升力

摘要： 与固定翼相比,在低速、小Reynolds数条件下,扑翼飞行具有显著的气动性能优势,受到越来越多的重视.然而,目前对扑翼翼型的研究以刚性翼型为主,对柔性翼型气动性能认识还不清楚.该文建立了柔性椭圆翼型的流固耦合仿真模型,分析了不同风速、迎角下柔性椭圆翼型的周围流场、变形以及气动性能.仿真结果表明,较刚性翼型,柔性翼型延缓了尾涡脱落时间,有效降低升力扰动振荡频率;柔性翼型显著抑制了尾流流场的扰动,降低升力扰动振荡幅值,合适的弹性模量翼型使得扰动振荡完全消除.研究结果可为软飞行器气动设计提供参考.

摘要： 为同时获得良好的气动和隐身性能,基于外形隐身技术与材料隐身技术相结合的原理,提出了一种以透波为主的机翼蒙皮设计方案;为平衡透波机翼升力与机翼电磁隐身性能之间的关系,采用一种基于代理模型的策略,对透波机翼外形几何特征参数进行了优化设计。研究结果表明,经过优化后,透波机翼在频域、空域范围内保持良好的雷达散射截面(RCS)减缩特性的同时可具备足够的升力条件。所提出的代理模型精准度高,在工程上平衡跨学科领域问题时,可作为一种有效手段。

摘要： 直升机顶部的旋翼与竹蜻蜓相似,起飞所需要的升力正是来自旋翼的旋转。从旋翼桨叶横切面的形状可以发现,旋翼上表面弯曲,下表面平整。在旋转时,上表面空气流速快、压强小,下表面空气流速慢、压强大,上、下表面形成的压强差使直升机产生向上的升力。

摘要： 采用计算流体力学方法,针对基于典型二维多段翼型NACA0410设计的带前缘下垂构型的多段翼型进行数值模拟,研究了前缘下垂四种参数对多段翼升力特性的影响。在所研究的范围内,结果表明:1)在线性段,弦长增加与偏度增大对线性升力均有负面影响,但转轴高度与尾缘夹角对线性升力几乎没有影响;2)在近失速及失速段,弦长增加与尾缘夹角的提升,可明显提升升力;下垂偏度增加,以26°为界,小于该角度可提升升力,但大于该角度后,影响不再明显;随转轴高度下降,升力出现一定提升,但到2 mm后反而有所下降;前缘下垂尾缘夹角增大,可提升近失速段升力;3)四参数对升力影响主要体现在头部两段吸力峰的消长,设计中需综合考虑吸力峰特征,并加以应用。

摘要： 现代空气动力学诞生一百多年来,己经发展出众多关于升力和阻力的理论.但是,其远场合力理论一直停留在低速不可压流.虽经几代人的努力,但仍未能把它精确地推广到黏性可压缩流.这种状况直到最近才得以突破.本文作者及其合作者依据对远场线化Navier-Stokes方程解析解的研究,获得了经典不可压二维定常流的Kutta-Joukowski升力定理的现代二、三维普适版这个核心结果,从而突破了经典空气动力学基础理论延续了八九十年的一个缺口.基于线性近似得到的简洁公式,何以能在高度非线性的复杂流场中仍然精确成立,这里涉及饶有兴趣的方法论问题,很值得关注.本文的第一个任务,是在简要回顾普适理论基本成果的基础上,反思其方法论特色和背后的物理机理.尽管严格的量化升力理论己经得到航空实践的广泛检验,但在各种出版物和媒体上仍常常出现关于升力物理来源的各种假说.这种状况表明:升力物理来源这个问题,井没有在国内外众多的教科书、专著和课堂中得到彻底的澄清,认真回答这个问题在现今仍然具有迫切的重要性.普适理论的普遍有效性和高度简洁性使人们能用它以尽可能直接的方式为澄清升力来源提供逻辑严密的论据,值得着重考察.这是本文的第二个任务.

