直升机旋翼空气动力学的发展 被引量：62

1

作者 王适存 徐国华 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第3期203-211,共9页

本文分两大部分 ,即旋翼理论分析的发展 (认识旋翼 )及旋翼桨叶外形的发展 (改造旋翼 )。在第一部分中 ,阐述了旋翼滑流理论、叶素理论、涡流理论 (其中又包括固定尾迹的经典涡流理论、预定尾迹的半经验涡流理论、自由尾迹的现代涡流理... 本文分两大部分 ,即旋翼理论分析的发展 (认识旋翼 )及旋翼桨叶外形的发展 (改造旋翼 )。在第一部分中 ,阐述了旋翼滑流理论、叶素理论、涡流理论 (其中又包括固定尾迹的经典涡流理论、预定尾迹的半经验涡流理论、自由尾迹的现代涡流理论 )和旋翼 CFD方法。在第二部分中 ,讨论了旋翼桨叶的翼型、桨尖形状、扭转角分布等的变化历程。最后 ,作为总结 ,提出了旋翼理论分析和桨叶气动外形的四代发展阶段的划分。 展开更多

关键词 旋翼空气动力学 旋翼 涡流理论 翼型 直升飞机

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机翼非线性颤振的分叉点研究 被引量：6

2

作者 刘济科 高磊 《中山大学学报（自然科学版）》 CAS CSCD 北大核心 1998年第3期28-31,共4页

对定常空气动力作用下、含立方非线性刚度的二元机翼颤振系统的分叉点进行了研究．应用中心流形理论将四维系统降为二维系统。

关键词 机翼颤振 分叉 中心流形 形式级数 非线性

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基于欧拉方程的跨声速翼型设计 被引量：3

3

作者 白俊强 华俊 张仲寅 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 1997年第4期458-461,共4页

给出了一种基于欧拉方程的跨声速翼型设计方法。方法以Takanashi提出的“正反迭代余量修正”设计原理为基础，在气动力分析模块中，以欧拉方程为基本控制方程并采用Walz边界居方法对其进行粘性修正，反设计模块采用经过改进的二维翼型... 给出了一种基于欧拉方程的跨声速翼型设计方法。方法以Takanashi提出的“正反迭代余量修正”设计原理为基础，在气动力分析模块中，以欧拉方程为基本控制方程并采用Walz边界居方法对其进行粘性修正，反设计模块采用经过改进的二维翼型设计方法。方法的程序经过几个设计实例证明是有效而实用的。 展开更多

关键词 跨声速 翼型设计 欧拉方程 边界层 气动力分析

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用全位势方程计算机翼的亚声速、跨声速和超声速绕流 被引量：4

4

作者 黄明恪 张莉 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第3期244-250,共7页

对大后掠小展弦比细长机翼,本文对机翼纵轴垂直的每一横流截面生成O型网格,形成对机翼流场的H-O型网格,用守恒型全位势方程、差分和隐式近似因式分解迭代算法计算绕机翼的可压缩位流。自由流可从亚声速直到低超声速的全部跨声速范围。... 对大后掠小展弦比细长机翼,本文对机翼纵轴垂直的每一横流截面生成O型网格,形成对机翼流场的H-O型网格,用守恒型全位势方程、差分和隐式近似因式分解迭代算法计算绕机翼的可压缩位流。自由流可从亚声速直到低超声速的全部跨声速范围。本算法要求机翼前缘有大后掠角,后缘可稍许后掠或前掠。本文算例表明,所研制的计算程序已可提供工程实用。 展开更多

关键词 机翼 全位势方程 跨音速流动

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弹性体上惯性测量系统的传递对准 被引量：2

5

作者 张洪钺 张洪华 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1993年第11期A657-A661,共5页

给出了一套弹性体上惯性测量系统的传递对准方案。该方法只采用角速度陀螺作为测量元件,能够对传感器误差进行补偿,并且可给出两套测量坐标系失配角的可靠估计。本文应用弹性力学的模态法建立机翼的运动方程;应用自适应Kalman滤波器在... 给出了一套弹性体上惯性测量系统的传递对准方案。该方法只采用角速度陀螺作为测量元件,能够对传感器误差进行补偿,并且可给出两套测量坐标系失配角的可靠估计。本文应用弹性力学的模态法建立机翼的运动方程;应用自适应Kalman滤波器在线估计由空气动力诱导的广义外力。 展开更多

关键词 传递对准 弹性体 自适应滤波 机翼

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前掠翼根部流动分离的控制 被引量：10

6

作者 张彬乾 B.Laschka 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1992年第5期A241-A246,共6页

