分析 被引量：44

12

作者 陈钱 白鹏 +3 位作者 尹维龙 冷劲松 詹慧玲 刘子强 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第1期46-53,共8页

以变弯度翼型为研究对象,计算了其六种外形的绕流流场,分析了不同的连续光滑变形翼型与传统偏转翼型的气动特性,讨论了变形参数对气动特性的影响,研究了气动特性的产生机理;与此同时,以形状记忆聚合物柔性蒙皮和机械结构实现了可连续光... 以变弯度翼型为研究对象,计算了其六种外形的绕流流场,分析了不同的连续光滑变形翼型与传统偏转翼型的气动特性,讨论了变形参数对气动特性的影响,研究了气动特性的产生机理;与此同时,以形状记忆聚合物柔性蒙皮和机械结构实现了可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型,并在风洞实验中测试了其气动特性。计算和实验结果表明:可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型能改进传统主翼-简单襟翼翼型的气动特性和流场分离特性;可变形段范围、转轴位置、后缘偏转角度、后缘高度等变形参数对气动特性具有显著影响。 展开更多

关键词 变弯度翼型 气动特性 流动机理 连续光滑偏转后缘 形状记忆聚合物

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柔性后缘可变形机翼气动特性分析 被引量：12

13

作者 程春晓 李道春 +1 位作者 向锦武 石庆华 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第2期360-367,共8页

应用后缘主动变弯度技术的机翼能够改善飞行器的气动性能,其气动特性的研究对于未来可变形机翼的设计具有重要意义。以柔性后缘可连续变弯度二元机翼为研究对象,在Fluent计算平台上采用可压缩Navier-Stokes方程和Spalart-Allmaras(S-A)... 应用后缘主动变弯度技术的机翼能够改善飞行器的气动性能,其气动特性的研究对于未来可变形机翼的设计具有重要意义。以柔性后缘可连续变弯度二元机翼为研究对象,在Fluent计算平台上采用可压缩Navier-Stokes方程和Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型进行气动力数值研究,从压力分布、流场结构和机翼变形方式等方面分析了可变形机翼的气动特性。数值计算结果表明,可变形机翼升力线斜率和最大升力系数与常规带简单襟翼的机翼基本一致,但失速攻角较小;在失速之前,可变形机翼具有较高的升力系数和升阻比,但同时产生较大的低头力矩。柔性后缘下偏到一定角度可以抑制后缘涡的前传,在失速后升力系数出现缓慢上升,增大了有效攻角的范围,具有较好的失速特性。 展开更多

关键词 可变形机翼 柔性后缘 变弯度 气动特性 失速

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基于超声电机的变弯度翼的驱动与集成 被引量：4

14

作者 刘卫东 丁倩 +2 位作者 朱华 任杰 潘松 《振动．测试与诊断》 EI CSCD 北大核心 2013年第5期856-861,915,共6页

提出了一种分布式超声电机驱动的小型变弯度翼。分别对机翼的变形驱动方案和流场分布规律进行了仿真分析,研究了变弯度翼的变形驱动机构、高弹性伸缩蒙皮、分布式超声电机的协调控制等关键技术,并实现了小型变弯度翼的系统集成。风洞实... 提出了一种分布式超声电机驱动的小型变弯度翼。分别对机翼的变形驱动方案和流场分布规律进行了仿真分析,研究了变弯度翼的变形驱动机构、高弹性伸缩蒙皮、分布式超声电机的协调控制等关键技术,并实现了小型变弯度翼的系统集成。风洞实验数据表明,分布式超声电机驱动的变弯度翼能够实现机翼在低速飞行状态下外形的智能变形驱动与控制,从而可以有效改善机翼的升阻气动特性。笔者研究的成功展开为压电精密驱动技术应用于流动控制探索了一条可行的技术途径。 展开更多

关键词 变弯度翼 超声电机 变形蒙皮 驱动控制 气动分析

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新型机翼后缘变弯运动机构仿真及其气动影响研究 被引量：13

15

作者 沈广琛 白俊强 +1 位作者 刘南 刘睿 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期578-586,共9页

