大展弦比机翼

摘要： 机翼上的控制面(副翼、襟翼等)通过自身的偏转使得机翼上产生的升力发生变化,从而实现飞机的各种机动动作。本文研究了控制面偏转对机翼展向升力分布的影响,分析了一种控制面偏转形式对机翼根部弯矩的影响。为减轻机翼结构设计质量提出了一种思路。

摘要： 机翼上的控制面(副翼、襟翼等)通过自身的偏转使得机翼上产生的升力发生变化,从而实现飞机的各种机动动作。本文研究了控制面偏转对机翼展向升力分布的影响,分析了一种控制面偏转形式对机翼根部弯矩的影响。为减轻机翼结构设计质量提出了一种思路。

摘要： 本文以NASA X-57型机机翼为例,分别建立大展弦比机翼有限元分析模型、带多个外挂短舱的大展弦比机翼有限元分析模型,在特定边界条件下计算了所建立模型的振动特性,分析了增加外挂短舱对机翼振动特性的影响。结果显示增加短舱对系统的固有频率、振型都有所影响,且有新的模态振型产生。

摘要： 倾转机翼飞行器具有直升机模式和飞机模式,可以实现垂直起降和高速巡航。但由于倾转机翼飞行器往往采用大展弦比机翼,且布置了多个飞行短舱,这也就导致了倾转机翼具有复杂的动力学耦合问题。多体动力学已成为动力学建模的重要工具,且具有很好的通用性。本文采用多体动力学方法对倾转机翼进行动力学建模,并基于CAMRADⅡ对倾转机翼动力学特性进行计算,研究发现机翼的一阶扭转和二阶挥舞频率对于短舱质量变化比较敏感,机翼的一阶扭转频率随着重心位置到机翼轴线的距离的增大而减小。

摘要： 基于准线性化隐式建模方法,建立适用于大展弦比机翼的动力学模型,研究分布式吊舱机翼的气动弹性特点。其中结构模型采用中等变形梁模型,气动模型采用准定常理论,利用小扰动和有限差分法,建立求解机翼气弹稳定性的方法。在验证结构和气动模型准确性基础上,研究吊舱的个数、质量、展向站位、弦向/法向偏置等参数对分布式吊舱机翼气动特性的影响。分析结果发现:吊舱越靠近机翼中部、弦向和法向偏置越大机翼稳定性越高,但质量分布不均时反而会降低稳定性;机翼经历了振动收敛、单频简谐振动和倍频简谐振动,其颤振形式为面内外弯曲和扭转耦合,三维效应显著。文中的方法能够有效描述分布式吊舱机翼的气动弹性特性。

摘要： 采用三维雷诺平均N-S方程和S-A湍流模型求解展弦比为16的NACA0012弹性平直机翼的非定常气动力,结合机翼动力学方程,建立了机翼颤振时域分析方法。利用该方法对机翼的颤振特性、颤振过程中的变形和振动响应,以及瞬时流场进行数值模拟和分析,并研究材料刚度和密度对机翼颤振速度和频率的影响。结果表明,由于展弦比较大,且材质轻柔,机翼会出现一定幅度的静弯曲变形。第二阶(垂向弯曲)和第三阶(扭转)振动模态的耦合作用是机翼发生颤振的原因,且颤振频率介于这两阶模态固有频率之间。对比不同材料刚度和密度下机翼的颤振速度和频率,发现材料刚度的增大会提高颤振速度和频率,材料密度的增大会使颤振速度先降低然后趋于不变,颤振频率一直降低。

摘要： 与常规飞机相比,电动飞机在气动布局方面采用了更大的展弦比,在气动力作用下弹性变形更加明显.针对双座电动飞机风洞试验模型,采用计算流体力学/计算固体力学(computational fluid dynamics/computational structural dynamics,CFD/CSD)流固耦合方法分别计算了机翼有无弹性变形的气动力特性,并与面元法和风洞试验结果进行比较.结果表明,受弹性变形影响后升力系数增加,阻力系数减小,相同升力系数下的升阻比几乎没有变化,弹性变形对俯仰力矩系数影响显著,变形后的纵向静安定裕度显著提高.采用面元法计算气动弹性变形的方法计算高效,升力系数误差在10％以内,能满足工程实际应用;CFD/CSD流固耦合计算与风洞试验结果更接近,升力线斜率较风洞试验低7％;变形后的纵向静安定性随迎角有增大趋势,与风洞试验结果一致;弹性变形对机翼扭矩影响较大.