在风洞和水洞中研究了机翼根部修形、活动边条、固定边条、边条襟翼和链接边条在控制前掠翼根部流动分离方面的作用。分析了上述措施对机翼流动的干扰机理及其对气动性能的影响。研究结果表明,各种措施对控制前掠翼根部流动分离均有明... 在风洞和水洞中研究了机翼根部修形、活动边条、固定边条、边条襟翼和链接边条在控制前掠翼根部流动分离方面的作用。分析了上述措施对机翼流动的干扰机理及其对气动性能的影响。研究结果表明,各种措施对控制前掠翼根部流动分离均有明显效果,可提高大迎角升阻特性,改善纵向力矩特性和配平能力。固定边条和边条襟翼还可改善中小迎角的升阻性能,链接边条和边条襟翼则可使失速性能提高。加鸭翼后上述气动收益更加明显。 展开更多

关键词 前掠机翼 分离流动 控制

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不可压缩流中机翼外挂系统的分叉分析 被引量：3

7

作者 郑国勇 杨翊仁 《科学技术与工程》 2006年第8期1018-1021,共4页

考虑二元机翼外挂系统的三自由度动力学模型,建立了准定常气动力作用下机翼外挂系统的运动微分方程,通过Hopf分叉理论和数值模拟,研究了具有立方刚度非线性系统的颤振问题,并研究了系统临界颤振速度随线性刚度系数的变化规律。结果表明... 考虑二元机翼外挂系统的三自由度动力学模型,建立了准定常气动力作用下机翼外挂系统的运动微分方程,通过Hopf分叉理论和数值模拟,研究了具有立方刚度非线性系统的颤振问题,并研究了系统临界颤振速度随线性刚度系数的变化规律。结果表明,机翼外挂系统将出现亚临界Hopf分叉,另外,随着线性刚度系数的增加,系统的临界颤振速度将减小。 展开更多

关键词 非线性系统 分叉 颤振 HOPF分叉

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抽吸和压力梯度在层流边界层转捩过程中的作用 被引量：4

8

作者 赵耕夫 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 1994年第5期631-635,共5页

用空间模式的二次稳定性理论研究了抽吸和压力梯度对边界层三维亚谐扰动流动稳定性的影响．数值结果表明，固体边界上的抽吸有明显的层流控制作用，逆压梯度则有较强的不稳定作用．

关键词 抽吸 压力梯度 层流 机翼

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多段翼型前缘缝翼位置的优化设计研究 被引量：1

9

作者 陈劲松 陶棣 陆志良 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第1期73-78,共6页

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... 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。 展开更多

关键词 升力系数 多段翼型 前缘缝翼 优化

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基于CFD/CSD耦合技术的复合材料机翼操纵效率分析 被引量：1

10

作者 张钧然 王富生 岳珠峰 《强度与环境》 2015年第2期45-51,共7页

以某无人机大展弦比复合材料机翼为背景,依据计算流体力学(CFD)与计算结构力学(CSD)的弱耦合方法开展副翼操纵效率影响因素研究,其中对带有间隙的流场进行多块处理分割出不同的流场以提高网格质量和实现快速建模。主要研究了不同的副翼... 以某无人机大展弦比复合材料机翼为背景,依据计算流体力学(CFD)与计算结构力学(CSD)的弱耦合方法开展副翼操纵效率影响因素研究,其中对带有间隙的流场进行多块处理分割出不同的流场以提高网格质量和实现快速建模。主要研究了不同的副翼偏转角、飞行马赫数和迎角对副翼操纵效率的影响,并分析了不同飞行状态下机翼升力、机翼结构弹性变形与副翼操纵之间的关系。结果表明:副翼操纵效率的改变与机翼结构变形有关,增加机翼的扭转刚度可以减小操纵效率随着飞行状态加剧而下降的幅度。 展开更多

关键词 复合材料 大展弦比机翼 副翼操纵效率 静气动弹性 弱耦合

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三角翼和双三角翼前缘涡及其卷吸作用的计算(英文)

11

作者 熊善文 郑波 冯亚南 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第1期10-15,共6页

本文提出一种计算模型,用以计算亚声速大迎角下前缘分离机翼的流动和气动特性。通过在涡轴上分布线涡/线汇,这种计算模型包括了对前缘自由涡面、涡核及涡的卷吸作用的模拟。由于它是在非线性离散涡法的基础上发展起来的,因而具有计算过... 本文提出一种计算模型,用以计算亚声速大迎角下前缘分离机翼的流动和气动特性。通过在涡轴上分布线涡/线汇,这种计算模型包括了对前缘自由涡面、涡核及涡的卷吸作用的模拟。由于它是在非线性离散涡法的基础上发展起来的,因而具有计算过程简捷的特点。对三角翼及双三角翼气动特性的计算表明,计算值与实验值符合得相当好。计算还表明,在计算中计及和不计及涡的卷吸作用能引起计算载荷相当大的变化。 展开更多

