前缘

摘要： 光滑连续变弯度机翼前缘具有降低噪声和提升气动效率的优势,针对其变厚度柔性蒙皮,目前的研究主要集中于优化方法设计,而缺乏对蒙皮变形机理和变厚度方案优劣的分析.因此,首先对变弯度前缘设计区域进行了定义,然后开展了变弯度机翼前缘的蒙皮变形机理分析,总结出理想条件下柔性蒙皮的变形机理、实际变形与理想变形产生差异的原因及变厚度柔性蒙皮方案的设计难点和局限性,最后以机理分析为基础,提出了后掠变弯度机翼前缘柔性蒙皮的优化设计方法,并以真实翼型的变弯度前缘翼段为研究对象,完成了变形仿真分析.数值模型实现了变厚度柔性蒙皮的高精度变形,验证了该设计方法的有效性.

摘要： 民用飞机对尾翼前缘的抗鸟撞性能有很高要求.某型民机尾翼前缘原始辅助梁为铝合金机加件,为了优化其抗鸟撞性能,提出了两种使用铝合金钣金辅助梁的尾翼前缘新构型.通过PAM-CRASH软件对三种前缘的抗鸟撞性能进行了数值计算,并根据计算结果在两种新构型中选择了抗鸟撞性能更好的作为优选构型.针对前缘原始构型和和优选构型开展鸟撞试验和试后计算分析.数值计算和试验结果都表明,该研究提出的带“波纹加强筋”的钣金辅助梁结构没有硬点,且材料延展性较好,可以通过结构发生大变形、紧固件大量失效吸收鸟撞过程中的能量,从而大幅提高尾翼前缘的抗鸟撞性能,而且该结构还具有明显的质量优势,可以应用于民机尾翼前缘抗鸟撞设计.

摘要： 围绕异形大厚度蜂窝夹层结构前缘的成型技术开展研究,从异形大厚度蜂窝芯铣切及拼接方案、前缘制件热压罐成型工艺方案设计以及固化收口变形控制等方面进行探索,制定此类零件的制造工艺流程.经过多个典型件验证,零件表面质量好,蜂窝芯无收缩,外形尺寸符合要求,内部无缺陷,研究结果可为同类型的异形大厚度蜂窝夹层结构前缘零件制造提供技术支持.

摘要： 鸟撞问题是民用飞机尾翼前缘设计的主要考虑因素.复合材料因其能有效吸收冲击能量而被逐渐应用于前缘结构.本文从材料选取、结构形式权衡、吸能设计等方面来阐述复合材料平尾复合材料前缘抗鸟撞结构设计思路.

摘要： 为研究沉积物对涡轮叶片前缘气膜冷却的影响,实验采用石蜡沉积模拟真实沉积.通过改变主流的温度、气膜孔射流角度及气膜孔孔径,观察了沉积环境下气膜冷却效率及沉积率的变化规律.实验结果表明:颗粒物沉积在障碍物表面的形貌受到主流温度的影响较大,当主流温度接近颗粒物熔点时,沉积覆盖最明显.在相同实验条件下,随着射流角度增大,单个气膜孔覆盖区域减小,气膜冷却效率下降,沉积前后,射流角度25°和65°的气膜冷却效率最大相差2％和5.6％,沉积率随射流角度的增大而升高;随着孔径增大,气膜冷却效率先降低后升高,其中4.5 mm孔径无论是否沉积,气膜冷却效率均最高,比3 mm孔径的气膜冷却效率高3.6％和3.2％.沉积率在孔径3 mm时最低.

摘要： 针对复合材料机翼加筋壁板及U型平尾前缘混杂结构的固化变形现象进行了仿真预测和分析.以复合材料机翼四筋壁板为例,通过工程化的仿真算法计算分析了加筋壁板结构固化变形成因.在对U型前缘混杂结构进行固化变形分析时,将变形结果与实际变形数据进行了对比,得到了较好的验证结果.本文通过使用工程算法对机翼壁板固化变形原因进行分析,并利用虚拟试错方法探索了该U型结构模具补偿的方法,积累了对于复合材料复杂结构变形控制的工程经验.

摘要： 绿色航空要求下一代飞机结构能够实现光滑连续的变形,以保证全包线下的飞行性能最优.现有变形结构方案难以平衡变形精度和承载的矛盾,且变形精度难以满足层流机翼飞行的要求.为了有效地解决该矛盾,本文针对CAE-AVM远程公务机提出了一种无缝光滑的变弯度机翼前缘结构方案及柔性蒙皮优化设计方法.该结构主要由复合材料柔性蒙皮和内部连杆机构组成.在优化方法中,本文提出了加权最小平方差(WLSE)的变形控制优化问题目标函数,进行变形误差的描述,采用NSGA-Ⅱ的智能优化算法实现了对复合材料铺层、 连接点位置和驱动力大小等设计变量的协同优化,并分析了实现的最终外形与目标外形的变形误差,获得了变弯度机翼前缘复合材料柔性蒙皮的最优刚度分布.