摘要： 针对飞行器机翼结构应变场重构问题,提出了一种基于分布式光纤传感器与模态叠加原理相结合的大展弦比机翼缩比模型应变场监测与重构方法.借助ANSYS有限元分析软件,数值模拟得到大展弦比机翼缩比模型在不同载荷下应变分布与应变模态振型.在此基础上,通过在大展弦比铝合金机翼缩比模型展向设置光纤Bragg光栅传感器,实时采集应变分布与变化信息,结合数值仿真得到机翼模型应变模态振型,重构机翼缩比模型应变场分布,应变反演平均误差约为7％.研究结果表明,本研究方法具有非视觉测量、实时性好以及反演精度较高等优点,能够为及时准确获取飞行器翼面应变场分布信息,进而实现机翼气动载荷计算与疲劳寿命预测提供技术支撑.

摘要： 从飞行器刚弹耦合动力学模型出发,引入柔性机翼准定常假设,建立大柔性飞行器非线性静气动弹性气动力方程,利用非线性迭代求解思路模拟了柔性飞行器的静气动弹性响应行为,开展了大展弦比飞机静气动弹性风洞试验验证,采用气动力有限基本解与机翼的耦合计算,发现了大柔性飞机大变形状态下载荷及结构变形形式随风速的变化规律.传统基于小变形假设的线性分析方法和刚体分析由于无法考虑气动面随结构变形的曲面气动力因素和结构变形后的非线性刚度特性,均与风洞试验存在一定的误差.对于大展弦比柔性飞机的非线性静气动弹性分析十分必要.

摘要： 针对大展弦比复合材料机翼的非线性静气动弹性问题,采用CFD/CSD双向松流固耦合的计算方法,对相同厚度的复合材料机翼和铝合金机翼的非线性静气动弹性特性进行了研究.以Navier-Stokes(N-S)方程为控制方程,对气动载荷进行了求解,耦合求解了非线性结构运动方程;对不同攻角下复合材料机翼的结构特性、纵向气动特性及稳定性进行了研究,并将结果与等厚度的铝合金材料机翼进行了比较.研究结果表明:与铝合金机翼相比,复合材料机翼减重达到25.95％;在升力方向的弹性变形上,复合材料机翼比铝合金机翼增大约29.6％;复合材料机翼的刚度相比铝合金有所降低.

摘要： 针对带有四块操纵面的大展弦比机翼,建立结构有限元模型和非定常气动力网格,进行了动力学特性分析及亚音速不可压流下的颤振特性分析.通过改变操纵面质量特性和操纵刚度,对不同展向位置的操纵面参数变化的影响进行了具体研究.经分析,当外侧操纵面质量较大且操纵刚度较低时,易发生临界点很低的操纵面旋转型颤振,在初步设计阶段应通过操纵面参数化设计避免这种危险情况的出现。

摘要： 由于大变形几何非线性效应的影响,传统线性气动弹性的分析方法无法准确描述大展弦比机翼的阵风响应特性.本文采用非线性有限元与曲面非定常涡格法,对大展弦比机翼进行结构动力学分析与非定常气动力计算.建立了大展弦比机翼简谐阵风激励下的时域气动弹性响应进行非线性理论分析并与风洞试验进行对比.同时在大展弦比机翼的非线性静平衡位置进行线化,进行了机翼大变形的颤振分析.讨论在机翼在不同载荷静变形以及不同阵风激励下的响应问题.非线性气动弹性理论分析结果与风洞试验结果吻合较好,表明大展弦比机翼在大变形状态下颤振及阵风响应特性与传统线性分析不同具有显著的几何非线性特点.

摘要： 采用数值优化技术设计了复合材料蒙皮和金属单梁结构形式的大展弦比机翼跨声速颤振模型.机翼的结构动力学有限元模型采用MSC.PATRAN建立,并应用MSC.NASTRAN对其进行了亚声速颤振特性分析.基于多目标优化平台Isight建立了结构优化设计分析流程,应用全局优化算法进行了结构优化设计.对模型进行了地面振动模态试验,结果表明设计方法合理.

摘要： 针对跨声速颤振问题发展了一种基于流体动力学和结构动力学(CFD/CSD)耦合计算的方法.气动力采用Euler方程求解,结构响应通过广义运动方程求解,在时域内以“松耦合”方式实现二者的数据交互.用此方法计算某大展弦比机翼的跨声速颤振特性.在计算基础上,设计了新型的大展弦比机翼跨声速颤振模型;以变截面带耳片的薄壁矩形空心梁为模型主承力结构,解决了颤振模型的超重问题.

