飞机可动翼面缝隙封严结构研究进展

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作者 程小全 蔡墨泉 王松伟 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第6期1816-1823,共8页

主翼面与可动翼面之间的缝隙会对飞机飞行性能造成一定影响,缝隙封严结构的应用会改善机翼的表面光滑性,同时达到增升减阻、优化操纵等效果。基于此,对5种封严结构设计形式进行对比,并将封严结构的设计分为依靠机构和依靠材料2类,分析... 主翼面与可动翼面之间的缝隙会对飞机飞行性能造成一定影响,缝隙封严结构的应用会改善机翼的表面光滑性,同时达到增升减阻、优化操纵等效果。基于此,对5种封严结构设计形式进行对比,并将封严结构的设计分为依靠机构和依靠材料2类,分析了其优缺点。比较了4家航空配件公司的封严结构产品,分析了耐磨自由端细节设计。给出了快速拆装修理、限制结构刚度范围、设计时仿真与试验相结合等设计建议。 展开更多

关键词 飞机封严结构 缝隙密封 飞行性能提升 弹性大变形 疲劳性能

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鱼骨式变体机翼的能量平衡驱动系统设计与验证

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作者 赵岩 王晨 +4 位作者 何子懿 蔡纪旭 张雨 沈星 张家应 《工程科学学报》 北大核心 2025年第7期1556-1567,共12页

变体机翼具有改善飞行器气动效能,扩大任务包线等功能;基于变体结构的弹性变形,可以实现机翼形状的连续光滑变形,是变体机翼技术的重要设计与实现方法之一.然而,弹性变形需要消耗较高的驱动能量,可能造成驱动系统重量增加,抵消变体机翼... 变体机翼具有改善飞行器气动效能,扩大任务包线等功能;基于变体结构的弹性变形,可以实现机翼形状的连续光滑变形,是变体机翼技术的重要设计与实现方法之一.然而,弹性变形需要消耗较高的驱动能量,可能造成驱动系统重量增加,抵消变体机翼的性能收益.针对此问题,本文设计并验证了一种基于能量平衡原理的驱动系统,可以减少驱动能量消耗,降低驱动系统的尺寸和重量.首先设计了一种基于螺线轮的负刚度机构,建立了该机构的运动学模型,并开展了分析和优化;然后,为进一步提高负刚度机构的适用范围,设计并引入了一套刚度调节机构,验证了刚度调节原理;最后,制作了一套用于鱼骨式变体机翼的能量平衡驱动系统,开展了驱动实验;结果显示驱动器能量消耗降低了约44.54%,能量平衡方法具有大幅度降低驱动系统能量消耗的潜力;同时,验证了刚度调节机构具备满足能量平衡需求的能力. 展开更多

关键词 能量平衡 负刚度 变体机翼 驱动系统 变体飞行器 刚度调节机构

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柔性变体飞行器梳齿形翼肋结构的设计与仿真 被引量：1

3

作者 段月茹 关世玺 《中北大学学报(自然科学版)》 2025年第2期181-187,共7页

察打一体飞行器要求满足宽速域、复杂多变的任务环境,传统的固定翼飞行器无法满足现在的诸多飞行要求。针对这种情况,设计了一种梳齿形翼肋结构,通过控制智能材料驱动翼肋变形来主动改变机翼的外形,从而提高飞行器的气动性能以适应智能... 察打一体飞行器要求满足宽速域、复杂多变的任务环境,传统的固定翼飞行器无法满足现在的诸多飞行要求。针对这种情况,设计了一种梳齿形翼肋结构,通过控制智能材料驱动翼肋变形来主动改变机翼的外形,从而提高飞行器的气动性能以适应智能变形无人机的任务环境。基于Ansys Workbench对翼肋结构开展了静力学分析并对弦向变弯动态变形过程进行了仿真分析,以翼肋结构前后缘变形角度为关键优化目标,对翼肋结构参数进行优化,从而得到最佳的翼肋结构参数组合。实验结果表明,优化后的翼肋结构在满足屈服强度要求的前提下,可以实现翼肋前缘偏转10.75°,后缘偏转10.75°,这一变形不仅提升了飞行器的升阻比,而且有效改善了亚声速条件下飞行器的气动性能。本文提出的由智能材料驱动的梳齿形翼肋结构,能够实现前后缘的稳定变形,增强了飞行器的爬升能力,降低了燃油消耗,还提供了更加灵活和高效的飞行操控性能。本文采用仿真实验的方法,结果与实际存在一定误差,后续可进行实物的风洞实验。 展开更多

