机翼

摘要： 目前无人机机翼大规模采用复合材料,因为性能优越的复合材料具有很好的可设计性,所以对于复合材料机翼的研究十分重要。基于ANSYS和MATLAB联合调用技术提出了一种固定翼无人机机翼结构/材料一体化设计的优化方法:将翼梁位置的结构参数和机翼各元件材料的铺层参数作为设计变量,机翼结构质量为目标函数,采用遗传算法对机翼进行优化。通过对某型固定翼无人机机翼进行优化设计,结果表明一体化设计优化方法能够在满足强度、刚度性能的约束下,最大程度地减轻结构质量。

摘要： 为了减轻某型无人机机翼重量并进一步提升无人机飞行性能,对机翼中央翼预埋金属骨架进行拓扑优化设计。采用商用软件与变密度法获得预埋骨架的拓扑结构。选取中央翼加强肋间矩形梁内部为拓扑优化设计空间。通过调整中梁对称面约束位置与角度,从结构传力效率与加工工艺性角度获得优化结果:骨架中梁与机翼对称面夹角为70°,拓扑优化结构较原结构相比重量下降26.9%,优化后机翼结构能满足设计要求。

摘要： 飞机的飞行效果和机翼的设计息息相关。在之前的文章里,我们介绍过水平尾翼设置在主机翼之前的歼十战斗机,正是由于这种独特的设计,它的飞行性能发生了改变。除了这种前后变化,机翼在机身上下位置的改变也会产生不同的飞行效果。最初的螺旋桨飞机大多采用双翼设计。

摘要： 为了对合成射流控制边界层流动进行有效探索,并证实合成射流有望应用于工业相关流动,基于RANS方法,针对合成射流(阵列)用于NACA0012平直机翼减阻控制开展了数值计算研究。通过在亚声速机翼开展合成射流的数值模拟研究,对比分析了安装位置、合成射流出口频率以及雷诺数等关键参数对控制效果的影响,结果表明,合适的、有效的合成射流控制措施能相对有效地控制边界层的流动特性,起到减小零升阻力的目的,且对流场空间结构影响较小,同时,提出了具体的实践建议。

摘要： 随着世界经济贸易的发展,轻中型公务机愈发受到客户的青睐。为了进一步提升高速涡扇公务机的总体气动性能,采用基于全速势方程的流场快速求解方法,集成序列二次规划(SQP)优化算法和类函数/型函数变换(CST)自由变形(FFD)方法,对某轻中型高速涡扇公务机机翼进行多点优化设计研究,并对优化结果进行对比分析。结果表明:优化后公务机全机阻力系数明显减小,阻力发散特性得到了显著改善,优化方法有效引导了机翼气动外形有利变化。

摘要： 为了提升飞机机翼前缘结构抵抗冲击的能力从而保护机翼内部结构及功能,工程中提出了各种前缘结构加强方案。而这些加强结构多为非整体结构件,需将加强结构与原结构组装起来,考虑到工艺性要求铆钉连接成为最主要的连接方式。虽然铆钉连接的方式操作简单费用较低,但该种连接方式不可避免地给飞机机翼前缘加强结构带来了一定的初始损伤,直接影响到了飞机机翼前缘结构的抗冲击能力,因而未考虑铆钉连接影响的加强结构模型,无法准确地反映结构在冲击载荷下的实际受载情况。创建了含铆钉的飞机机翼前缘加强结构模型,该模型建立了铆钉孔同时确定了被连接件间的连接方式,通过与试验结果的对比验证了该模型的有效性,含铆钉的飞机机翼前缘加强结构模型能较好地预测前缘结构遭受鸟撞冲击载荷下的损伤情况。

摘要： 从1903年莱特兄弟的第一架飞机升空,到如今世界各国开始研发、装备超声速隐形战斗机,飞机得到了迅猛的发展。然而,想要让飞机飞得更快,除了提高飞机发动机的效率,更重要的就是要减少飞机所受到的阻力。于是,最有可能影响飞机速度的机翼,便步入了设计师们的眼中。下面,我们就用国产战机来盘点一下,那些被速度改变的机翼形状吧。

