三角翼

摘要： 琼府函[2022]41号为确保博鳌亚洲论坛2022年年会安全顺利举办,根据《中华人民共和国飞行基本规则》(国务院、中央军委令第509号)等有关规定,省政府决定在博鳌亚洲论坛2022年年会期间加强小型航空器和空飘物飞行活动管理。现将有关事项通告如下:一、自2022年4月19日8时起至4月22日24时止,琼海市及文昌市、万宁市、定安县、屯昌县、琼中黎族苗族自治县行政区域空域为临时空中限制区。在临时空中限制区内,禁止一切单位、组织和个人的轻型和超轻型飞机、轻型直升机、滑翔机、三角翼、动力三角翼、滑翔伞、动力伞、热气球、飞艇、无人机、航空模型、空飘气球、系留气球等低空慢速小型航空器和空飘物在地面以及空中进行起降、飞行活动。期间,需要利用小型航空器进行应急作业的飞行活动,须按照有关程序严格履行审批手续。

摘要： 飞机的升力主要来源于机翼。机翼的形状深刻地影响着飞机的机动性能。对于追求速度的客机和滑翔机而言,它们的机翼都被设计成平直细长的形状。而对于追求机动性能的战斗机而言,机翼往往会被设计成面积较大的三角形。进入喷气时代后,这种三角翼设计被广泛地应用于现代战机。苏联经典的米格-21战斗机、我国的歼-8战斗机等就都采用了三角翼设计。另外,法国的幻影2000战斗机、印度的光辉战斗机甚至没有配置水平尾翼,它们仅有一对大大的三角形主机翼。

摘要： 幻影2000战斗机是法国空军一型单发三角翼多用途战斗机,可执行全天候、全高度、全方位远程拦截任务。电传操作飞行早期喷气式战斗机的飞行员,主要依靠推拉驾驶杆和蹬踏方向舵脚蹬驱动液压动作筒来控制飞机。而在电传操作系统中,飞行员的动作变成电信号被输入机载计算机,由计算机来控制飞行。

摘要： 上一期我们介绍了三角翼战机,对于重视机动性能的战斗机而言,三角形机翼应用广泛。中国作为世界上为数不多的能独立设计和制造战斗机的国家,我们也有不少战机采用了三角翼设计,其中颇具代表性的就是歼-8战斗机。歼-8机体修长,有“空中美男子”之称。作为一款从20世纪60年代开始研发的战机,在几代工程师的努力下,歼-8已经发展出一个拥有多种型号的大家族,至今仍然飞翔在祖国的蓝天上。

摘要： 本期介绍两款纸飞机,分别是F-106像真纸飞机和Hunting Fight直线距离纸飞机。其中,前者保持了F-106尖机头、三角翼等特点,更注重外观的像真度。而后者机头较重,可保证飞得更远。其出手方法为:使劲扔,出手速度越快,飞得越远。下面先了解一下F-106飞机的历史,再介绍两款纸飞机的制作。

摘要： 1993年,英国空军飞行员伊恩·布莱克(Ian Black)来到法国空军“幻影”2000C中队,进行了为期3年的交换飞行员之旅。他在本文中讲述自己驾驶这种达索三角翼战斗机的经历,有助我们了解英法空军飞行员的日常演训情况。

摘要： 采用耦合求解N-S方程和Euler刚体动力学方程的数值模拟方法研究80°后掠三角翼摇滚特性,讨论机翼前缘构型和滚转轴位置对三角翼摇滚特性的影响.N-S方程的离散采用Roe格式和含双时间步的LU-SGS方法,刚体动力学方程的离散采用二阶精度的差分方法,通过交替求解流动和运动控制方程组的耦合策略,模拟80°后掠三角翼自激摇滚的非定常过程.针对转轴安装于上表面的细长三角翼,研究前缘上削尖、下削尖和双面削尖三种构型的翼摇滚特性,分析前缘构型对摇滚振幅及分岔攻角的影响.考虑到上削尖和下削尖构型在翻转后相当于前缘构型互换但转轴位置不同,进一步考察了滚转轴位置对三角翼摇滚特性的影响.结果表明:在一定的攻角下,三种不同前缘构型的三角翼均能形成大幅自维持的摇滚现象,其中上削尖前缘的三角翼振幅最大,双面削尖前缘次之,下削尖前缘三角翼振幅最小;攻角增大到30°以后,双面削尖和上削尖前缘的三角翼会发生翻转现象,翻转180°以后维持等幅振荡.