摘要： 大展弦比机翼具有明显的几何非线性,本文采用非线性结构有限元模型,通过在静气动弹性平衡位置处建立小扰动颤振方程的方法,对复合材料机翼结构进行了线性和非线性颤振分析.结果表明,大展弦比机冀的几何非线性对气动弹性计算结果有一定的影响,对此类大展弦比机翼结构进行气动弹性分析时,应当要考虑其几何非线性效应.

摘要： 大展弦比飞机具有典型的几何非线性,在气动力的作用下,其振动以及颤振特性都会发生变化,因此在型号研制初期就必须对几何非线性因素影响进行分析,掌握其规律,避免设计后期出现颠覆性的气动弹性问题.本文采用“准模态”的思想分析大展弦比飞机的非线性动力与颤振特性;同时,借助多学科集成平台软件建立了适合飞机研制的动力与颤振流程化分析手段.本文以某大展弦比飞机为研究对象,利用该平台分析了多工况下的颤振特性,结果显示:几何非线性对该结构具的模态与颤振特性有重要影响,本文的分析手段能很好的在工程中应用.

摘要： 对于具有大展弦比机翼的飞机，其机体结构的设计载荷源自于突风，因此减缓突风引起的载荷对机体结构减重和延寿都是有利的，本文针对翼尖被动突风减缓装置，以一大展弦比直机翼为例，开展了翼尖被动突风减缓装置设计原理和设计方法的研究，不但对连接位置和连接刚度两个关键变量进行了变参设计，而且确定了主要设计约束（巡航阻力，临界颤振速度，扭转发散）并对其分析方法进行了初步研究，从而初步建立起了一套针对翼尖被动突风减缓装置的设计流程，在算例分析中还发现，临界颤振速度降低将会是翼尖被动突风减缓装置设计中的主要障碍。

摘要： 大展弦比柔性机翼气动、结构非线性效应明显,需要引入可以反映其非线性效应的建模方法.本文首先总结了近年国内外在该领域内常用的建模方法,然后使用Hogdes几何精确非线性梁模型和ONERA气动失速模型建立大展弦比机翼的气动弹性分析模型,使用该模型对带翼尖细长体大展弦比直机翼进行结构模态分析,并考察了2.2°迎角来流时静变形随来流速度的变化.

摘要： 飞机结构刚度试验是飞机研制过程中非常重要的一项试验,可为验证飞机结构刚度的计算方法以及结构的合理性提供必要的试验依据.常规试验方法是在给定的结构剖面上施加载荷,然后依据相应计算公式反推出结构刚度.以往试验结果表明,这种单剖面加载的方法还存在诸多问题,比如受结构剖面局部强度限制所施加载荷不可能太大,使得结构变形较小、测试精度低,导致试验精度较差,从而影响了试验结果的可靠性.本文针对某大展弦比机翼采用多剖面组合加载的试验方法进行了刚度试验,并利用优化分析对试验测试数据进行处理并取得了较好的结果.

摘要： 为了开展对复杂的柔性结构进行分析,本文运用累积线性法研究柔性机翼的结构响应.由于累积线性法需要进行多次迭代,为提高工作效率与降低整个过程中出错可能性,作者利用Matlab语言开发了一套基于累积线性法的自动建模数据处理系统,并将ARGON二级模型的求解器和结果显示器无缝嵌入其中,形成集自动建模、求解与显示为一体,能够高效率并无差错地对复杂柔性机翼开展结构分析.算例表明:基于累积线性法开发的软件平台,可以自动建模、预估柔性机翼受载后的结构响应,这为柔性飞机设计提供了有效的技术手段;另外,针对柔性机翼,通过比较“一次总加载线性模型”和不同累积次数的“累积线性模型”的结果,不仅得出一次线性法的误差不可接受,同时还提供了累积次数与精度的关系,即累积四次以上便可达到工程精度要求.由此得出:累积线性法分析复杂柔性机翼结构不仅可行,而且有效.

