展弦比

摘要： 本文采用数值模拟方法研究亚音速和超音速条件下,反安定面展弦比对双鸭式布局导弹的近距耦合效应的影响。建立了数学模型,验证了数值方法,对展弦比为0.3、0.6和0.9的鸭式布局导弹进行了对比分析,重点研究了来流工况为Ma为0.5和2时,在不同攻角、不同展弦比下两鸭舵之间的涡系演变过程,并对舵面法向力和俯仰力矩进行了分析。结果表明:亚音速条件下,当展弦比为0.3时中大攻角以后近距耦合效应产生的增升效果明显,反安定面卷起的下洗涡与鸭舵涡卷绕融合后使之得到明显的增强,涡强度的增强延迟了鸭舵表面的流动分离,提高了失速后的法向力,并随着展弦比增加而提升效果减弱;当来流处于超音速时,随着展弦比的增加,鸭舵法向力先增大后减小,反安定面在展弦比为0.6左右时耦合效果较好;同时双鸭式布局反安定面在展弦比0.3~0.9范围内随着展弦比增加,提高操纵性效果越好。

摘要： 研究了弦长15 cm固定翼微型飞行器的展弦比对机翼升力面气动特性的影响.以MAV常用的翼面形状反齐莫曼为基础,再设置了4种展弦比,采用有限体积方法分别对不同展弦比模型的三维绕流进行数值模拟,并着重分析了模型上表面流场情况及翼尖绕流对上下表面流场的影响.结果表明:展弦比为0.5时上下表面压力差较小,升力不足;展弦比为2时,常用攻角范围内上翼面会出现较大的气流分离;展弦比为1时,升力面受翼尖涡影响较大;展弦比为1.5的固定翼微型飞行器既能保持大展弦比的高升力,又能较好地避免大攻角时的气流分离带来的不利影响.该研究结果对MAV设计研究具有一定的指导意义.

摘要： 自然通风广泛存在于城市之中,了解城市自然通风建筑室内环境质量现状及存在的问题,是改善城市建筑室内环境质量的基础.通过文献整理,首先研究城市街道峡谷中单侧自然通风的驱动因素,其次从建筑几何特征、通风能力、污染率、颗粒物浓度以及街谷设施等方面综述单侧自然通风的相关研究,最后提出建议.研究表明,合理的展弦比、更好的城市布局以及精心的街谷设施设计能够最大限度地利用单侧自然通风,提升城市街道峡谷的室内环境品质.

摘要： 端部条件和展弦比是风洞试验节段模型设计的2个重要因素.为了研究端部条件和展弦比对节段模型气动力特征的影响,开展了不同端部条件和不同展弦比的宽高比5:1矩形断面刚性节段模型静态测压风洞试验.研究结果表明:(1)端部条件和展弦比共同影响着节段模型上流场展向分布.(2)当模型长度大于2倍端部影响区间的长度时,模型上气动力在展向呈现等腰梯形分布;当模型长度小于2倍端部影响区间的长度时,模型上气动力在展向呈现等腰三角形分布.节段模型设计时应重视模型展弦比,合适的展弦比能获得更可靠的结果.

摘要： 国际纸飞机比赛通常设有留空时间和直线距离两大项目。它们对纸飞机的要求不同,前者要求尽可能延长飞行时间,因此应该选择合适的展弦比,以保证纟航机具有足够的稳定性;而后者则应尽可能减小翼展,使机身外形像飞镖一样,尽量降低所受到的空气阻力。参赛时,要根据比赛的不同特点,设计相应的折叠手法和外形。

摘要： 为研究振荡运动下立轴水轮机的三维效应影响,采用ANSYS-CFX软件三维模拟立轴水轮机在不同展弦下的振荡运动(横荡、纵荡),并与二维模拟的立轴水轮机作对比,通过最小二乘法拟合计算得到水轮机推力和侧向力系数时域结果,分析得到不同展弦比下水轮机阻尼系数和附加质量系数.结果表明:随着展弦比增大,叶轮潮流能的转换效率逐渐增大;三维振荡叶轮的水动力载荷与叶轮展长呈正相关,当展弦比达到10时其水动力载荷及能量转换效率和二维的计算结果相当;三维水轮机水动力系数常数项和阻尼项随展弦比增大而增大.