摘要： 在虚拟试验构建的精细有限元模型基础上,开展了大型机翼尺寸优化设计技术的研究.通过对不同工况模型中的载荷进行转换,构建了统一的优化模型;采用翼梁、翼肋的站位,将机翼主翼盒自动划分为不同的设计区域,并根据每个设计区域特点定义了优化变量和设计约束.利用满应力优化算法对机翼进行了尺寸优化设计,达到13.3％的减重效果.算例表明,利用精细有限元模型进行尺寸优化的方案是可行的,由此产生的优化模型构建问题可通过相关模型处理技术得以解决.

摘要： 针对水上飞机的翼尖浮筒带来的阻力增加问题,采用CFD方法对比研究了翼尖浮筒与机翼不同连接方式的阻力特性,并分析了以挡板连接、挡板位于不同机翼展向位置时的机翼阻力特性,并基于此提出了翼尖浮筒与机翼的一体化设计方法.研究结果表明,相比于支柱,挡板的存在削弱了机翼翼尖涡的强度,减小了机翼诱导阻力.并且挡板越靠近翼尖,对翼尖涡的抑制越明显,减阻效果越好.对翼尖浮筒和机翼进行一体化设计后,挡板和机翼的干扰较小,进一步提高了升阻比.一体化设计后翼尖浮筒和机翼整体阻力比干净机翼的还小,升力也稍有增大,升阻比有了可观的提高,完全抵消了翼尖浮筒带来的阻力增量.而且一体化设计后的机翼地面效应增强,提高了水上飞机起飞时的升力系数.

摘要： 机翼也能变油箱?1.机翼储油有利于载重平衡飞机飞行时载重平衡是非常重要的,机舱内的乘客座位和货物的分布都要平衡。为了使飞机俯仰平衡,我们就必须保持飞机的重心在机翼附近。如果只把油箱设计在机头或机尾附近,随着飞行过程中燃油的消耗,飞机的重心就会前后大幅移动,所以除了中央油箱外,机翼还要承担储油的任务。

摘要： 以翼剖面为NACA4415翼型展弦比为2.33,并带有不同尺寸可移除的端板和中心板三维地效机翼为研究对象.采用基于三维非结构直角网格N-S求解器对该外形的流场进行数值模拟,分别对副翼偏转角、端板尺寸及中心板和端板有无情况等因素对气动特性的影响开展分析研究,数值结果表明,地效区内,增加端板尺寸,可有效提高升阻比;端板尺寸相同时,相对高度越小,端板效应越强.中心板使用对机翼的地面效应并无影响,只是阻碍了机翼的展向流动.

摘要： 先进的气动设计是提高飞机飞行性能、增强竞争力的重要因素,其设计策略也经历了由单纯气动优化到多学科综合优化、从单一设计点优化到广域度多点优化等变化过程.近年来,针对设计点的优化再次成为重点,并利用先进的飞行控制、机载系统等对非设计状态进行补偿,既提高了设计点的气动效率、又不会带来非设计点的气动损失.本文以波音空客等公司当前型号为例,对这种机翼气动设计策略变化的机理进行研究,并发现了其通过短舱气动干扰来控制激波演化过程、从而降低设计点波阻的方法.

摘要： 基于计算流体力学/计算结构动力学(CFD/CSD)单向流固耦合计算方法对大展弦比HIRENASD(High Reynolds Number Aero-Structural Dynamics)机翼进行了静气动弹性研究.通过求解基于结构化网格的三维N-S方程得到了机翼的气动特性,对气动载荷作用下的机翼进行了结构响应分析,计算得到了机翼在流固耦合作用下的位移和应力等.计算结果与实验值相吻合,表明了本文所使用方法在静气动弹性的计算中的正确性.可为相关大展弦比机翼的设计分析提供参考.