摘要： 本文研究了三角翼迎风面边界层中的非定常横流不稳定性.实验在马赫6低噪声风洞中进行,模型为平板构型,攻角为5°和10°.通过温敏漆技术,观察到在远离头部的区域,边界层转捩阵面光滑且平行于前缘,通过Kulite高频脉动压力传感器得到的功率谱密度曲线中有明显的f≈10 kHz的扰动波信号峰值.利用基于纳米示踪的平面激光散射技术,在平行前缘方向对此区域进行流场可视化,观察到规则的向下游卷起的涡结构,形态与数值模拟中的横流涡形态一致,且涡结构的位置不是固定的,因此该10 kHz的信号为非定常横流波信号.只有在边界层为层流时,才能够观察到明显的10 kHz左右的非定常横流波信号峰值,边界层转捩中或转捩后,脉动压力的功率谱密度曲线为低频成分占主导的宽频分布.提高单位雷诺数,同一压力测点位置得到的横流波幅值先增长至饱和而后衰减.增大攻角时,横流行波幅值增长更加迅速,在较低的雷诺数下就可以增长至饱和.另外,还利用Kulite传感器阵列测量了横流波的相速度和传播角度,文中所测状态下,相速度分布在0.24—0.32倍来流速度之间,传播角度与来流方向夹角在40°—60°之间.并且,增大攻角时,横流波的相速度变大,传播角减小.

摘要： 本期介绍的两款纸飞机分别是“幻影”像真纸飞机和Hunting纸飞机。前者高度还原了真实飞机的三角翼气动布局,具有不错的滑翔性能;后者制作简单,较重的机头可使其飞得更远。下面先一起了解“幻影”战斗机的历史,再开始两款纸飞机的制作。

摘要： 细长机身和大后掠机翼气动构型的飞行器大攻角飞行时,由于缺少横向阻尼,易发生以绕体轴滚转振动为主的摇滚运动,飞行安全受到严重威胁.针对三角翼摇滚问题,采用动网格技术,建立了气动、运动和控制多学科耦合的数值模拟方法.通过耦合非定常Navier-Stokes方程、刚体运动方程和经典控制律,采用控制面差动偏转的方式对三角翼摇滚主动控制过程进行了数值模拟,并分析了不同控制状态下三角翼受控滚转的运动特性.在来流马赫数为0.3的条件下,实现了80°后掠三角翼摇滚现象的有效控制.

摘要： 在Ma=0.2时耦合求解NS方程和刚体动力学方程组,对80°后掠三角翼后缘无喷流及有喷流的定常绕流和非定常摇滚进行了数值模拟,研究后缘喷流对三角翼前缘涡和摇滚特性的影响.研究表明:后缘喷流影响前缘涡的强度和涡破裂位置,这种影响会传递到三角翼的摇滚动态特性上.与无喷流的情况相比,喷流速度越大前缘涡的强度越强,涡破裂也越加延迟;喷流使三角翼自由摇滚的分叉攻角减小,增大了摇滚的振幅且喷流速度越大时相应的自由摇滚振幅也越大,喷流的存在减小了三角翼的横向稳定性.事实证明,喷流使涡破裂延迟并非有利于抑制机翼摇滚,摇滚与前缘涡的破裂没有直接因果关系,涡破裂不是摇滚发生的必要条件.

摘要： 提出一种基于非结构混合网格和有限体积法的有效计算策略,成功用于第二届国际涡流试验(VFE-2)尖前缘65°三角翼在马赫数0.4,迎角20.3°,雷诺数2.e+6条件下的亚音速复杂流场的数值模拟,取得了满意的效果.探讨了基于计算数据如何进行该类型复杂涡系干扰表面和空间流场关键特征提取和流动显示方法,为三角翼这类复杂流场结构的精细分析奠定了技术基础.细致分析了亚音速三角翼的大迎角复杂旋涡流场结构,得到了与试验一致的结论.本文研究进一步证实,在大迎角条件下,三角翼流动物理复杂,黏性效应耦合严重,只有通过N-S方程计算才能准确地捕捉主涡和二次涡的发展.