关键词 变体机翼 翼肋结构 智能材料 智能驱动 飞行器

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先进翼尖装置流体动力特性数值模拟与分析研究 被引量：4

4

作者 李占科 武猛 刘超 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2013年第4期498-503,643,共6页

对民用客机上使用较多的两种翼尖装置(融合式翼梢小翼和翼尖涡扩散器)进行了对比分析与研究。在基本机翼参数相同的基础上,利用ICEM软件对基本机翼及分别加装两种不同翼尖装置的机翼生成点对点对接的高质量多块结构化计算网格,采用Roe... 对民用客机上使用较多的两种翼尖装置(融合式翼梢小翼和翼尖涡扩散器)进行了对比分析与研究。在基本机翼参数相同的基础上,利用ICEM软件对基本机翼及分别加装两种不同翼尖装置的机翼生成点对点对接的高质量多块结构化计算网格,采用Roe三阶迎风偏置通量差分裂方法和隐式近似因子分解法求解耦合SA湍流模型的雷诺平均Navier-Stokes方程。通过计算得知:在巡航状态下分别加装融合式小翼和翼尖涡扩散器后,两种机翼的升阻比分别提高了10.945%和4.993%,俯仰力矩系数分别增加了9.410%和5.116%,翼根弯矩系数分别增加了7.380%和1.013%。分析结果表明:相比于翼尖涡扩散器,融合式翼梢小翼能更显著地提高机翼的升阻比,但同时也较为明显地增加了机翼的俯仰力矩和翼根弯矩,从而导致飞机配平阻力和翼根结构重量的增加。 展开更多

关键词 翼尖装置 流体动力学特性 数值模拟 融合式翼梢小翼 翼尖涡扩散器

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基于FFD技术的民用运输机翼尖装置设计研究 被引量：2

5

作者 李宇飞 白俊强 +2 位作者 郭博智 杨体浩 何小龙 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第4期533-539,共7页

首先探究了融合式翼梢小翼倾斜角、高度以及安装角对民用运输机气动特性的影响。然后基于多区域自由变形(FFD,free form deformation)技术、拉丁超立方取样方法(LHS,latin hypercube sampling)、Kriging代理模型以及改进的粒子群算法构... 首先探究了融合式翼梢小翼倾斜角、高度以及安装角对民用运输机气动特性的影响。然后基于多区域自由变形(FFD,free form deformation)技术、拉丁超立方取样方法(LHS,latin hypercube sampling)、Kriging代理模型以及改进的粒子群算法构建优化设计系统,对融合式翼梢小翼应用优化系统,通过对FFD控制体框架的合理布置,实现了多个控制框架对融合式翼梢小翼的自由变形参数化设计。优化设计结果表明,设计后的融合式翼梢小翼较原始构型减阻效果有明显改善。并通过与"翼尖延伸"、"涡扩散器"和"双叉弯刀"等3种翼尖装置进行调参对比分析,得出一些对翼尖装置设计具有参考价值的结论。 展开更多

关键词 民用运输机 翼尖装置 FFD 技术 粒子群算法 KRIGING 代理模型

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Gurney襟翼对某型客机流动控制数值模拟 被引量：4

6

作者 刘沛清 杨硕 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第9期1616-1623,共8页

为改善某型客机的起降性能,通过在机翼尾缘加装Gurney襟翼,对流场进行了数值模拟。对该客机机翼的控制翼型安装不同高度的Gurney襟翼进行数值模拟,结果表明安装Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系数和阻力系数,但会增强尾迹流动的不稳... 为改善某型客机的起降性能,通过在机翼尾缘加装Gurney襟翼,对流场进行了数值模拟。对该客机机翼的控制翼型安装不同高度的Gurney襟翼进行数值模拟,结果表明安装Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系数和阻力系数,但会增强尾迹流动的不稳定性。将不同高度的Gurney襟翼应用于该客机的简化模型,机翼的大部分区域符合二维翼型研究得出的流动控制规律;在机翼外侧区域,Gurney襟翼使机翼附近流场中的翼尖涡发生了一定的变化。数值模拟的结果还表明,Gunney襟翼可以提高客机的升力系数,而且不会给飞机流场带来明显的改变。 展开更多