摘要： 本文以某大展弦比无人机机翼为研究对象，基于ANSYS有限元软件进行了动力学建模和特性分析。重点介绍了ANSYS有限元软件的建模过程，区别于以往研究需要先对机翼进行简化设计，在ANSYS中对机翼结构进行了全尺寸三维动力学建模研究，保留了更多的结构细节特征，所得有限元模型更接近真实模型。通过计算，研究了机翼在自重下的变形情况，比较了考虑大变形情况前后的计算结果，结果表明该机翼结构柔性显著，必须采用非线性大变形理论进行静力学响应分析。通过模态分析，获得了机翼的低阶振动特性，仿真结果表明该机翼结构的扭转模态密集，且频率水平低，在其结构设计中应进一步开展相关振动抑制技术的研究。

摘要： 本文从统计规律和理论分析出发，提出了通航飞机机翼平面形状设计和扭转角设计的基本思想，并可利用CFD手段对其进行了检验，计算分析结果表明，机翼平面形状和扭转角的基本设计思想大方向是正确的，但是具体参数的设计和选取需要根据实际情形进行一定的微调以便获取最佳的设计。

摘要： 在分析空天飞机的发展现状基础上,针对空天飞机带边条三角翼,提出了参数化的平行布置多腹板结构方案,并设计了不同翼肋数的两种机翼,采用有限元方法分析了两种结构在亚声速、跨声速、超声速、高超声速等多种工况下的强度、刚度特点.使用Nastran对翼肋、蒙皮、腹板厚度进行优化后,通过比较两机翼的受力特性与结构质量,分析翼肋数、各区域结构件厚度对小展向比机翼的影响,为空天飞机机翼结构设计提供参考.

摘要： 大展弦比大柔性机翼的几何非线性变形导致机翼的颤振具有了明显的非线性特征.本文提出了一种大展弦比大柔性机翼颤振分析方法.首先,将变形后机翼视为一根变曲率曲梁,并将曲梁离散为一系列常曲率曲梁单元,利用机翼静变形结果,通过多项式插值方法获得各曲梁单元的平均曲率.其次,曲梁单元采用商用软件MSC.NASTRAN中的CBEND单元建立曲梁的有限模型,进而进行模态分析获得曲梁的固有模态.最后,利用片条理论计算变形机翼的非定常气动力,进而获得机翼颤振速度.通过与已有文献结果的对比,验证了本文方法的正确性和有效性.

摘要： 本文在给定外形尺寸的设计要求下,提出一种全复合材料轻型机翼结构设计模型.首先,采用薄壁工程梁理论,对机翼剖面构型在三点弯曲载荷条件下,进行了正应力与剪应力分布计算,并对设计方案机翼进行了三点弯曲载荷下的加载破坏试验,以破坏载荷作为衡量机翼结构极限承载能力的指标,以载荷/质量比作为衡量机翼结构效率的指标.三点弯曲试验研究发现,经二次固化后的梁式结构机翼,为承载能力强、结构效率高的全复合材料轻型机翼结构设计方案.

摘要： 地效飞行器在近地面飞行时,存在起飞抗浪能力和飞行稳定性控制两大难题.本文采用非结构直角网格,计算了不同高度的典型二维地效机翼Clark-Y翼型及二维NACA0012翼型的气动特性,对比分析地效翼型与非地效翼型的气动特性差异,研究地效机翼随高度变化的非线性变化规律.计算结果表明,相比于二维NACA0012翼型,Clark-Y翼型表现出更好的气动性能.因此,在地效飞行器的设计应尽量选择地效机翼.