摘要： 本文主要针对 737NG 上安装的前缘位置传感器进行专项分析 , 从工作原理到采取措施 , 进一步分析如何避免飞机运行中较少前缘位置传感器的故障 , 通过故障的规律及发生的频率 , 综合的增加预防性维修 , 来减少航线运行中的突发故障。

摘要： 随着机翼增升装置的发展,很多机翼内侧都使用了一种简单的前缘绕铰链轴向下旋转一定角度的结构,与使用最多的前缘缝翼相比较,这种结构具有减小阻力、降低噪声和提高升阻比等许多优点.本文是基于对RAE2822翼型的研究,使用专业制图软件生成不同前缘下垂角的一系列翼型,并利用POINTWISE软件和FLUENT软件联合运用,研究了不同的前缘下垂角度对机翼翼型气动特性的影响,并且在所研究范围内得出相对最佳的前缘下垂角,最后与RAE2822原翼型及其他不同前缘下垂角度翼型的气动性能进行对比.计算结果表明:升阻比随着前缘下垂角度的增加,先增加后减少,这说明使用前缘下垂结构在一定范围内对一个翼型的气动特性具有改善作用.

摘要： 为了研究前腔高阻塞比肋化通道的换热特性,设计了不同的阻塞比、肋倒角-肋高比和肋宽-肋间距比,针对几何和流动参数对前腔通道有肋侧、无肋侧和前缘3个区域的对流换热系数的影响开展了实验研究,实验进口Re范围为5000～50000,阻塞比范围为0.04～0.32,肋倒角-肋高比范围为0.1～0.5,肋宽-肋间距比范围为0.04～0.16.结果表明:① 有肋侧、无肋侧和前缘的展向平均对流换热系数沿流向大致呈周期性分布;② 在实验参数范围内,进口Re和阻塞比的增加均有利于通道的强化换热;③ 肋倒角-肋高比增大时,有肋侧的强化换热效果逐渐减弱,前缘和无肋侧则经历一个先增强后减弱的过程,但变化幅度很小;④ 肋宽-肋间距比过大或过小均不利于强化换热,存在一个最优的中间值使得换热强化比最高.

摘要： 用实验方法研究了压气机叶片前缘分离流动结构.实验是在低速叶栅风洞中完成的.考察了分别具有圆形和椭圆形前缘的NACA65叶型和CDA叶型前缘附近的流动情况.给出了细致的叶片前缘和分离区内的压力分布情况以及叶片前缘附近流动结构.

摘要： 本发明提供作为水滴冲蚀的对策的运用适于被用于工业用的燃气轮机压缩机所用的复合材叶片主体的前缘护罩构件、前缘护罩构件单元、复合材叶片、前缘护罩构件的制造方法和复合材叶片的制造方法。前缘护罩构件(10c)，其特征在于，设于在含有强化纤维和树脂的复合材叶片主体(21c)中含有作为空气流的上游侧的部位的前缘(22c)在内的前缘区域(23c)的外侧。前缘护罩构件(10c)具有如下：含有强化纤维和树脂，粘接于前缘区域(23c)的外侧而设的复合材料护罩基材(11c)；形成于复合材料护罩基材(11c)的外侧的至少一部分的金属加强层(14c)。

摘要： 本发明公开了一种铲斗前缘保护组件(100)的各种示例性实施例。在一个示例性实施例中，铲斗前缘保护组件可包括铲斗前缘保护器(140)。前缘保护器可包括用于接合被移动材料的前部(170)。前缘保护器还可包括与前部相对的后部(180)。此外，铲斗前缘保护组件可包括前缘适配器(160)，其用于相对于铲斗前缘(110)稳定前缘保护器。前缘适配器可包括多个前缘保护器接合表面(350、360、370、380、390)，其限定前缘适配器的至少两个凹陷部分(440)和至少一个非凹陷部分(450)。前缘适配器还可包括铲斗前缘附接部分(342)。

摘要： 本发明涉及一种具有除冰功能的翼型前缘及翼型前缘的制备方法。该翼型前缘包括：内层蒙皮、复合材料层和外层蒙皮；所述外层蒙皮和所述内层蒙皮为大小相同的矩形金属面板，所述外层蒙皮和所述内层蒙皮之间为所述复合材料层，所述外层蒙皮和所述复合材料层之间烧结一层导热导电墨水，并在所述内层蒙皮中与所述复合材料层不接触的表面上排布压电振子。本发明的翼型前缘可以提高除冰效果。

摘要： 本发明提供一种用于飞机抗鸟撞前缘的支承体，支承体包括：位于前缘前部、沿纵向延伸的吸能腔体，吸能腔体填充有吸能材料并包括前表面侧和与前表面侧相对的后连接侧；位于前缘后部、沿纵向延伸的支承基体；以及位于吸能腔体与支承基体之间的支承肋体，支承肋体包括前连接端和与前连接端相对的后支承端；其中，吸能腔体的后连接侧通过连接件连接于支承肋体的前连接端；支承肋体的后支承端通过紧固件紧固于支承基体。本发明还提供使用上述支承体的飞机抗鸟撞前缘。根据本发明的机翼前缘其抗鸟撞性能有了显著的提高。