摘要： 目的:探讨奥运会级别Neil Pryde RS:X帆板帆翼空气动力性能随攻角变化的规律,为帆板运动员合理调整帆翼攻角提供指导.方法:通过求解雷诺时均方程(Reynolds Averaged Navier-Stokes Equations,RANSE),基于单向流固耦合对风速为6 m/s、攻角为20°～50°及80°～100°、间隔为5°时的工况进行数值仿真,获取帆板帆翼单向流固耦合时粘性流场、结构场的变化情况.结果:攻角为20°～25°时帆翼升力系数随攻角的增加而增加;超过25°后,升力系数逐渐减小,帆翼失速角处于25°附近;当攻角>90°时,随着攻角的继续增加,升力系数和阻力系数均随攻角的增加而增大.帆翼最大变形发生在帆顶角处,迎风航段攻角为20°～25°时,最大变形量随攻角逐渐增大,且增大幅度较为明显;当攻角达到失速角之后,攻角继续增大时,帆翼最大变形仍继续增加,但幅度变小.顺风航段攻角90°时,最大变形与之前相比有明显增大.帆翼表面存在应力集中的现象,桅杆顶端与帆上角连接处等效应力的数值最大,应力分布最为集中,帆翼后帆边也存在较大的等效应力,而桅杆中下部以及帆翼底部等效应力较小,帆板帆翼的主要受风区域位于桅杆中上部,后帆边的中下部,以及两者之间的区域.结论:帆翼的失速角位于25°附近,迎风及横风航段最佳攻角为20°左右,顺风航段应尽量减小攻角;帆翼的最大变形发生在帆顶角处,帆面存在等效应力集中现象.

摘要： 基于某SUV车型,通过数值计算和风洞试验研究了14种后扰流板和侧扰流板方案对整车气动性能的影响.结果表明,单独加装任意一种扰流板,其减阻效果均较小,而在后扰流板和侧扰流板的共同作用下,减阻效果最大可达3％,且所有方案在降低阻力的同时,都会使后升力增加.根据计算得到的流场信息和尾迹区结构特性分析了扰流板的减阻机理,并根据试验结果分析了不同方案对于升力的影响规律,为相似车型扰流附件的气动优化提供了参考依据.

摘要： 上期介绍了水平尾翼增升的常规方法,即在平尾后缘下方粘贴二角形木块。这种方法虽然增大了平尾的升力,能在一定程度上避免模型在弹射爬升阶段被拉翻,但增大的升力为一个定值,仍然无法适应高速爬升和低速滑翔两种飞行状态下模型对尾翼升力的不同要求。因此,接下来为大家介绍一种可使尾翼升力在不同飞行状态下自适应调整的方法——抬尾增升控制机构。

摘要： 为将传统球形机器人的应用领域从陆地拓展到水域,通过在球壳上黏附辅助鳍,增大球形机器人水面运动的推进力,设计一种紧凑高效的水陆两栖球形机器人.分析特殊平面形状的单片辅助鳍在运动周期中入水面积和形心的变化规律,基于机翼理论推导液体作用在辅助鳍上的升力和阻力计算公式,给出水平分力和竖直分力表达式.利用傅里叶级数对水平分力和竖直分力进行拟合,针对球壳上不同数量辅助鳍配置方式,给出傅里叶级数表示的水平分力合力和竖直分力合力计算公式.研究结果表明,增大球壳旋转角速度和辅助鳍入水面积可提高水平分力;水平分力合力呈现周期性变化规律;增加配置的辅助鳍数量可增大水平分力合力的平均值,减小合力的波动幅度;辅助鳍结构能够给球形机器人水面运动提供持续稳定的推进力.

摘要： 利用ＰＩＶ（Ｐａｒｔｉｃｌｅ Ｉｍａｇｅ Ｖｅｌｏｃｉｍｅｔｒｙ）全流场测试技术与测力传感器对波流场中的水平桩柱升力及其周围流场进行了同步测量。通过对桩柱升力及其周围流场的同步资料的分析，进一步探讨了桩柱升力形成的机理。

摘要： 在小型低速风洞中对装有FFA-W3-211风力机翼型桨叶的水平轴风力机及在其尾缘加装格尼(Gurney)襟翼翼型桨叶的风力机进行了一系列性能对比试验.格尼襟翼的高度为4％b(翼型弦长),桨叶安装角在4～14度范围内,而实验风速则为8～14m/s.实验结果表明,格尼襟翼对水平轴风力机性能有显著的影响,特别是在大安装角(意味着大攻角和大升力)下;在小安装角(即小攻角和小升力)时,格尼襟翼反而使风力机性能降低.

