大展弦比

摘要： 本文研究的无人机是一种大型柔性机翼的太阳能飞机,展弦比大,飞行速度低,通过吸收太阳光能量提供动力,为了保证较长的续航时间,需要对整个飞行航线进行规划,针对每个飞行阶段采用不同的控制策略,使每个飞行阶段中飞机的能量最大化,达到最长的续航时间。

摘要： 针对某型大展弦比飞机由于外翼的当地雷诺数降低以及翼面展向流动,中外翼提前内翼发生分离,引起升力系数下降以及横向滚转力矩发散的情况,基于涡流发生器可以对附面层注入能量的理论,我们在大展弦比飞机的中外翼布置涡流发生器,计算分析了涡流发生器布置在缝翼下表面、缝翼上表面以及主翼面引起的流动的影响,并且在低速高雷诺数风洞中进行了涡流发生器的位置、高度、偏度以及数量的研究。研究结果表明:缝翼上表面和下表面的涡流发生器未能减弱缝翼和主翼的分离;主翼面的涡流发生器减弱了主翼的分离,将最大升力系数提高0.05,推迟滚转力矩发散1°~2°。

摘要： 为研究某大展弦比无人机机翼在大攻角下的流固耦合特性,基于计算流体力学模型(CFD)和结构有限元模型(FEM)建立了复合材料机翼单向及双向流固耦合分析方法。首先利用Workbench中复合材料前处理模块(ACP)建立复合材料结构机翼三维模型以及机翼的流场分析模型并完成大攻角下机翼绕流分析,进行预应力模态分析;然后分别采用CFX-Static Structure和CFX-Transient Structure模块进行流场与机翼的单向稳态流固耦合与单向瞬态流固耦合分析;最后采用双向弱耦合的方法研究了结构动响应特性与气动弹性稳定性,并与单向流固耦合方法作比较。研究表明:单向定常稳态结果相对于瞬态分析结果更加保守;用单向耦合方法求解获得的结果校核机翼结构强度较双向耦合分析是偏于安全的;双向耦合可获得更近似的数值解。本文研究对选取流固耦合领域分析方法具有一定参考意义。

摘要： 以大展弦比机翼为研究对象,基于Miner线性累积损伤理论并利用有限元分析方法计算了不同攻角下大展弦比机翼的疲劳寿命。首先,以N-S方程为基础,使用双向流-固耦合方法求解了巡航状态下机翼结构的位移,应力以及应变。其次,对机翼进行疲劳寿命分析,得到了机翼结构疲劳薄弱位置和不同攻角下的寿命情况。结果表明:大展弦比机翼疲劳薄弱位置易出现在翼尖前缘和翼根处,前缘的寿命从翼尖沿着机翼展向向翼根处增加;机翼的寿命情况与攻角的改变以及翼型参数密切相关,且在给定飞行工况下,一般会存在一个寿命最大攻角。

摘要： 为提高带外挂物大展弦比直机翼的颤振速度,基于假设模态法提出一种带集中质量弯扭组合梁模态分析手段,结合片条理论考察外挂物不同质量及布置形式对机翼颤振特性的影响。首先,基于弯扭组合梁建立带外挂物大展弦比直机翼的结构动力学模型,并利用假设模态法得到其弯曲和扭转模态。其次,引入片条理论近似计算有限翼展升力面的气动力,调整外挂物的质量、数目及其在机翼展向和弦向的相对位置,得到外挂物对机翼颤振特性的影响规律。最后,利用在机翼前缘附近悬吊小质量外挂物可提高机翼颤振速度的优势,探究颤振速度恢复方法并提出颤振速度恢复的优化问题,使得携带外挂物的机翼与不携带外挂物的机翼颤振速度基本相同。研究结果表明,外挂物的不同悬挂方式可引起机翼颤振模态的跳转,在以俯仰为颤振主模态的机翼上可调整外挂物位置以恢复原机翼的颤振速度。

摘要： 在现代化部队里,无人机已经拥有非常重要的地位。无人机按飞行方式大致可分为固定翼和非固定翼两大类。在固定翼无人机中,续航时间长的一般都采用大展弦比的设计。简单来说,就是机翼翼展比较大,而且形状细长。这类无人机中比较有代表性的是美国的全球鹰无人机、捕食者无人机,还有我国的销量明星——翼龙无人机。

摘要： 本文通过外挂位置对全机颤振特性的影响进行研究，分析了新增外挂物在机翼展向安装位置、弦向安装位置、全机燃油质量变化和高度变化等情况对飞机颤振特性的影响，给出在大展弦比机翼现有外挂方案基础上增加一个外挂点方案的建议。

摘要： 用粒子群算法对一个大展弦比复合材料机翼进行了结构优化设计,减轻了其结构重量.根据实际工艺要求建立了复合材料铺层库,解决了复合材料铺层变量过多的问题.计算结果表明,本文提出的优化算法有效,结构减重效果明显.