采用计算流体力学方法和CATIA DMU Kinematics机构仿真，对一套可用于目前及未来民用客机机翼后缘变弯的增升装置系统进行研究，主要包括襟翼运动机构和扰流板下偏。通过运动学分析，采用的襟翼机构可保证巡航阶段后缘变弯过程中机构上... 采用计算流体力学方法和CATIA DMU Kinematics机构仿真，对一套可用于目前及未来民用客机机翼后缘变弯的增升装置系统进行研究，主要包括襟翼运动机构和扰流板下偏。通过运动学分析，采用的襟翼机构可保证巡航阶段后缘变弯过程中机构上下表面无缝，同时满足起降过程对襟翼的运动轨迹的要求。相比简单铰链机构，应用该机构的起飞构型线性段升力系数增加0．05，升阻比的增加量在0．2％～3％范围内；着陆阶段扰流板下偏，较未偏转扰流板的最大升力系数增加1．14％，且线性段上移0．15，显示了该机构具有较高的增升效率。在二维翼型上应用该机构实现后缘变弯度，升阻比有较大提升，且根据来流马赫数的不同改变后缘弯度可以有效地提高阻力发散马赫数。在某远程宽体客机翼身组合体构型上应用该机构实现巡航阶段后缘变弯度，巡航升阻比的增加量在0．345％～2．28％范围内。综上所述，在不增加机构复杂性和重量的前提下，研究的新型机翼后缘变弯运动机构能够有效地提高气动效率。 展开更多

关键词 增升装置 空气动力学 机构 后缘变弯度 计算流体力学 气动构型 升阻比 马赫数

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核心机驱动风扇级可变弯度导叶设计方法 被引量：7

16

作者 王前 胡骏 +1 位作者 屠宝锋 严伟 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第10期1855-1859,共5页

为设计出适用于核心机驱动风扇级的可变弯度导叶,在基础叶型设计的基础上,采用数值计算方法详细分析了缝隙形式以及设计点的选取对可变弯度导叶性能的影响。计算结果表明:不同的气流转折角对应着不同的最佳基础叶型;在缝隙设计中采用Coa... 为设计出适用于核心机驱动风扇级的可变弯度导叶,在基础叶型设计的基础上,采用数值计算方法详细分析了缝隙形式以及设计点的选取对可变弯度导叶性能的影响。计算结果表明:不同的气流转折角对应着不同的最佳基础叶型;在缝隙设计中采用Coanda型线可以有效提高泄漏流的附壁性能,抑制缝隙后附面层的发展,提高可变弯度导叶性能;可变弯度导叶出口气流角变化范围较大,设计点的选取对可变弯度导叶的性能有显著的影响。 展开更多

关键词 核心机驱动风扇级 可变弯度导叶 基础叶型 Coanda效应 设计点选取

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宽体客机巡航机翼变弯度减阻技术 被引量：8

17

作者 王斌 郝璇 +1 位作者 郭少杰 苏诚 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2019年第6期974-982,共9页

针对宽体客机可变弯度机翼,建立了适用于原理性研究的参数化模型,验证了方法的可行性。以CRM机翼为研究对象,开展了前后缘变弯度对气动力、压力分布和展向升力载荷分布的影响分析,研究了巡航速度多个升力状态下的最优变弯度,并对比了单... 针对宽体客机可变弯度机翼,建立了适用于原理性研究的参数化模型,验证了方法的可行性。以CRM机翼为研究对象,开展了前后缘变弯度对气动力、压力分布和展向升力载荷分布的影响分析,研究了巡航速度多个升力状态下的最优变弯度,并对比了单独变后缘弯度和前后缘同时变弯度的差异。研究结果表明:宽体客机机翼前后缘小角度偏转可使气动特性产生较明显变化,其中后缘变弯度的影响更为显著;定升力状态下通过变弯度可改变机翼展向当地攻角及弯度分布,从而减小激波阻力或诱导阻力;在小升力系数时变弯度获得的减阻量不超过0.0001,而较大升力系数时可达0.0010,并同时降低翼根弯矩、改善激波诱导分离;相比于单独变后缘弯度,前后缘同时偏转可在进一步抑制抖振边界附近低头力矩增长的同时获得更大的减阻量。研究过程充分体现了建模方法在避免引入型面质量干扰、提高三维外形及网格生成效率上的优势,得到的原理性结论可为可变弯度机翼技术的工程应用提供参考。 展开更多