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： 本发明提供了一种构建大展弦比柔性机翼气动弹性模型的方法，该方法包括：建立机翼的有限元模型；获取机翼的初步刚度数据；获取机翼在弯曲刚度测试中所有第一位移测试点的位置和在扭转刚度测试中所有第二位移测试点的位置；在机翼的弯曲刚度测试过程中，获取每个第一位移传感器的第一位移数据，并根据多个第一位移数据获取机翼的弯曲刚度测试数据；在机翼的扭转刚度测试过程中，获取每个加载截面对应的每个第二位移传感器的第二位移数据，并根据多个第二位移数据获取机翼的扭转刚度测试数据；对机翼的有限元模型进行修正，获取机翼的气动弹性模型。本发明能够解决现有方法无法准确建立大展弦比柔性机翼气动弹性模型的技术问题。

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。

摘要： 本发明公开了超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼，目的在于解决当前采用的提高大展弦比机翼的强度和刚度的一些优化设计方法，进一步提升空间有限，而采取增大变形体断面的几何特征参数的方法，则需增加机翼的结构重量，效果均不佳的问题。本发明根据飞行器总体构型，将机翼分成若干段，按照一定方式分段布置张线，研究结果表明，本发明利用张线的“拉”与机翼本身的“压”来代替机翼原来弯曲作用，可以在基本不增加结构重量的前提下，大幅提高大展弦比机翼的刚度和强度，将气动弹性变形降低到传统机翼的10%以内。本发明对于超大展弦比机翼进入实用具有重要意义，能够大幅提高飞行器的巡航效率，节省燃油消耗，降低成本。

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： 本发明属于飞机结构优化设计领域，涉及一种大展弦比机翼重量的估算方法。该方法包括：将需要估算重量的大展弦比目标机翼，等效为一端固支的等剖面“工”型悬臂梁，确定等剖面“工”型悬臂梁的长度和平均化高度；等剖面“工”型悬臂梁展向各剖面参数完全相同；将预设的参考机翼同样等效为一端固支的参考等剖面“工”型悬臂梁；确定参考等剖面“工”型悬臂梁的长度和平均化高度；获取大展弦比目标机翼的等效总弯矩载荷和参考机翼的等效总弯矩载荷；估计出大展弦比目标机翼的重量。

摘要： 本公开提供了一种大展弦比机翼中管道布局设计方法，属于飞行器管道系统布局设计技术领域。该大展弦比机翼中管道布局设计方法包括：建立带有约束条件的管道布局模型；对所述管道布局模型施加变形约束，建立静力学分析模型；基于所述静力学分析模型，对管道布局参数进行优化，获得目标管道布局参数。本公开提供的大展弦比机翼中管道布局设计方法能够实现大展弦比机翼中管道的布局设计。

摘要： 本发明属于结构力学领域，具体涉及一种大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数估算方法。确定大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数的步骤如下：整理截面尺寸数据；计算主盒段的等效面积；计算主盒段截面的等效薄壁矩形空心截面尺寸；估算大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数。本发明根据主盒段尺寸，给出了一种简单高效的确定大展弦比机翼单闭室主盒段等效梁剪切系数的方法。本方法容易用计算机程序实现，在工程应用中提高了工作效率。

摘要： 本发明公开了超大展弦比轻质高升阻比机翼的制造方法及其制造的机翼，目的在于解决当前采用的提高大展弦比机翼的强度和刚度的一些优化设计方法，进一步提升空间有限，而采取增大变形体断面的几何特征参数的方法，则需增加机翼的结构重量，效果均不佳的问题。本发明根据飞行器总体构型，将机翼分成若干段，按照一定方式分段布置张线，研究结果表明，本发明利用张线的“拉”与机翼本身的“压”来代替机翼原来弯曲作用，可以在基本不增加结构重量的前提下，大幅提高大展弦比机翼的刚度和强度，将气动弹性变形降低到传统机翼的10%以内。本发明对于超大展弦比机翼进入实用具有重要意义，能够大幅提高飞行器的巡航效率，节省燃油消耗，降低成本。

摘要： 本发明公开一种基于载荷识别的大展弦比机翼载荷实时监测方法，实现步骤主要分为：(1)根据载荷测量需要，在机翼相关位置布置应变电桥；(2)通过地面标定方式，对已加装应变电桥的机翼进行静态载荷标定试验及动态载荷标定试验，得到静态载荷标定矩阵及动态载荷标定矩阵；(3)借助风洞试验模拟飞行状态下的飞机所受载荷，将实测应变数据分离为的静态及动态应变数据结合静态与动态载荷标定矩阵实时监测机翼所受静态与动态载荷。本发明提供了考虑了结构惯性力存在下的一种大展弦比机翼所受载荷的实时监测方法，保证了载荷测量的准确性与时效性。