摘要： 为了提高大展弦比复合材料机翼的气动性能和降低重量，将机翼的升阻比和重量作为目标函数，上下蒙皮和前后梁腹板各个铺层角的厚度作为设计变量，在满足静强度和稳定性等约束条件下，对大展弦比复合材料机翼进行气动/结构优化设计。经过多岛遗传算法和序列二次规划算法的迭代计算，最终得到最优解。与优化前相比，机翼的升阻比提高了34.8％，重量下降了34.4％，且约束条件更加接近临界值，表明材料得到更充分地利用。

摘要： 在研究大展弦比机翼的气动力修正、升阻比等静气弹特性问题上，本文提出了采用结构相似设计弹性机翼试验模型，并通过风洞试验验证作为研究该类问题的一种分析方法。文中结合某型机翼模型实例，详细阐述了模型的设计思路及其风洞试验结果。

摘要： 本文论述了采用N-S方程和结构静平衡方程交替迭代求解计算大展弦比机翼亚声速静气动弹性问题的方法。气动力采用N-S求解，并对离散N-S方程的R0e格式进行了修正，在保证其计算高速流场满足熵条件的基础上减少了其计算低速流场的耗散。气动弹性计算采用柔度影响系数法。

摘要： 针对高空长航时飞机的大展弦比柔性机翼通常会出现较大几何变形这个问题，用松耦合的CFD/CSD方法研究了非线性大展弦比柔性机翼模型的静气动弹性特性，并通过提取静平衡位置的剩余刚度，计算了颤振特性。其中气动力非线性特性用非定常Euler方程来模拟，并用非线性结构求解器来处理结构非线性问题。流固耦合交界面的插值技术采用积分的CVT方法。通过计算发现，随着载荷增大，非线性结构变形量的增加速度变慢而且明显低于线性关系。几何非线性对颤振临界速度的影响程度随变形增大而增加，使得颤振临界速度随着变形增加而降低。在小迎角范围内，整个机翼上都是附着流。迎角增大虽然没有引起分离，但是使得机翼升力增加，后掠翼上的扭矩增大，影响了剩余刚度，使得机翼的颤振模态耦合有了一些变化。

摘要： 本文介绍了伸缩机翼变体飞机的发展历程、气动布局特点和应用前景.伸缩机翼变体飞机通过机翼的伸缩改变飞机的机翼展长、面积和展弦比.大展弦比可以提高巡航升阻比,增加巡航时间和航程,小展弦比有利于减小高速冲刺阻力,提高飞行速度.伸缩机翼飞机可以兼顾亚音速巡航和高速攻击,从而满足不同的飞行任务和环境对空气动力布局的要求,具有良好的应用前景.然而,采用大变形的伸缩机翼技术必须考虑由此带来的机翼内部空间减小和结构复杂性问题.

摘要： 在飞行器设计的初期阶段，为了简化问题往往将飞行器假设为刚性飞行器进行设计。但实际的飞行器。无论使用何种材料进行加工制造都不可能达到绝对的刚性。因此飞行器在各种飞行状态下，都有着或多或少的弹性变形。当飞行器翼展很大时，这种弹性变形对飞行器的飞行性能影响就越来越严重，特别是对于民机的设计研究，气动弹性对大展弦比机翼结构变形影响显得越来越重要。同样，风洞试验中，虽然对模型的刚度都有一定要求，但是大展弦比飞机的试验模型，受模型比例和风洞尺寸的限制其刚度很难满足要求，特别是在做增压试验时其弹性变形往往会很大，在一定程度上会影响试验结果，因此有必要对此类大展弦比飞机的常规试验模型的弹性变形进行研究，建立一套与风洞试验模型和风洞流场相匹配的数学计算模型，计算出弹性变形对试验数据的影响量，进而对试验数据进行静气动弹性修正。

摘要： 本文基于气动弹性分析方法，对某安装翼梢小翼布局大展弦比飞机机翼进行了气动弹性特性分析.文中利用PATRAN进行有限元建模，其气动力采用非定常偶极子格网法，利用NASTRAN计算软件进行颤振和载荷分析.分析小翼的几何参数(倾斜角、后掠角)的改变对机翼载荷分布的影响.并讨论带翼梢小翼机翼的颤振特性，以及小翼的几何参数(倾斜角、后掠角)的变化对机翼颤振特性的影响.