关键词 GURNEY襟翼 多段翼型 后掠机翼 气动特性 数值模拟

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考虑隐身约束的舰载飞翼无人机翼尖装置气动设计和分析 被引量：5

7

作者 李继广 陈欣 李震 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第6期846-849,共4页

在隐身要求约束下,设计了舰载飞翼无人机翼下增升装置。并针对未来尾流雷达探测的反隐身技术,分析了增升装置对尾流消弱的作用,从而提高了该探测方式的隐身效果。计算结果表明,该增升装置可以较好地增加升力、减弱诱导阻力、提高升阻比... 在隐身要求约束下,设计了舰载飞翼无人机翼下增升装置。并针对未来尾流雷达探测的反隐身技术,分析了增升装置对尾流消弱的作用,从而提高了该探测方式的隐身效果。计算结果表明,该增升装置可以较好地增加升力、减弱诱导阻力、提高升阻比,并能起到减弱尾流的作用。最后分析了增升、减阻、消弱尾流的机理,解释了在大迎角条件下气动优化效果更好的原因,并与常规布局飞机翼尖小翼的作用作了对比。 展开更多

关键词 舰载飞翼无人机 气动优化 增升装置 尾流减弱 机理分析

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飞机机翼结构变形量测量装置 被引量：3

8

作者 张京娟 秦海霞 吴君 《仪表技术与传感器》 CSCD 北大核心 2012年第2期100-102,共3页

为减缓阵风或紊流对飞机的扰动,提高飞行控制精度,设计了一种基于微机电加速度计实时测量机翼弹性变形量的测量装置。对测量原理进行了介绍,给出了系统的硬件设计方法和软件流程。该装置的采样频率为200 Hz,能够同时完成12路加速度信号... 为减缓阵风或紊流对飞机的扰动,提高飞行控制精度,设计了一种基于微机电加速度计实时测量机翼弹性变形量的测量装置。对测量原理进行了介绍,给出了系统的硬件设计方法和软件流程。该装置的采样频率为200 Hz,能够同时完成12路加速度信号的采样和数据实时存储。结果表明测量弯曲角度误差在0.8°以内,满足阵风载荷减缓主动控制系统的使用要求,验证了设计的合理性。 展开更多

关键词 微机电加速度计 机翼结构变形 阵风载荷减缓

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涡流发生器研制及其对边界层的影响研究 被引量：32

9

作者 倪亚琴 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1995年第1期110-116,共7页

本文主要介绍了涡流发生器的机理和用途，涡流发生器研制和使用的一些重要参数，并进行了分析和验证。通过风洞试验段侧壁边界层和马赫数分布测量及半模型试验，证明该涡流发生器的研制是成功的。在风洞试验段侧壁安装涡流发生器情况下... 本文主要介绍了涡流发生器的机理和用途，涡流发生器研制和使用的一些重要参数，并进行了分析和验证。通过风洞试验段侧壁边界层和马赫数分布测量及半模型试验，证明该涡流发生器的研制是成功的。在风洞试验段侧壁安装涡流发生器情况下，在马赫数０．４至０．９范围，使涡流发生器下游８８０ｍｍ处侧壁上的边界层约减薄了７１％，而且对流场均匀度没有影响，并使半模试验有所改善。 展开更多

关键词 涡流发生器 边界层 半模型试验 气流分离 机翼

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基于自回归模型的机翼柔性基线在线预测方法

10

作者 刘艳红 黄艳 +2 位作者 谭浩 叶文 董希旺 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期3426-3433,共8页