摘要： 本文阐述了一种运用叶素理论,对微型直升机的旋翼性能作了理论分析与计算.近似计算低雷诺数下四旋翼微型直升机实现悬停飞行的可能性,同时为微型直升机的旋翼平面设计和安装角选择提供理论依据.通过具体实验结果,对计算结果和实验结果两者存在的差别作了分析比较.

摘要： 该文量取矩断面柱体各面之瞬时压力资料，探讨在不同的紊流条件及柱体断面深宽比条件之下的扭转向风力特性以及各柱面风压、升力、阻力与扭转向风力间的相关性。实验结果显示，扭转向风力随断面深宽比增大而变大，且各个柱面上的风压对于扭转向风力各有不同的贡献：迎风面风压对扭转向风力影响则很小，可忽略不计。小於监界长宽比（B/D0.6）矩柱之扭转向风力受侧风面风压影响逐渐增大，扭力受侧风面的再接触现象影响，渐呈宽频性质。

摘要： 文章分析了"CZ-2F"火箭在发射工位和垂直运输中的结构响应,给出了高于模型试验和理论预计的非定常气动弯矩系数;通过比较各种状态下的试验统计结果,分别给出箭体过转轨车、工位转移和垂直运输所引起的根部弯矩,指出地面风是引起结构响应的主要因素,载荷分析可以不考虑活动平台行驶速度的影响.

摘要： 文章分析了"CZ-2F"火箭在发射工位和垂直运输中的结构响应,给出了高于模型试验和理论预计的非定常气动弯矩系数;通过比较各种状态下的试验统计结果,分别给出箭体过转轨车、工位转移和垂直运输所引起的根部弯矩,指出地面风是引起结构响应的主要因素,载荷分析可以不考虑活动平台行驶速度的影响.

摘要： 文章分析了"CZ-2F"火箭在发射工位和垂直运输中的结构响应,给出了高于模型试验和理论预计的非定常气动弯矩系数;通过比较各种状态下的试验统计结果,分别给出箭体过转轨车、工位转移和垂直运输所引起的根部弯矩,指出地面风是引起结构响应的主要因素,载荷分析可以不考虑活动平台行驶速度的影响.

摘要： 文章分析了"CZ-2F"火箭在发射工位和垂直运输中的结构响应,给出了高于模型试验和理论预计的非定常气动弯矩系数;通过比较各种状态下的试验统计结果,分别给出箭体过转轨车、工位转移和垂直运输所引起的根部弯矩,指出地面风是引起结构响应的主要因素,载荷分析可以不考虑活动平台行驶速度的影响.

摘要： 文章分析了"CZ-2F"火箭在发射工位和垂直运输中的结构响应,给出了高于模型试验和理论预计的非定常气动弯矩系数;通过比较各种状态下的试验统计结果,分别给出箭体过转轨车、工位转移和垂直运输所引起的根部弯矩,指出地面风是引起结构响应的主要因素,载荷分析可以不考虑活动平台行驶速度的影响.

摘要： 文章分析了"CZ-2F"火箭在发射工位和垂直运输中的结构响应,给出了高于模型试验和理论预计的非定常气动弯矩系数;通过比较各种状态下的试验统计结果,分别给出箭体过转轨车、工位转移和垂直运输所引起的根部弯矩,指出地面风是引起结构响应的主要因素,载荷分析可以不考虑活动平台行驶速度的影响.