摘要： 本文通过引入Von Karman阵风交叉功率谱，对某大展弦比飞机进行了二维垂向阵风(同时考虑垂向阵风速度沿飞机展向和飞行轨迹方向的变化)响应计算与分析，并与一维垂向阵风(仅考虑垂向阵风速度沿飞行速度方向的变化)的响应结果进行了对比.结果表明:1)无论是重心加速度响应，还是机翼翼根处的载荷响应，一维垂向阵风情况的最大值和均方根值均大于二维情况；2)在机翼翼根处，二维垂向阵风的载荷组合包线(弯矩、扭矩组合以及剪力、扭矩组合)均包含在一维垂向阵风的载荷组合包线内，二维垂向阵风并不会在一维垂向阵风的基础上产生额外的载荷设计情况.

摘要： 本文进行了基于伴随方法的高升阻比跨声速弹性机翼气动优化设计方法研究.优化设计过程中考虑了在真实飞行条件下的静气动弹性变形的影响.气动载荷及结构静弹性变形量由气动/结构方程的耦合求解得到.目标函数对设计变量的敏感性信息通过求解相应的伴随方程获得.大展弦比跨声速弹性机翼气动优化设计算例的结果表明：此方法是成功的，优化得到的弹性机翼在满足升力系数约束条件下提高了升阻比.

摘要： 本申请属于飞机强度设计领域，特别涉及一种利用角速度传感器测量大展弦比翼面弯矩的方法。方法包括：步骤一：获取关注切面的抗弯刚度；步骤二：在所述关注切面布置角速度传感器，并通过所述角速度传感器测量所述关注切面的角速度；步骤三：对所述关注切面的角速度进行处理，得到所述关注切面的滚转角加速度；步骤四：根据所述关注切面的抗弯刚度和滚转角加速度，得到所述关注切面的弯矩。本申请角速度传感器参数可以直接进入飞行参数记录系统，所有利用角速度传感器进行弯矩测量不用对飞机测试系统进行额外的改装，且系统架构简单，能够准确、有效、长期地监测翼面弯矩，能够积累大量飞行试验数据，为完善设计及载荷谱编制提供数据支持。

摘要： 本申请提供了一种超大展弦比机翼舵面内侧铰接力矩的测量方法，包括：获取未截断的机翼内侧舵面最外侧顺航向方向的第一压力系数分布；获取截断预设长度的机翼内侧舵面最外侧顺航向方向的第二压力系数分布；根据第一压力系数分布和第二压力系数分布，确定机翼的长度；对确定长度后的机翼进行风洞试验，测量机翼舵面内侧铰接力矩。

摘要： 本申请属于无人机技术领域，尤其涉及一种大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓方法，包括如下步骤：判断遇风后，启动突风减缓模式，将位于机翼后缘的副翼置于松浮模式，利用副翼在突风影响下随风漂浮的作用快速减小高频短周期的风对机翼产生的突风载荷增量；之后再偏转升降舵，产生与突风相反的力矩，控制飞机姿态和轨迹。本申请提出一种大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓设计方法，不需要对主翼面（机翼）结构进行重新设计，结构简单、重量轻、成本低，仅利用机翼后缘的副翼在突风作用下自由飘浮偏转带来局部载荷的下降，可以在短时间内有效减缓机翼突风过载增加。

摘要： 本发明公开了一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法，结合平均高度、平均速度、飞行时间、油箱平均油量以及发动机工作状态的燃油消耗率的多元回归模型，建立考虑柔性飞行动力学修正的无人飞行器飞行力学模型，并在此基础上建立飞行性能计算方法，具体飞行性能主要包括：最大爬升率、最大盘旋角速度、最小平飞速度、最大平飞速度、起飞性能、着陆性能和最大航程计算。该方法无需专业性能软件与仿真软件所用的大量原始数据，对飞行性能的计算高效快捷，可以提高大展弦比柔性飞行器在给定任务情况的飞行性能计算的准确性。