机翼柔性动态形变制约分布式位置姿态系统(POS)传递对准精度的提升,光纤光栅传感器可精确测量柔性基线,然而光纤光栅传感器测量的应变转化为基线过程需要时间,这导致测量得到的基线不能实时用于传递对准。针对该问题,在光纤光栅传感器... 机翼柔性动态形变制约分布式位置姿态系统(POS)传递对准精度的提升,光纤光栅传感器可精确测量柔性基线,然而光纤光栅传感器测量的应变转化为基线过程需要时间,这导致测量得到的基线不能实时用于传递对准。针对该问题,在光纤光栅传感器柔性基线测量的基础上,提出基于自回归模型的柔性基线在线预测方法。利用过去一段时间内实测应变值转换的基线数据来超前预测当前时刻的基线值,用于子节点实时传递对准量测匹配误差补偿,其中,模型参数可随输入实测基线数据在线递推更新,使得基线预测更加精确。在模拟机翼平台上进行振动实验,结果表明:所提方法实现了基线的精确预测,预测误差在0.051 mm之内,且具有很强的实时性。 展开更多

关键词 阵列合成孔径雷达 传递对准 光纤光栅 自回归模型 基线

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翼尖附近流场研究及帆片减阻机理 被引量：4

11

作者 齐孟卜 陈明岩 《气动实验与测量控制》 CSCD 1995年第1期38-45,共8页

在１米低速风洞中，对半展长直机翼翼尖用围空间流场进行了详细地研究，并分析了翼尖帆片的增升减阻机理。根据理论计算并结合试验结果设计的翼尖机片，经大低速风洞全机模型试验证明：翼尖装三个机片可使全机诱导阻力因子减小２１．４... 在１米低速风洞中，对半展长直机翼翼尖用围空间流场进行了详细地研究，并分析了翼尖帆片的增升减阻机理。根据理论计算并结合试验结果设计的翼尖机片，经大低速风洞全机模型试验证明：翼尖装三个机片可使全机诱导阻力因子减小２１．４９％。这可供帆片设计时参考。 展开更多

关键词 流场测量 翼尖帆片 风洞 翼尖

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中高速条件下不同翼尖小翼的数值模拟分析 被引量：3

12

作者 王辉 陈泽洲 《中国民航大学学报》 CAS 2021年第4期8-12,共5页

为研究不同翼尖小翼的减阻特性,选取4种翼尖小翼和翼尖延伸作为研究对象,在相同展长翼尖与中高速飞行条件下(Ma=0.6),利用k-ω剪切应力运输(SST,shear stress transfer)两方程模型对5种不同翼尖装置进行数值模拟。研究5种翼尖装置情况... 为研究不同翼尖小翼的减阻特性,选取4种翼尖小翼和翼尖延伸作为研究对象,在相同展长翼尖与中高速飞行条件下(Ma=0.6),利用k-ω剪切应力运输(SST,shear stress transfer)两方程模型对5种不同翼尖装置进行数值模拟。研究5种翼尖装置情况下机翼表面的压力特征和翼尖流场,对比分析了不同翼尖的减阻特性,并对诱导阻力变化原理进行了分析。研究结果表明:不同翼尖小翼气流引导方向不同,改变了机翼表面流场,影响了翼尖压力分布;在中高速条件下,相同展长的融合式和斜削式翼尖小翼相比翼尖延伸减阻效果明显,双羽式翼尖小翼能有效分散翼尖涡。 展开更多

关键词 翼尖小翼 k-ω剪切力运输(SST shear stress transfer)两方程模型 减阻 升阻比 流场

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民用飞机复合材料平尾翼根整流罩设计与验证 被引量：2

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作者 张伟 赵荃 《机械设计与制造工程》 2018年第9期80-85,共6页

为了解决民用飞机全动平尾在后机身大开口的密封问题,在分析平尾翼根整流罩在密封、刚度、装配、维护等方面要求的基础上,设计了一种平尾翼根整流罩结构。该整流罩采用复合材料整体式夹层结构,前缘迎风面设计有导流条,其余部位通过橡胶... 为了解决民用飞机全动平尾在后机身大开口的密封问题,在分析平尾翼根整流罩在密封、刚度、装配、维护等方面要求的基础上,设计了一种平尾翼根整流罩结构。该整流罩采用复合材料整体式夹层结构,前缘迎风面设计有导流条,其余部位通过橡胶密封件实现密封。最后用对平尾翼根整流罩的强度分析及试验,证明该复合材料平尾翼根整流罩结构方案是可行的。 展开更多