摘要： 基于非结构混合网格策略和有限体积法,对第二期国际涡流试验项目(VFE-2)的尖前缘65°三角翼在马赫数0.4,迎角20.3°,雷诺数2.e+6条件下的亚音速复杂流场结构进行数值模拟,重点探讨基于计算数据如何进行该类型复杂涡系干扰表面和空间流场关键特征提取和数据可视化.通过与相关试验类比,建立了与先进试验流动显示技术(含油流、PSP、PIV等)相比拟的定性和定量分析方法,为三角翼这类复杂流场结构的精细分析奠定了技术基础.采用上述方法,细致分析了亚音速三角翼的大迎角复杂旋涡流场结构,得到了与试验一致的结论.本文研究表明:在大迎角条件下,三角翼流动物理复杂,粘性效应耦合严重,只有通过N-S方程计算才能准确地捕捉主涡和二次涡的发展.

摘要： 层析粒子图像测速(Tomo-PIV)是一种先进的流场测量技术,能够定量获取三维体视空间流场结构,为了研究Tomo-PIV在风洞模型测量中的应用技术,在中航工业气动院FL-5风洞,选取80°三角翼作为试验模型,应用该技术测量了其三维尾流场,通过解决体光源引入、示踪粒子投放、现场标定等关键技术,成功获得了三角翼尾迹的主涡和二次涡结构,并研究了数据处理方法,计算区域达到70mm×110mm×8.5mm,粒子图像分辨率约20pixels/mm,单帧数据包含数万个速度矢量,能够比常规二维PIV技术获取更多的流场信息,可作为湍流、多涡系干扰等三维复杂流场的有效测量手段.

摘要： 通过求解层流假设的N-S方程,对三角翼大迎角绕流进行了一系列的数值模拟.在综合考虑气动力系数以及表面压力分布和涡核轴向速度等流场细节的基础上,探讨计算网格对模拟效果的影响.结果表明,在上翼面法向加密网格比在边界层内加密网格更能够获得精确的模拟结果,局部网格加密也能进一步改善结果.应用改进后的网格对70°后掠角三角翼的旋涡流动进行模拟,得到了气动力特性和旋涡特性的分析结论.

摘要： 现在的战斗机要求具有超声速巡航隐身性能、短距起降性能、目视格斗、超视距作战和超机动能力.为了提高飞行器的气动性能，人们使用分离流动这种复杂的流动理论。在现代战斗机的设计中大量采用三角翼和双三角翼布局。这是因为在中等迎角到大迎角条件下，三角翼背风面会产生较强的前缘分离涡，诱导出较大的非线性涡升力，有效地改善飞行器的气动性能。因此，像三角翼这样，当气动特性主要由涡决定时，利用并最终控制三角翼涡流运动的能力就极其重要。本文采用介质阻挡放电的形式产生等离子体，研究等离子体气动激励对三角翼前缘涡的控制作用，分析等离子体流动控制对三角翼气动力的影响。结果明，等离子体气动激励可以有效控制机翼的前缘涡和尾缘涡，在较大的迎角范围内显著改变飞行器的气动力，提高飞行器的气动性能。研究结果为掌握高效的流动控制技术奠定基础。

摘要： 采用N-S方程求解非定常流场，耦合结构运动方程，实现了70°削尖三角翼大迎角气动弹性的时域模拟。研究显示，随着迎角增加，三角翼前缘分离涡破裂，且涡破裂点位置随着迎角增加而前移。涡破裂后，流动的非定常脉动特性非常明显，对三角翼的气动弹性特性产生不可忽略的影响。涡破裂前，气动弹性失稳表现为单纯的颤振问题。涡破裂后，破裂漩涡运动引起的外激载荷作用在翼面上引起抖振效应，气动弹性特性呈现颤振与抖振伴生的复杂现象。

摘要： 耦合求解NS 方程和刚体动力学方程数值模拟80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度耦合运动特性,研究了转动惯量、轴承机构阻尼、翼面流态以及俯仰运动频率、振幅、平均俯仰角等因素对三角翼俯仰、滚转双自由度耦合运动特性的影响.结果表明:机翼的转动惯量和轴承的机械阻尼显著影响自由滚转的频率和振幅;在转动惯量、轴承摩擦和湍流等多种因素的共同影响下,三角翼的双自由度运动可能会形成台阶形式的振荡曲线;俯仰运动的振幅、频率以及平均俯仰角对强迫俯仰、自由滚转双自由度耦合运动特性存在不同程度的影响.