关键词 数值模拟 细长翼 前缘涡 卷吸作用

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基于响应面法的高升力翼型优化设计 被引量：1

12

作者 马建超 郭彬新 《电光系统》 2008年第2期28-30,23,共4页

从某型高空长航时概念验证机的总体分析出发，采用数值计算与数理统计相结合的二次响应面方法，以翼型的最大巡航效率为设计目标，发展了一种适合于工程实际应用的翼型优化设计方法。

关键词 雷诺数 翼型 响应面 优化设计

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双垂尾飞行器偏航力矩非线性变化分析 被引量：2

13

作者 王延奎 秦叶 黄茜 《航空科学技术》 2018年第7期44-47,共4页

以典型双垂尾飞行器为研究对象,通过风洞试验研究了模型在不同侧滑角下的偏航力矩特性,计算分析了风速为30m/s、侧滑角为4°时模型随迎角变化的流场及偏航力矩变化特性。试验及计算结果表明模型在侧滑角1°及1°以上、迎角... 以典型双垂尾飞行器为研究对象,通过风洞试验研究了模型在不同侧滑角下的偏航力矩特性,计算分析了风速为30m/s、侧滑角为4°时模型随迎角变化的流场及偏航力矩变化特性。试验及计算结果表明模型在侧滑角1°及1°以上、迎角大于10°时偏航力矩出现非线性变化特性,在迎角为0°~25°时,垂尾和机头是全机偏航力矩的主要贡献部件,而垂尾是全机偏航力矩非线性变化的主要原因部件。 展开更多

关键词 双垂尾布局 航向气动特性 涡干扰 侧滑角影响 迎角效应

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用欧拉方程计算机翼与翼身组合体绕流

14

作者 陈红全 黄明恪 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第4期357-363,共7页

本文用保角转绘加剪切变换生成三维机翼与翼身组合体C-H型网格,并在这类网格拓扑上,用有限体积法研制出可供分析机翼与翼身组合体绕流的三维欧拉方程计算程序。本方法的特色是改进了机翼表面网格点的分布,使机翼后缘与网格线一致;采用... 本文用保角转绘加剪切变换生成三维机翼与翼身组合体C-H型网格,并在这类网格拓扑上,用有限体积法研制出可供分析机翼与翼身组合体绕流的三维欧拉方程计算程序。本方法的特色是改进了机翼表面网格点的分布,使机翼后缘与网格线一致;采用了当量机身,使机身表面到对称面光滑过渡;嵌入了边界层粘性修正,改善了计算结果。数值计算表明,对粘性影响较大的超临界绕流,边界层修正效果显著。 展开更多

关键词 有限体积法 欧拉方程 机翼

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尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数

15

作者 张才文 陈劲松 《南京航空学院学报》 CSCD 1989年第2期54-64,共11页

本文推广了文[1]的欧拉方程摄动法,讨论了尖前缘任意翼型俯仰安定性导数的计算方法,并应用该方法计算了双圆弧翼型的俯仰安定性导数,其数值结果与文[2]的超音速线化位流方程有限差分法的数值结果比较,更接近于实验值。在激波附体的条件... 本文推广了文[1]的欧拉方程摄动法,讨论了尖前缘任意翼型俯仰安定性导数的计算方法,并应用该方法计算了双圆弧翼型的俯仰安定性导数,其数值结果与文[2]的超音速线化位流方程有限差分法的数值结果比较,更接近于实验值。在激波附体的条件下,本文的方法可用于计算大迎角尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数。 展开更多

关键词 翼型 超音速 高超音速 俯仰 导数

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细长翼摇滚的气动特性

16

作者 何龙德 姜俊成 《气动实验与测量控制》 CSCD 1995年第2期84-89,共6页

对细长翼摇滚的一组典型的滚转角随时间变化的实验数据进行参数辨识，并用改进的单自由度数学模型，计算其非线性滚转阻尼特性后表明，当机翼摇滚由小振幅逐渐发展为大振幅的平衡状态时，其阻尼导数始于某一正值，且随振幅的增加而减小... 对细长翼摇滚的一组典型的滚转角随时间变化的实验数据进行参数辨识，并用改进的单自由度数学模型，计算其非线性滚转阻尼特性后表明，当机翼摇滚由小振幅逐渐发展为大振幅的平衡状态时，其阻尼导数始于某一正值，且随振幅的增加而减小，最后便趋于零。而非线性阻尼力矩的变化幅值，则是正比于角振幅的变化率，其峰值便出现在振幅变化最陡的位置。 展开更多