关键词 复合材料 整流罩 平尾 设计 验证

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短舱涡流发生器流动控制机理初探 被引量：4

14

作者 孙一峰 杨士普 《民用飞机设计与研究》 2012年第1期3-5,16,共4页

首先回顾了短舱涡流发生器在民机研制中的应用及发展历程,然后结合民用飞机研发实践,借助于CFD工具初步计算并着重分析了短舱涡流发生器的流动控制机理。结果分析表明合理设计的短舱涡流发生器能够产生能量较强的集中涡,在分离敏感的短... 首先回顾了短舱涡流发生器在民机研制中的应用及发展历程,然后结合民用飞机研发实践,借助于CFD工具初步计算并着重分析了短舱涡流发生器的流动控制机理。结果分析表明合理设计的短舱涡流发生器能够产生能量较强的集中涡,在分离敏感的短舱后翼面区域产生下洗流场并为边界层注入能量,降低短舱后气流的当地有效迎角,延缓由于"挂架涡"提前破裂而导致的大面积分离,从而能够改善失速区形态。 展开更多

关键词 流动控制 涡控制 短舱涡流发生器

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翼尖减阻装置风洞实验研究 被引量：1

15

作者 李京伯 《气动实验与测量控制》 CSCD 1995年第1期32-37,共6页

对Ｙ１２飞机加装剪切翼尖和翼梢帆片后，其纵向和横侧气动特性影响的风洞实验表明，该措施几乎在整个实际飞行的升力系数范围内都具有明显的减阻效果，达到了改善性能预定的减阻指标。

关键词 减阻 翼尖 风洞试验 气动设计 飞行试验 飞机

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无人机机翼装配型架设计 被引量：1

16

作者 邵宗科 殷东平 杜雄尧 《电子机械工程》 2015年第2期22-25,共4页

为缩短装配周期、降低制造成本,文中以某型无人机机翼装配为研究对象,根据机翼装配特点,考虑装配车间地基情况,设计了机翼装配平台,并采用内定位设计、柔性装配设计方法,完成了机翼装配型架设计;利用Hyper Works软件对设计的型架在满负... 为缩短装配周期、降低制造成本,文中以某型无人机机翼装配为研究对象,根据机翼装配特点,考虑装配车间地基情况,设计了机翼装配平台,并采用内定位设计、柔性装配设计方法,完成了机翼装配型架设计;利用Hyper Works软件对设计的型架在满负荷工况下的变形和应力分布进行了仿真;最后根据设计结果,制造加工出装配型架,并对机翼进行了装配。结果表明:型架在仿真中的最大变形量为0.023 mm,最大应力为1.97 MPa,满足机翼装配使用要求。设计的装配型架结构简单,成本低,精度高。 展开更多

关键词 机翼装配 内定位设计 柔性装配设计 装配型架 仿真

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SMA鼓包迟滞建模与控制策略 被引量：7

17

作者 陈旭亮 张琛 +1 位作者 季宏丽 裘进浩 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第9期403-412,共10页

激波控制鼓包SCB是一种减小激波阻力的流动控制技术。为了解决固定挠度鼓包工作范围较窄的问题,提出了一种具有双向记忆效应的形状记忆合金SMA鼓包,通过控制SMA鼓包的温度来改变其挠度。SMA鼓包最大可回复位移为6.1mm,为鼓包变形区域的2... 激波控制鼓包SCB是一种减小激波阻力的流动控制技术。为了解决固定挠度鼓包工作范围较窄的问题,提出了一种具有双向记忆效应的形状记忆合金SMA鼓包,通过控制SMA鼓包的温度来改变其挠度。SMA鼓包最大可回复位移为6.1mm,为鼓包变形区域的2.65%。针对迟滞现象对鼓包挠度控制的影响,基于(Krasnosel′skii-Pokrovskii,KP)模型对SMA鼓包的温度/挠度迟滞特性进行了建模研究。采用粒子群算法来辨识模型参数,辨识得到的迟滞模型最大误差为0.107mm。设计了2种基于KP模型的PID控制方案,一种为无迟滞补偿的单目标PID控制,一种为迟滞逆模型前馈补偿的双目标PID控制。仿真与实验结果表明,迟滞逆模型前馈补偿的双目标PID控制时域性能优于无迟滞补偿的单目标PID控制。 展开更多