摘要： 本文详细介绍和说明了某型民用双座动力三角翼外形设计过程中的重点和难点，突出了人机因素和造型的重要性。该设计应用了计算机辅助设计软件(RHINO、CATIA)，使用高阶曲面造型技术建立了三维模型，并利用渲染软件(C4D等)制作出逼真的效果图，为从概念设计转到详细设计打下了基础，并可为相关设计提供有效的指导。

摘要： 在不同通道涡位置下对气膜冷却流场进行了数值模拟,研究了通道涡对叶栅气膜孔附近流场和冷却效率的影响.结果表明由于通道涡被输运到叶片通道内的不同位置时,靠近叶根气膜孔的冷流在通道涡结构的影响下发生明显的分流,叶片根部的靠近前缘气膜冷却效率变化剧烈.通道涡的动量损失会对冷却气体的压制作用减小,冷却气体更容易脱离主流的抑制而到达通道中央,使得叶片表面的冷却效率降低.随着通道涡强度的增大,通道涡对气膜层的干扰占主导地位,更多的冷气能穿过主流在叶片通道内进一步和主流掺混.

摘要： 本发明提供三角架支承装置、三角架装置、三角架用支承构件和三角架支承方法。在三角架(10、210、310、410)的腿部(40)或安装在腿部(40)上的另一构件(92、192、292、492)上形成有由孔或槽构成的支承构件安装部(95、395、396、499、595、695)，嵌入在支承构件安装部(95、395、396、499、595、695)中的支承构件(82、182、282、382、482、582、682)自支承构件安装部(95、395、396、499、595、695)沿三角架易于翻倒的方向向地面延伸地配置。由此，能够利用简单的操作可靠地防止三角架翻倒。

摘要： 本发明提供三角架支承装置、三角架装置、三角架用支承构件和三角架支承方法。在三角架(10、210、310、410)的腿部(40)或安装在腿部(40)上的另一构件(92、192、292、492)上形成有由孔或槽构成的支承构件安装部(95、395、396、499、595、695)，嵌入在支承构件安装部(95、395、396、499、595、695)中的支承构件(82、182、282、382、482、582、682)自支承构件安装部(95、395、396、499、595、695)沿三角架易于翻倒的方向向地面延伸地配置。由此，能够利用简单的操作可靠地防止三角架翻倒。

摘要： 本发明涉及一种用于机动车辆的三角窗总成的三角窗亮条，其中，所述三角窗亮条具有至少一个片状的固定卡爪，所述固定卡爪近似于T形的构造并且大致垂直于由所述三角窗亮条形成的亮条翻边平面，从所述三角窗亮条背面伸出，其中，各个固定卡爪在基本垂直于所述亮条翻边平面的伸出方向上插入到注塑三角窗的相应的固定槽中，并且所述固定卡爪的两个侧翼横向于所述插入方向弯折一定角度，使得所述三角窗亮条被卡固在所述注塑三角窗上。本发明还涉及一种三角窗总成、用于装配三角窗总成的方法以及一种机动车辆。通过本发明的某些实施例能够实现，简化了三角窗亮条的固定结构，安装简易，卡接紧密，固定可靠，降低产品成本。

摘要： 本发明涉及一种加装上扑翼的三角翼人力飞行器，包括：三角翼、一副挂架、一对扑翼、一对拉杆架，其中挂架又包含一对前吊杆、一根后吊杆、对接框、承挂框；一对扑翼中的单面扑翼又包含有扑翼架、网子、扇叶片、导向片、牵引线、短支杆、一对拉杆架中的单个拉杆架又包含两根拉杆、中间横杆、下沿兼作把手的横杆，所述挂架是吊挂在三角翼的龙骨上，一对扑翼对称的加装在挂架上对接框的左右两侧，一对拉杆架分别活动连接在一对扑翼的外侧边沿处；运用时，以人力拉动拉杆架带动扑翼作鸟翅状的上下扇动，由扇动的扑翼为三角翼提供足够的飞行动力。

摘要： 新型扑翼三角翼，上振翼和下振翼的转轴端部连接在机架上。上振翼连接杆和下振翼连接杆将上振翼和下振翼连接到滑块上。滑块与滑块导轨滑动连接。带有小齿轮的强磁电机和大齿轮也安装在机架上，大齿轮和小齿轮相互啮合。摇杆把大齿轮和滑块连接到一起。上振翼和下振翼上设有振翼薄膜。动力传动机构与三角翼机体相连。垂直安定面固定在三角翼机体上。方向舵与垂直安定面连接。方向舵电磁舵机安装在三角翼机体上，方向舵连杆将方向舵电磁舵机和方向舵连接到一起。副翼连接到三角翼机体的后端，副翼电磁舵机连接到三角翼机体和副翼上。本发明结构紧凑高效，加工制作方便，增强了飞翼的安定性也提高了飞翼的航向操控性。