摘要： 颤振是一种影响飞行安全的气动弹性动力学不稳定现象.通过闭环反馈控制提高临界稳定速度的颤振主动抑制技术是近年来的研究热点.国内外针对颤振主动抑制技术进行了大量的理论研究和工程实验.近年来一种被称为"动柔度方法"的振动主动控制方法受到气动弹性研究者的注意.动柔度方法不需要预先确定受控对象的系统矩阵,通过实验测量系统开环动柔度频响函数,避免了建模误差的不利影响,可以反映真实系统的动态特性.然而基于亚临界颤振速度的系统频响函数的动柔度方法,不能保证系统在高于开环颤振临界速度的条件下的闭环稳定性.本文建立了一种综合动柔度方法和颤振裕度方法的颤振主动抑制控制律设计方法,将闭环系统控制律设计问题转化为目标函数的优化问题.数值计算显示,结合动柔度和颤振裕度方法所设计的控制律,可以在一定的范围内有效的提高系统闭环颤振速度.

摘要： 本发明涉及一种高强度机翼、机翼加工系统及其加工方法，其中，本机翼适于采用聚丙烯微孔发泡板材制成，所述机翼采用聚丙烯微孔发泡板材制成后，具有聚丙烯微孔发泡板材制轻盈且具有韧性的优点，并且使机翼的抗拉伸、抗压缩、抗扭转、抗冲击等能力得到提高，延长了无人机的使用寿命。

摘要： 本发明提供了一种用于飞机机翼的弯度可变的机翼后缘，飞机机翼包括弯度不可变的机翼中部，机翼中部包括主梁；弯度可变的机翼后缘包括后梁、平行设置的多组后缘杆组结构、后缘驱动机构；后梁连接主梁的后端；后缘驱动机构包括由驱动装置驱动的摇杆，摇杆的一端可旋转地连接后梁，摇杆的另一端可旋转地连接后缘杆组结构；后缘杆组结构为基于5R闭环单元的平面杆组结构，其具有一个自由度；其中，每组后缘杆组结构包括成对出现的多对5R闭环单元、多个组网三角单元、1个末端4R闭环单元和1个末端三角单元；每对5R闭环单元包括一个上5R闭环单元、一个下5R闭环单元；本发明同时提供了一种用于飞机机翼的弯度可变的机翼前缘。

摘要： 本发明公开的是用于机翼的连接组件、用于飞行器的机翼及机翼安装方法，机翼包括主翼、缝翼和将缝翼可移动地连接至主翼的连接组件，连接组件包括长形缝翼轨道，缝翼轨道的前端部安装至缝翼，缝翼轨道的后端部和中间部分经滚子轴承安装至主翼，滚子轴承包括导轨、第一滚子单元和第二滚子单元，缝翼轨道有包括上凸缘部分、下凸缘部分和至少一个腹板部分的轮廓，第二滚子单元布置在上、下凸缘部分之间的凹部中并与设置在上凸缘部分处和/或下凸缘部分处的接合表面接合。在上凸缘部分与第一滚子单元或用于保持第一滚子单元的轭部分之间设置有间隙，间隙比第二滚子单元的直径宽，使得当缝翼轨道安装在主翼上时，第二滚子单元穿过间隙以插入到凹槽中。

摘要： 提出了一种机翼前缘装置(2、42)，其包括缝翼本体(4、42)以及至少一个驱动装置(14)，该缝翼本体(4、42)具有带前蒙皮(8)的前侧(6)和带后蒙皮(12)的后侧(10)，所述至少一个驱动装置(14)具有至少一个凸出部(18、20)和缝翼导轨(16)，其中后侧(10)在前蒙皮(8)的上翼展边缘(26)与前蒙皮(8)的下翼展边缘(28)之间延伸，其中后侧(10)由连续弯曲的曲线轮廓限定，以用于接纳固定前缘(32)，其中所述至少一个凸出部(18、20)至少部分地布置在后侧(10)与前侧(6)之间，并且其中，缝翼导轨(16)与所述至少一个凸出部(18、20)联接。与缝翼本体(4、42)的连接点被向前移动地更靠前，以改善载荷引入并减小作用在驱动机构上的力矩。