关键词 宽体客机 可变弯度机翼 减阻 升阻比 俯仰力矩 翼根弯矩

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三维变弯度机翼前缘柔性蒙皮优化设计 被引量：3

18

作者 吕帅帅 王彬文 杨宇 《应用数学和力学》 CSCD 北大核心 2020年第6期604-614,共11页

光滑连续变弯度机翼前缘具有降低噪声和提升气动效率的优势.该文在二维翼型柔性蒙皮设计方法的基础上,提出了一种面向后掠机翼变弯度前缘柔性蒙皮的设计方法,其主要改进在于沿翼展方向对多个翼型进行同步优化、对目标函数进行修正从而... 光滑连续变弯度机翼前缘具有降低噪声和提升气动效率的优势.该文在二维翼型柔性蒙皮设计方法的基础上,提出了一种面向后掠机翼变弯度前缘柔性蒙皮的设计方法,其主要改进在于沿翼展方向对多个翼型进行同步优化、对目标函数进行修正从而解决了畸形变形问题,对现有带精英策略非支配排序遗传算法(NSGA⁃Ⅱ)进行修改以适应三维蒙皮的多目标优化求解.研究表明,与现有设计方法相比,该方法可使柔性蒙皮的变形精度提高27%,实现其在下垂状态下的高精度外形. 展开更多

关键词 变弯度机翼 柔性蒙皮 后掠角 NSGA⁃Ⅱ 多目标优化

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基于多目标载荷路径法的形状变形机翼后缘柔性机构拓扑优化 被引量：3

19

作者 景藜 张永红 +1 位作者 葛文杰 龙永成 《机械科学与技术》 CSCD 北大核心 2010年第10期1420-1425,共6页

柔性机构具有易于实现连续光滑变形及重量轻、易于控制等特性,将其应用于变弯度自适应机翼可以实现机翼外形随飞行状态的改变而连续变化。由于柔性机翼在达到最优气动外形的同时受气动载荷的作用,因而设计的柔性机构应具有稳定的结构。... 柔性机构具有易于实现连续光滑变形及重量轻、易于控制等特性,将其应用于变弯度自适应机翼可以实现机翼外形随飞行状态的改变而连续变化。由于柔性机翼在达到最优气动外形的同时受气动载荷的作用,因而设计的柔性机构应具有稳定的结构。笔者基于遗传算法,提出采用具有同时考虑变形要求和满足承载能力的刚柔多目标函数的载荷路径法对某机翼后缘进行拓扑结构优化,并对结果进行ANSYS仿真。通过载荷扰动对比分析,说明优化所得的柔性机构具有较好的稳定性。最后,对结构变形进行模型实验验证。结果表明笔者提出的方法合理、有效。 展开更多

关键词 柔性机构 变弯度自适应机翼 遗传算法 多目标载荷路径 拓扑优化

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可变后缘弯度机翼柔性蒙皮的变形特性分析 被引量：3

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作者 尹维龙 田东奎 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期493-496,共4页

应用面元法和有限法建立了柔性蒙皮在气动载荷作用下的流固耦合分析方法。数值仿真结果表明:位于变形后缘上表面的柔性蒙皮在气动载荷作用下将被"吸"成鼓包形状,且这个局部变形对翼型后缘部分的压力分布具有很大影响。在此基... 应用面元法和有限法建立了柔性蒙皮在气动载荷作用下的流固耦合分析方法。数值仿真结果表明:位于变形后缘上表面的柔性蒙皮在气动载荷作用下将被"吸"成鼓包形状,且这个局部变形对翼型后缘部分的压力分布具有很大影响。在此基础上,研究了柔性蒙皮在气动载荷作用下的变形随其弹性模量、厚度和初始预应变的变化规律。可以得出,柔性蒙皮的变形量随着翼型后缘偏角的增加而先增大后减小,并不是随着后缘偏角的增加而增大;增加蒙皮的厚度可以减少柔性蒙皮的最小弹性模量和最小拉伸刚度,但蒙皮的厚度受限于机翼的结构空间;满足Jacobs形变准则的蒙皮最小拉伸刚度随着蒙皮预应变的增加而降低。 展开更多

关键词 飞行器设计 可变后缘弯度 柔性蒙皮 弹性模量 蒙皮厚度 预应变

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