摘要： 以燃气轮机叶盘系统为研究对象,建立不同展弦比下的扭曲叶片和直叶片的叶盘系统结构模型,进行了叶盘系统的固有频率和振型分析,讨论了扭曲叶片和直叶片在不同展弦比下对叶盘系统动频影响的变化规律.结果表明:扭曲叶片和直叶片叶盘系统的展弦比对系统动频的影响变化规律是相同的;定宽度时,叶片展弦比对系统低阶频率的影响较小,高阶频率的影响较大,展弦比的增加使得叶盘系统的各阶频率均降低;定长度时,展弦比对叶片扭曲频率的影响比较敏感,会随着展弦比的增加而升高,其它各阶频率变化幅度较小.

摘要： 由于大展弦比机翼具有弯矩较大、扭转刚度较差的特点,因此机翼结构变形大的问题无法避免,复合材料在机翼结构上的应用能够很好地改善机翼结构的性能.本文参考了捕食者无人机的部分参数,根据机翼的受力特点初步确定了机翼的结构形式和部件的尺寸参数,以复合材料宏观力学理论和有限元分析理论为基础,建立了机翼的有限元模型,对机翼进行了气动分析得出了应力云图,然后利用得到的载荷对机翼进行流固耦合分析,对不合理的构件尺寸进行更改,选定一个合适的厚度作为本次设计机翼的蒙皮厚度,最后在ACP中探讨了蒙皮采用不同铺层方式时机翼的结构性能.

摘要： 节段模型试验是风洞试验的一种重要方法,该方法已经广泛应用于圆柱、方柱、矩形柱和桥梁主梁等结构的风致振动分析及振动控制措施的研究.模型的展弦比或长宽比是节段模型设计的重要参数.作用在模型上的有效气动总力会随着模型增长而减小,在一些节段模型涡激振动试验中,不同展弦比的节段模型得到了不同涡激振振幅[引,这其中有雷诺数效应的原因,但也不能排除不同展弦比的原因.本文通过宽高比5∶1矩形断面不同展弦比固定模型进行风洞试验,研究了展弦比对模型表面风压分布、气动力展向分布和气动力频率特征的影响.本次研究结果为合理确定展弦比提供参考.

摘要： 拖网网板是拖网作业中保持网口水平扩张的主要渔具构件,本研究利用CFD软件FLUENT对不同展弦比网板其水动力性能进行了数值模拟.研究中设计了2种不同展弦比λ的网板,在流速1.54m/s,迎流冲角α=0°～50°时,建立数值水槽进行数值模拟,得到网板的阻力系数Cd、升力系数CI、俯仰力矩系数Cm和升阻比K,对比不同网板的水动力性能差异.结果显示,1号网板(λ=2.0)与2号网板(λ=1.5)的最大升力系数分别为0.85 (α=15°)和0.92 (α=42°);最大升阻比分别为9.59和8.35,俯仰力矩系数的绝对值分别为0.013和0.001.结果表明展弦比越大,临界冲角和G1值越小,最大升阻比越高,但稳定性越差.研究结果可为拖网网板的结构优化设计提供参考.

摘要： 针对小展弦比飞翼这种新型的气动布局,建立了国内统一的1.2m量级高速风洞试验标模,并开展了小展弦比飞翼标模的风洞试验技术研究.本文重点对试验精度/不确定度评估、支撑/尾部局部修型、洞壁干扰修正等三个方面进行了研究:给出了七次不连续重复性试验精度与不确定度评估结果,分析了模型流动状态对试验精度的影响情况;通过数值计算研究了支撑干扰及尾部局部外形修型对气动数据的影响,结果表明,支撑及尾部局部外形修型使得升力系数、阻力系数降低,俯仰力矩增加;通过壁压测量风洞试验,获得了壁面压力分布特性,基于壁压信息法对洞壁干扰数据修正进行了研究,结果表明,该修正方法适用于飞翼布局亚声速时的洞壁干扰修正,攻角越大洞壁干扰越大,修正后的结果与大风洞(2.4m)试验结果吻合较好.