摘要： 提出了一种机翼前缘装置，所述机翼前缘装置包括流动体，所述流动体具有前侧、后侧、以及布置在肋中的多个肋，其中，所述肋中的至少一个肋是载荷引入肋，所述载荷引入肋包括用于与驱动机构联接的至少一个第一凸耳，所述机翼前缘装置进一步包括第二载荷路径部件，所述第二载荷路径部件包括至少一个第二凸耳，其中，所述第二载荷路径部件至少连接至所述载荷引入肋，使得所述至少一个第二凸耳的第二开口与所述至少一个第一凸耳的第一开口同轴。

摘要： 提出了一种机翼前缘装置，所述机翼前缘装置包括流动本体，所述流动本体具有：前侧，所述前侧由第一展向边缘和第二展向边缘界定；后侧，所述后侧由所述第一展向边缘和所述第二展向边缘界定；前蒙皮，所述前蒙皮被布置在所述前侧上；后蒙皮，所述后蒙皮被布置在所述后侧上；以及至少一个加强组件，所述至少一个加强组件在所述第一展向边缘的区域中在所述前蒙皮和所述后蒙皮之间，其中，所述前蒙皮连续延伸并且在所述第一展向边缘和所述第二展向边缘之间没有中断，并且覆盖所述至少一个加强组件。

摘要： 本发明涉及一种高强度机翼、机翼加工系统及其加工方法，其中，本机翼适于采用聚丙烯微孔发泡板材制成，所述机翼采用聚丙烯微孔发泡板材制成后，具有聚丙烯微孔发泡板材制轻盈且具有韧性的优点，并且使机翼的抗拉伸、抗压缩、抗扭转、抗冲击等能力得到提高，延长了无人机的使用寿命。

摘要： 本发明提供了一种用于飞机机翼的弯度可变的机翼后缘，飞机机翼包括弯度不可变的机翼中部，机翼中部包括主梁；弯度可变的机翼后缘包括后梁、平行设置的多组后缘杆组结构、后缘驱动机构；后梁连接主梁的后端；后缘驱动机构包括由驱动装置驱动的摇杆，摇杆的一端可旋转地连接后梁，摇杆的另一端可旋转地连接后缘杆组结构；后缘杆组结构为基于5R闭环单元的平面杆组结构，其具有一个自由度；其中，每组后缘杆组结构包括成对出现的多对5R闭环单元、多个组网三角单元、1个末端4R闭环单元和1个末端三角单元；每对5R闭环单元包括一个上5R闭环单元、一个下5R闭环单元；本发明同时提供了一种用于飞机机翼的弯度可变的机翼前缘。

摘要： 本发明涉及机翼装配技术领域，尤其涉及一种机翼端肋的装配型架及机翼对接安装座的装配方法。装配型架包括端肋装配架、机翼托架和协调工装，通过协调工装确保定位板本身的安装精度，并通过端肋装配架对翼主梁的定位实现机翼与端肋装配架之间的定位，再通过定位板实现端肋与机翼组件的精准定位，实现机翼端肋的高精度装配。装配方法通过先加工先在端肋上加工安装销孔和对接安装座的安装孔，并通过肋定位销柱定位安装对接安装座，然后再采用机翼端肋的装配型架较好的解决了机翼组件移位后二次定位问题，能够将安装对接安装座的端肋高精度的装配到机翼组件，保证机翼、机身对接位置的精度，提高机翼和机身的互换性。

摘要： 本发明涉及飞行器技术领域，具体地，涉及变形机翼装置、机翼及飞行设备。变形机翼装置，用于飞行器的机翼，所述变形机翼装置包括：动力组件，用于输出动力；连接组件，与所述动力组件的输出端活动连接；机翼组件，所述机翼组件与所述连接组件活动连接；其中：所述连接组件包括连接本体和滑动限位件，所述滑动限位件分别活动连接所述动力组件和所述机翼组件，用于控制所述机翼组件的摆动角度。实施例通过连接组件的连接从而实现所述机翼组件不同状态的改变，也就是说通过连接组件与所述机翼组件的连接，并且通过外力从而实现所述连接组件与所述机翼组件之间的相互运动，从而实现将所述机翼组件变换到所需的状态。