摘要： 本发明公开了一种大展弦比柔性飞行器飞行性能计算方法，结合平均高度、平均速度、飞行时间、油箱平均油量以及发动机工作状态的燃油消耗率的多元回归模型，建立考虑柔性飞行动力学修正的无人飞行器飞行力学模型，并在此基础上建立飞行性能计算方法，具体飞行性能主要包括：最大爬升率、最大盘旋角速度、最小平飞速度、最大平飞速度、起飞性能、着陆性能和最大航程计算。该方法无需专业性能软件与仿真软件所用的大量原始数据，对飞行性能的计算高效快捷，可以提高大展弦比柔性飞行器在给定任务情况的飞行性能计算的准确性。

摘要： 本发明公开了一种基于射流控制的大展弦比柔性机翼颤振主动抑制装置包括机翼主梁、包覆于机翼主梁四周的泡沫翼段、位于机翼后缘的环量激励器以及位于机翼前缘的射流激励器，其中环量激励器和射流激励器均以机翼主梁为中心线呈对称结构，环量激励器切向射出的连续射流与外流混合，射流激励器的射流沿与弦线呈45度的方向向后射出。本发明采用射流激励器取代传统的机械控制舵面，在保持机翼表面连续性的同时，解决了柔性机翼大幅度变形过程中传统机械控制面由于流动分离而失效的缺陷，进一步提高颤振主动抑制系统的效率。

摘要： 大展弦比模型纵向振动前后减振器配合控制方法及系统，属于风洞实验领域。本发明通过粘贴在“模型‑天平系统”质心的加速度计和“模型‑天平‑支杆系统”质心的加速度计信号作为反馈信号，根据力矩平衡原理，分别驱动位于天平、支杆中间的前置减振器和位于支杆、中部支架的后置减振器，可以有效针对“模型‑天平‑支杆系统”的不同位置的振动决定减振器输出，实现对风洞试验大展弦比模型纵向振动的前后减振器配合控制，并合理分配给压电陶瓷的控制信号，延长压电陶瓷的使用寿命。

摘要： 本申请属于大涵道比涡扇发动机低压涡轮中大展弦比工作叶片型面优化设计技术领域，具体涉及一种大展弦比工作叶片型面优化设计方法，包括：通过减小工作叶片的进口构造角β1k、出口构造角β2k，增加工作叶片的叶型转折角；为工作叶片的出口构造角β2k，匹配较大的尾缘弯折角δ；通过调整工作叶片的前缘下楔角W12、尾缘楔角W2，以及叶盆侧贝塞尔型面曲线控制系数P1、P2，使工作叶片叶盆侧型面曲线向叶背侧型面曲线方向偏移。

摘要： 本实用新型涉及无人机航模技术领域，尤其为冰刀式无起落架大展弦比太阳能无人机降落辅助装置，包括加强翼助，所述加强翼助正表面右侧的底部设置有铆钉一。本实用新型通过可拆卸式锁紧定位滑橇的设置，提高了便携性，限位滑槽可以通过调节螺丝螺母根据降落时的角度来调节外支撑杆的位置，通过上述部件配合使用，减小无人机在飞行过程中受到的空气阻力，使得该冰刀式无起落架大展弦比太阳能无人机降落辅助装置具备飞行阻力小的优点，在在实际使用过程中，通过将锁紧定位滑橇整体设置成半弧冰刀形，并采用聚氯乙烯的材质，可以配合铆钉结构，在加强翼肋的头部小幅度旋转，中间部位有一个定位滑槽，可以配合外支撑杆根据降落时的角度调整位置。

摘要： 本实用新型公开了一种大展弦比菱形结构机翼传感器无人机，包括机身部分、菱形结构机翼部分、双尾撑部分、复合舵面控制部分、推进部分，所述机身部分用于光电传感器、起落架系统、推进部分安装，菱形结构机翼部分提供整机主要升力、用于探测雷达或通讯天线安装，复合舵面控制部分用于起飞降落过程的飞行姿态控制及稳定。本实用新型的菱形结构机翼为雷达、天线的设计安装提供了合理的装载空间，具有较高的升阻比、升力特性、结构性能、飞行稳定性，采用大展弦比提高了巡航性能，可广泛用于军事侦察、情报搜集、战场指挥、战场信息处理等，同时在流域环境保护、生态数据测量、航空测绘、紧急救援等也有较大应用前景。