摘要： 本发明涉及一种飞机的空气动力绕流体(K)，其具有第一侧面和第二侧面，所述第一和第二侧面分别沿着襟翼深度方向(KT)延伸并且根据规定沿流动方向(S)被绕流，其中根据规定在调节襟翼中第一侧面为沿着吸入侧延伸的上表面(11)，并且在此第二侧面为沿着调节襟翼(K)的压力侧(B)延伸的下表面(12)，其中在调节襟翼(K)上设置有至少一个空气排气口和至少一个空气进气口，所述空气进气口通过至少一个空气管道(30、31、32、33、34、35、36)与空气排气口连接，其中用于影响在空气管道(30、31、32、33、34、35、36)内流动的流体输送驱动装置(40、41、42)与空气管道(30、31、32、33、34、35、36)集成，并且其中沿襟翼深度方向(KT)观察，在调节襟翼(K)的侧面上设有下述孔口：至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在调节襟翼(K)的沿流动方向观察位于前部的且直至襟翼深度(KT)的15％延伸的区域(10a)内；至少一个空气进气口(23)，所述空气进气口设置在调节襟翼的上表面上，并且设置在调节襟翼的沿流动方向观察位于后部的且在襟翼深度(KT)的30％和90％之间延伸的区域(10b)内，和/或设置在调节襟翼的上表面上且设置在从襟翼深度(KT)的90％至100％延伸的后缘区域(10c)内，和/或设置在调节襟翼的下表面上且设置在调节襟翼(K)的从襟翼深度(KT)的90％至100％延伸的后缘区域(10c)内；本发明还涉及一种主机翼的和调节襟翼(K)的构造，以及一种具有这样的空气动力绕流体的飞机。

摘要： 本发明涉及一种飞机的空气动力绕流体(K)，其具有第一侧面和第二侧面，所述第一和第二侧面分别沿着襟翼深度方向(KT)延伸并且根据规定沿流动方向(S)被绕流，其中根据规定在调节襟翼中第一侧面为沿着吸入侧延伸的上表面(11)，并且在此第二侧面为沿着调节襟翼(K)的压力侧(B)延伸的下表面(12)，其中在调节襟翼(K)上设置有至少一个空气排气口和至少一个空气进气口，所述空气进气口通过至少一个空气管道(30、31、32、33、34、35、36)与空气排气口连接，其中用于影响在空气管道(30、31、32、33、34、35、36)内流动的流体输送驱动装置(40、41、42)与空气管道(30、31、32、33、34、35、36)集成，并且其中沿襟翼深度方向(KT)观察，在调节襟翼(K)的侧面上设有下述孔口：至少一个空气排气口，所述空气排气口设置在调节襟翼(K)的沿流动方向观察位于前部的且直至襟翼深度(KT)的15％延伸的区域(10a)内；至少一个空气进气口(23)，所述空气进气口设置在调节襟翼的上表面上，并且设置在调节襟翼的沿流动方向观察位于后部的且在襟翼深度(KT)的30％和90％之间延伸的区域(10b)内，和/或设置在调节襟翼的上表面上且设置在从襟翼深度(KT)的90％至100％延伸的后缘区域(10c)内，和/或设置在调节襟翼的下表面上且设置在调节襟翼(K)的从襟翼深度(KT)的90％至100％延伸的后缘区域(10c)内；本发明还涉及一种主机翼的和调节襟翼(K)的构造，以及一种具有这样的空气动力绕流体的飞机。

摘要： 本发明涉及一种用于飞行器的高升力系统，包括设置在机翼(2)上的升力襟翼(4)，所述升力襟翼(4)联接到机翼(2)并且设计为能够相对于机翼(2)在缩进位置与至少一个伸展位置之间运动。升力襟翼(4)在缩进位置与机翼接触并在伸展位置相对于机翼(2)形成气隙。升力襟翼(4)包括定位至后缘的至少一个区域(16)，在升力襟翼(4)的伸展位置，至少一个区域(16)具有朝向机翼(2)延伸的可变曲率。由此相对于机翼形成间隙，其中，所述区域以满足空气动力学要求的方式沿向下游方向变窄，由此增加了高升力系统的效率，而在巡航飞行期间不产生任何限制。

摘要： 本发明涉及一种用于飞机的具有设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的高升力系统，其具有：用于产生用于至少一个高升力襟翼的有关飞行阶段的要求的飞行员输入装置，其中至少一个起飞要求属于这些要求；与飞行员输入装置功能性连接的具有转换功能的控制装置，借助所述转换功能，将有关飞行阶段的要求转换为用于操纵用于设定或调节至少一个高升力襟翼的调节状态的驱动装置的执行指令，其中可预设的飞行阶段为起飞阶段，其中控制装置的转换功能设计成，使得该控制装置根据起飞要求产生用于驱动装置的执行指令，其中至少一个高升力襟翼的前缘襟翼(3)设置在调节状态下，其中在前缘襟翼(3)和主机翼(1)之间存在缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦的在0.1％和0.4％之间的缝宽。本发明还涉及一种用于调节设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的方法。