摘要： 微型飞行器(micro air vehicles,MAV)是无人机(unmanned air vehicles,UAV)的一种类别.最早对于MAV的研究论证起始于上世纪90年代中期,是由1996年美国国防高级研究计划局DARPA提出,其物理定义为飞行速度为5～20ms-1,机身尺寸的最大长度在10～15cm之间.在本文中，对AR=1~4一系列的矩形平板翼的自激滚转进行了定量的测量，并且就变化的展弦比和翼刨面几何特性对机翼自激滚转的影响规律进行了研究，其目的是研究机翼刨面形状和展弦比对自激滚转的影响。与改变机翼的刨面外形不同，不同展弦比机翼在滚转上存在着显著的差异。当机翼的展弦比越小时，机翼的自激滚转振幅越小。

摘要： 通过CFD(计算流体动力学)耦合CSD(计算流体动力学)的方法研究了3D打印大展弦比柔性机翼的非线性静气弹特性.CFD采用求解RANS方程有限体积方法,来计算流体非线性,CSD采用非线性有限元方法,来计算结构几何非线性,二者之间的数据交换采用RBF(径向基函数)方法.建立了3D打印大展弦比柔性机翼的CFD模型和有限元模型.研究结果表明:结构仅重力作用下可导致翼尖发生2.17％展长的变形;在所计算工况下,气动力导致机翼翼尖产生26.32％的变形,几何非线性效应对结果影响很大,线性FEM计算的位移将导致较大的误差;气动弹性的作用导致结构发生扭转变形,增强了机翼表面升力;非线性FEM计算得到的升阻比比刚性模型提高了4.2624％,表明柔性机翼不仅可以为飞行器减重,还可以有效的提高飞行器的升阻比.

摘要： 统计分析了世界现役主要双发涡桨飞机机翼平面参数,针对某型双发涡桨飞机,选取机翼展弦比、后掠角、梢根比三个主要参数,采用工程方法开展变参数影响研究,得到不同参数组合下气动力、重量变化和主要飞行性能参数地毯图,计算分析结论可作为运输类飞机设计分析有关参数影响的依据.

摘要： 根据对航空发动机叶片调频从而减小叶片共振的思路,研究叶片展弦比和厚度对叶片振动的影响.建立标准叶片、加长叶片和加厚叶片的有限元模型,计算分析三种叶片的固有频率和振型,并分析不同发动机状态下,尾流激振力使三种叶片产生局部共振的情况,叶片设计时应根据叶片的工况采用合适的叶片结构,使叶片尽量远离共振区.

摘要： 高空超长航时太阳能飞机可用于执行侦察、监测、预警和通信中继等任务,具有广阔的发展潜力及应用前景,是临近空间飞行器重要的研究对象之一.受其独特的能源形式限制,太阳能飞机一般具有展弦比大、翼载荷低、结构面密度低、结构柔性大等特点.本文对太阳能飞机的发展现状进行一定的总结,并对该类飞机总体、气动、结构等独特的设计特点进行分析.研究工作对该类飞机的设计,具有一定的参考意义.

摘要： 总结和发展了临近空间长航时太阳能无人机总体设计中的重量不变原则和能量平衡原则,同时从太阳能无人机平飞功率需求、飞机气动布局形式的选择、展弦比的确定依据、动力装置的布局特点和飞行剖面优化等角度论述了太阳能无人机总体设计方法,主要结论可供同类飞机设计参考.

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： 本发明属于航空无人机技术领域，公开了一种可变展弦比模块化拼装的盒式折叠翼无人机布局，包括无人机机身和盒式折叠翼，无人机机身由依次拼装的机身任务段、机身航电段和机身动力段组成，盒式折叠翼包括一对前翼、一对后翼、保形圆弧翼梢和翼根柔性蒙皮段，一对前翼布置于无人机机身的下侧，一对后翼布置于无人机机身的上侧，一对前翼的翼根之间和一对后翼的翼根之间都采用翼根柔性蒙皮段连接，翼根柔性蒙皮段与无人机机身可移动连接，前翼和后翼的翼尖均设置有翼尖柔性蒙皮段，同侧的前翼和后翼的翼尖柔性蒙皮段之间通过保形圆弧翼梢连接。本发明具备模块化拼装能力，任务适应能力强，且可调展弦比，具备高速短时飞行能力和低速长时巡航能力。

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。