关键词 形状记忆合金 迟滞建模 Krasnosel'skii-Pokrovskii(KP)模型 激波控制鼓包 PID控制

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无人机翼尖小翼参数优化及风洞试验研究 被引量：7

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作者 吴希拴 师小娟 王建培 《飞行力学》 CSCD 2004年第1期30-32,36,共4页

为延长无人机留空时间,加大航程和提高升限,可采用加装翼尖小翼的方法使无人机的升阻比有所提高。在工程估算的基础上,对几十种翼尖小翼的组合方案进行了风洞试验,并对试验结果进行了优化分析,得出了可供无人机使用的翼尖小翼参数。试... 为延长无人机留空时间,加大航程和提高升限,可采用加装翼尖小翼的方法使无人机的升阻比有所提高。在工程估算的基础上,对几十种翼尖小翼的组合方案进行了风洞试验,并对试验结果进行了优化分析,得出了可供无人机使用的翼尖小翼参数。试验结果表明,加装翼尖小翼使全机最大升阻比可提高10.6%。 展开更多

关键词 无人驾驶飞机 翼尖小翼 参数优化 风洞试验 升阻比

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柔性变弯度后缘机翼的风洞试验模型优化设计 被引量：10

19

作者 张桢锴 贾思嘉 +1 位作者 宋晨 杨超 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第3期319-332,共14页

本文通过优化的方式设计了一种具有较高变形精度的适用于变体飞行器的柔性后缘变弯度装置。该装置通过结构的弹性变形传递力和运动,包括驱动器、一体成型的蒙皮与梁结构组成。在给定的结构拓扑形状下,为了寻找到最优的驱动、结构参数,... 本文通过优化的方式设计了一种具有较高变形精度的适用于变体飞行器的柔性后缘变弯度装置。该装置通过结构的弹性变形传递力和运动,包括驱动器、一体成型的蒙皮与梁结构组成。在给定的结构拓扑形状下,为了寻找到最优的驱动、结构参数,本文系统化地提出了柔性变弯度后缘的设计框架。该设计框架包括了变弯度机翼外形参数化方法、变弯度气动外形的优化设计方法和结构参数优化方法,求解结构变形时考虑了几何非线性大变形,采用最小平方误差和考虑空间顺序的Fréchet距离来衡量后缘真实变形与目标变形之间的相似性。对比研究表明,最小误差距离不能捕捉到局部的噪声,而Fréchet距离可以很好地控制最大的变形误差,所需迭代次数较少,并能获得整体变形精度较高的结果。数值仿真验证了所提出的优化方法的有效性。本文对多种具有不同拓扑的初始结构进行参数优化,最大能提高91%变形精度。最后,利用增材制造技术实现了柔性变弯度后缘翼段,该部件具备下偏22.5°,上偏7.5°的变形能力。 展开更多

关键词 变弯度后缘 柔顺机构 优化设计 风洞试验模型 形状相似性描述

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翼尖帆片的优化设计 被引量：3

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作者 郑本武 陈明岩 齐孟卜 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1995年第1期105-109,共5页

本文提出了带翼尖帆片的非共面帆翼气动力计算以及帆片参数优化计算方法。文中采用涡格法研制了一种有效的非共面气动力计算程序，采用Ｐｏｗｅｌｌ方法进行优化计算，以获得最优的帆片配置方案。设计了某运输机的翼尖帆片，计算了升力... 本文提出了带翼尖帆片的非共面帆翼气动力计算以及帆片参数优化计算方法。文中采用涡格法研制了一种有效的非共面气动力计算程序，采用Ｐｏｗｅｌｌ方法进行优化计算，以获得最优的帆片配置方案。设计了某运输机的翼尖帆片，计算了升力和阻力系数，其结果与风洞试验值基本一致。计算和风洞试验结果表明，翼尖帆片对减少机翼的诱导阻力具有明显效果，本文的方法可供翼尖帆片初步设计应用。 展开更多

关键词 机翼 翼尖帆片 气动计算 优化设计 增开装置

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