摘要： 本发明涉及挖掘机技术领域，具体而言，提供了一种装载机前缘锁紧机构及装载机前缘。装载机前缘锁紧机构包括齿尖、齿座和锁销组件。齿尖为中空结构，齿尖的一端设有开口，齿座包括相连的根部、基部和头部，齿座设置有贯穿头部和基部的第一连接孔，第一连接孔呈月牙状，齿尖靠近开口的一端设置有第二连接孔，锁销组件包括月牙状的连接体，齿座的头部被配置为容置于齿尖中，连接体容置于第一连接孔和第二连接孔中且被锁定在基部。通过将锁销组件设置成月牙状，以及对应设置的月牙状的第一连接孔，使锁销组件与第一连接孔和第二连接孔的结构精巧，配合巧妙，拆卸和安装齿座、齿尖时方便快捷，连接后稳定可靠。

摘要： 本发明属于流动控制技术领域，提出一种优化航空飞行器机翼前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动，抑制和推迟该区域流动分离的方法和装置。本发明经过流场分析、气动设计、装置安装、风洞试验、结果分析和相关调整等步骤，提出在机翼内侧前缘变弯襟翼和外侧前缘缝翼组合构型中，设置第一流动隔离片和第二流动隔离片。其中，所述的第一流动隔离片，位于前缘变弯襟翼和前缘缝翼之间，顺着缝翼前伸的方向布置；所述的第二流动隔离片也位于前缘变弯襟翼和前缘缝翼的交界处，在机翼下表面顺流向布置。本发明的流动优化装置有效地克服了前缘变弯襟翼和前缘缝翼交界处的流动不利干扰，推迟了上表面流动分离的发生，提高了飞机的最大升力系数。另外，本发明原理明确，结构简单，效果显著并得到风洞试验验证。

摘要： 本发明提供作为水滴冲蚀的对策的运用适于被用于工业用的燃气轮机压缩机所用的复合材叶片主体的前缘护罩构件、前缘护罩构件单元、复合材叶片、前缘护罩构件的制造方法和复合材叶片的制造方法。前缘护罩构件(10c)，其特征在于，设于在含有强化纤维和树脂的复合材叶片主体(21c)中含有作为空气流的上游侧的部位的前缘(22c)在内的前缘区域(23c)的外侧。前缘护罩构件(10c)具有如下：含有强化纤维和树脂，粘接于前缘区域(23c)的外侧而设的复合材料护罩基材(11c)；形成于复合材料护罩基材(11c)的外侧的至少一部分的金属加强层(14c)。

摘要： 飞行器前缘面板制造方法、相应前缘面板、前缘和飞行器。本发明的一个主题是一种用于制造飞行器前缘面板(38，40)的方法，其特征在于，所述方法包括将涂层(54)包覆模制到位于模具(62)的型腔中的片材(46)上的步骤，所述型腔由成形表面(64)界定，所述成形表面呈现出优化的表面光洁度，所述涂层(54)在所述包覆模制步骤之后包括外面(56)，所述外面对应于要获得的所述面板(38，40)的外面并且呈现出由所述模具(62)的成形表面(64)赋予的优化的表面光洁度。本发明另一个主题是一种使用此方法获得的面板和一种包括至少一个面板的前缘。根据本发明的面板由于其外表面的优化的表面光洁度而有助于扩展层流区域。

摘要： 本发明公开了一种铲斗前缘保护组件(100)的各种示例性实施例。在一个示例性实施例中，铲斗前缘保护组件可包括铲斗前缘保护器(140)。前缘保护器可包括用于接合被移动材料的前部(170)。前缘保护器还可包括与前部相对的后部(180)。此外，铲斗前缘保护组件可包括前缘适配器(160)，其用于相对于铲斗前缘(110)稳定前缘保护器。前缘适配器可包括多个前缘保护器接合表面(350、360、370、380、390)，其限定前缘适配器的至少两个凹陷部分(440)和至少一个非凹陷部分(450)。前缘适配器还可包括铲斗前缘附接部分(342)。

摘要： 本发明公开了一种平面前缘升力体前缘线优化方法、系统及升力体,所述方法包括在计算坐标系下获取原始准乘波体构型的原始前缘线的首部端点以及多个尾部端点；所述计算坐标系为原始准乘波体构型的本体坐标系，所述原始准乘波体构型为原始尖头前缘准乘波体构型，所述原始前缘线为具有拐点且不可导的前缘线；将所述首部端点与其中一个所述尾部端点连接形成直线段；经过位于所述直线段上的所述尾部端点形成与Y轴平行的直线；本申请实施例提供的平面前缘升力体前缘线优化方法，可以将原始尖头准乘波体构型的前缘线在指定平面上投影生成新的前缘线，可以克服原始尖头准乘波体构型外形畸变、不利于工程加工制造的问题。