摘要： 本发明公开了一种阀门提升力测量装置和系统以及提升力系数试验方法，所述装置包括底板体、上板体、上压板、手轮、导向健、支撑杆、丝杆、力传感器和传感器连接件；所述系统包括风机、进气管道、阀门试验件和出气管道；通过本发明的提升力测量装置，可以便捷且快速地测量阀门提升力，测量精度高，能满足阀门配套执行机构的设计和选型要求。

摘要： 本发明涉及一种用于飞行器的高升力系统，包括设置在机翼(2)上的升力襟翼(4)，所述升力襟翼(4)联接到机翼(2)并且设计为能够相对于机翼(2)在缩进位置与至少一个伸展位置之间运动。升力襟翼(4)在缩进位置与机翼接触并在伸展位置相对于机翼(2)形成气隙。升力襟翼(4)包括定位至后缘的至少一个区域(16)，在升力襟翼(4)的伸展位置，至少一个区域(16)具有朝向机翼(2)延伸的可变曲率。由此相对于机翼形成间隙，其中，所述区域以满足空气动力学要求的方式沿向下游方向变窄，由此增加了高升力系统的效率，而在巡航飞行期间不产生任何限制。

摘要： 本发明涉及一种用于飞机的具有设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的高升力系统，其具有：用于产生用于至少一个高升力襟翼的有关飞行阶段的要求的飞行员输入装置，其中至少一个起飞要求属于这些要求；与飞行员输入装置功能性连接的具有转换功能的控制装置，借助所述转换功能，将有关飞行阶段的要求转换为用于操纵用于设定或调节至少一个高升力襟翼的调节状态的驱动装置的执行指令，其中可预设的飞行阶段为起飞阶段，其中控制装置的转换功能设计成，使得该控制装置根据起飞要求产生用于驱动装置的执行指令，其中至少一个高升力襟翼的前缘襟翼(3)设置在调节状态下，其中在前缘襟翼(3)和主机翼(1)之间存在缝隙，所述缝隙具有相对于局部翼弦的在0.1％和0.4％之间的缝宽。本发明还涉及一种用于调节设置在飞机的每个主机翼(1)上的至少一个高升力襟翼的方法。

摘要： 本发明公开一种基于高铁限界约束的气动升力协同列车升力翼系统，包括升力翼系统；升力翼系统安装于列车顶部且限定于接触网下方；列车每一车厢上均安装有相同的升力翼系统；升力翼系统内若干水平升力翼高度由车厢前端向车厢后端等差上升。本发明通过安装在列车车厢上部的升力翼协同作用，产生垂直地面向上的升力，从而大大减少了高铁轮毂与轨道间的压力，增大了高速列车的运载能力，降低了列车轮毂损耗及列车运行周期成本。采用逐渐升高的布局方式，有效的减少了多片升力翼之间的气动干扰，从而保证升力翼系统的气动性能，保证了升力翼产生足够的升力，极大程度减少了列车对铁轨的压力。

摘要： 本发明涉及一种用于风力涡轮机的转子叶片（10）的升力修改装置（20），所述升力修改装置（20）包括至少一个流体喷射模块（21）和至少一个压缩流体源（22），其中，所述至少一个流体喷射模块（21）包括多个流体喷射口（23），所述流体喷射口（23）被流体连接到所述至少一个压缩流体源（22），所述至少一个流体喷射模块（21）被构造成布置在所述转子叶片（10）的翼型部的吸力侧（17）或压力侧处，并且所述至少一个流体喷射模块（21）被构造成在所述转子叶片（10）在其吸力侧（17）或压力侧上设置有所述升力修改装置（20）并且所述至少一个压缩流体源（22）将压缩流体供应到所述至少一个流体喷射模块（21）时，在所述翼型部的所述吸力侧（17）或所述压力侧上产生分离气流（W）的流体幕（A）。此外，本发明涉及一种具有所述升力修改装置（20）的转子叶片（10）以及一种用于修改转子叶片（10）的升力的方法。

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。