摘要： 本申请公开了一种可变翼可垂直起降的三角翼飞机，涉及航空飞机。其包括机翼、机身、N组倾转涵道风扇、动力蓄能装置、俯仰控制机构和机翼控制机构。机翼可相对翼中心轴折叠或展开。机身悬挂在机翼的下方。N组倾转涵道风扇用于垂直起降阶段的姿态控制和水平飞行阶段的推进。动力蓄能装置用于提供电力驱动飞机。俯仰控制机构用于控制机翼的俯仰角度。机翼控制机构用于控制机翼相对机身的位置。本申请不但可滑跑起飞，而且还能够垂直起降，且在起降过程中可改变机翼的形状和机翼的大小，提高所述三角翼飞机的飞行效率。通过两侧的倾转涵道风扇动力输出差异，实现三角翼飞机的稳定盘旋和提高转向能力。故扩展了飞机的飞行性能，提高了用户体验度。

摘要： 本发明涉及一种加装上扑翼的三角翼人力飞行器，包括：三角翼(1)、一副挂架(3)、一对扑翼(2)、一对拉杆架(4)，其中挂架(3)又包含一对前吊杆(20)、一根后吊杆(21)、对接框(5)、承挂框(6)；一对扑翼(2)中的单面扑翼(2)又包含有扑翼架(9)、网子(10)、扇叶片(11)、导向片(12)、牵引线(13)、短支杆(14)；一对拉杆架(4)中的单个拉杆架(4)又包含有两根拉杆(7)、中间横杆(17)、下沿兼作把手(8)的横杆，所述挂架(3)是吊挂在三角翼(1)的龙骨(15)上，一对扑翼(2)对称的加装在挂架(3)上对接框(5)的左右两侧，一对拉杆架(4)分别活动连接在一对扑翼(2)的外侧边沿处(27)；运用时，以人力拉动拉杆架带动扑翼作鸟翅状的上下扇动，由扇动的扑翼为三角翼提供足够的飞行动力。

摘要： 新型扑翼三角翼，上振翼和下振翼的转轴端部连接在机架上。上振翼连接杆和下振翼连接杆将上振翼和下振翼连接到滑块上。滑块与滑块导轨滑动连接。带有小齿轮的强磁电机和大齿轮也安装在机架上，大齿轮和小齿轮相互啮合。摇杆把大齿轮和滑块连接到一起。上振翼和下振翼上设有振翼薄膜。动力传动机构与三角翼机体相连。垂直安定面固定在三角翼机体上。方向舵与垂直安定面连接。方向舵电磁舵机安装在三角翼机体上，方向舵连杆将方向舵电磁舵机和方向舵连接到一起。副翼连接到三角翼机体的后端，副翼电磁舵机连接到三角翼机体和副翼上。本发明结构紧凑高效，加工制作方便，增强了飞翼的安定性也提高了飞翼的航向操控性。

摘要： 本实用新型公开了一种动力三角翼飞行器三角形承载主架，由主梁(5)、立柱(6)、座椅支架(7)及多根支撑杆(8)组成三角形底架(4)，所述的三角形底架(4)后部安装发动机托架(3)，所述的立柱(6)的上端铰接有顶部支撑杆(2)，所述的顶部支撑杆(2)与所述的主梁(5)间连接有长度可调前斜拉杆(1)。本实用新型结构紧凑，具有较强的稳定性与承载能力，长度和位置可调，有一定的适应性。

摘要： 新型扑翼三角翼，上振翼和下振翼的转轴端部连接在机架上。上振翼连接杆和下振翼连接杆将上振翼和下振翼连接到滑块上。滑块与滑块导轨滑动连接。带有小齿轮的强磁电机和大齿轮也安装在机架上，大齿轮和小齿轮相互啮合。摇杆把大齿轮和滑块连接到一起。上振翼和下振翼上设有振翼薄膜。动力传动机构与三角翼机体相连。垂直安定面固定在三角翼机体上。方向舵与垂直安定面连接。方向舵电磁舵机安装在三角翼机体上，方向舵连杆将方向舵电磁舵机和方向舵连接到一起。副翼连接到三角翼机体的后端，副翼电磁舵机连接到三角翼机体和副翼上。本实用新型结构紧凑高效，加工制作方便，增强了飞翼的安定性也提高了飞翼的航向操控性。