关键词 机翼摇滚 大振幅 滚转阻尼 动稳定性 气动特性

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现代超临界翼型设计及其风洞试验 被引量：15

17

作者 孙智伟 白俊强 +2 位作者 高正红 肖春生 郝礼书 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第3期804-818,共15页

开展了现代超临界翼型的设计研究,对现役飞机的压力分布形态进行了分析,针对现役飞机在巡航状态和阻力发散点的压力分布进行对比,提取了现役飞机超临界剖面设计的要点。采用类函数/型函数变换(CST)参数化方法、基于二阶震荡及自然选择... 开展了现代超临界翼型的设计研究,对现役飞机的压力分布形态进行了分析,针对现役飞机在巡航状态和阻力发散点的压力分布进行对比,提取了现役飞机超临界剖面设计的要点。采用类函数/型函数变换(CST)参数化方法、基于二阶震荡及自然选择的随机权重混合粒子群算法(RwSecSelPSO)、雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程、Kriging代理模型结合定期望值型的目标函数建立了优化设计系统。针对提高阻力发散马赫数和降低巡航低头力矩的设计指标,利用优化设计系统通过调整目标期望值设计了一系列满足设计指标但阻力发散马赫数不同的超临界翼型,并选择了其中具有典型特性的翼型进行了对比分析,验证了提高阻力发散马赫数和低速失速特性的设计方法,指出了在阻力发散点形成平顶形压力分布的超临界翼型具有较好的综合性能。对设计的超临界翼型进行了高、低速风洞试验验证,试验结果表明:设计结果达到了设计指标要求,提出的低速改进方案有效,层流对超临界翼型失速特性影响较大。 展开更多

关键词 翼型 优化 气动阻力 跨声速气动力 风洞试验 激波

原文传递

快速反设计翼型的涡源交替分布迭代法

18

作者 陆志良 张慧骝 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1993年第3期329-333,共5页

本文在高阶板块法任意翼型分析程序的基础上,发展了给定表面压力分布设计翼型的反问题程序。根据表面涡分布对控制弯度有效而源分布对控制厚度分布有效的原理,提出了在反设计过程中交替采用改变涡分布和改变源分布,进行迭代。克服了一... 本文在高阶板块法任意翼型分析程序的基础上,发展了给定表面压力分布设计翼型的反问题程序。根据表面涡分布对控制弯度有效而源分布对控制厚度分布有效的原理,提出了在反设计过程中交替采用改变涡分布和改变源分布,进行迭代。克服了一般算法单纯采用改变一种分布进行迭代的缺陷。算例结果表明,该法迭代次数少,结果好。 展开更多

关键词 翼型设计 板块法 不可压缩流

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悬停状态下无轴承尾桨气弹稳定性分析 被引量：7

19

作者 江湘清 张呈林 +1 位作者 王浩文 刘勇 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第3期212-216,共5页

新型尾桨型式无轴承尾桨的气弹稳定性分析非常复杂 ,而目前国内在这方面的研究还是空白。本文试图建立一套有工程实用意义的无轴承尾桨气弹稳定性分析方法和相应的分析程序 ,并进行参数影响分析和计算。在前期研究工作的基础上 ,本文推... 新型尾桨型式无轴承尾桨的气弹稳定性分析非常复杂 ,而目前国内在这方面的研究还是空白。本文试图建立一套有工程实用意义的无轴承尾桨气弹稳定性分析方法和相应的分析程序 ,并进行参数影响分析和计算。在前期研究工作的基础上 ,本文推导出基于正交各向异性复合材料梁的应变能变分表达式 ,并将其用于推导旋翼 /机身耦合系统的运动方程。再通过对系统的稳态周期解进行摄动 ,得到相应的线化周期时变动力学方程 ,用Floquet理论判断系统的稳定性。最后 ,分析计算了悬停状态下某无人直升机无轴承尾桨的气弹稳定性 ,表明其孤立桨叶及尾桨 /传动轴 /尾梁的耦合系统是稳定的 ;并进行了参数分析 ,得到一些有意义的结论。 展开更多

关键词 无轴承尾浆 气弹稳定性 复合材料柔性梁 悬停状态 直升飞机 旋翼

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机翼掠角对气动弹性的影响

20

作者 邢国平 袁振涛 李维仁 《试验技术与试验机》 1997年第1期52-54,共3页

气动发散是机翼理论中气动静弹性现象之一。本文试以典型截面(Typical Section)理论论证机翼掠角对气动弹性的影响,借以阐明其物理本质。现以下图为例,推证如下。

关键词 机翼 掠角 气动弹性 气动发散

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