升阻比

摘要： 以满足迫击炮的远程化打击为研究背景,本文提出了以火箭助推+滑翔增程的远程制导迫弹弹道方案,建立了弹道方程组模型,在此基础上对滑翔增程弹道进行研究。理论分析及数字仿真表明,滑翔增程能力主要取决于弹体的升阻比以及最大弹道高。通过提高弹体升阻比和优化最大弹道高设计,远程制导迫弹能够实现较强的弹道增程,满足远程化打击作战需求。

摘要： 使用无人机来发电可以省去风力发电机的建造和运输的大部分费用,可以以低成本获取更高海拔的强大风能。对于可持续发展这个课题也拓宽了视野,为人类的发展提供更多的可能。飞机最重要的部分当然是机翼了,飞机能飞在空中全靠机翼的升力,机翼的剖面称之为翼型,所以我们会根据飞行高度、翼弦长、飞行速度等因素来确定飞机所需要的雷诺数,在根据相应的雷诺数来选择合适的翼型。

摘要： 为了提升高速航空螺旋桨的气动性能,通过计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)方法研究了平凸翼型NACA4412、超临界翼型RAE2822和高雷诺数薄翼型NACA65206在不同马赫数Ma、不同攻角下的升阻比变化规律,以及翼型流场的马赫数等值线分布等。通过翼型的升阻比特性研究,选用NACA65206翼型设计了一款高速航空螺旋桨,并进行了螺旋桨流场的CFD仿真和气动性能计算。结果表明:随着马赫数从0.5提高到0.9,NACA65206翼型具有更好的升阻比特性,并且失速特性不断改善;采用NACA65206翼型设计的螺旋桨在0.6飞行马赫数下,推进效率高于80%,在0.7飞行马赫数下,推进效率高于75%,说明了使用薄翼型结合大后掠角度设计的高速航空螺旋桨具有较好的推进效率。

摘要： 针对中国大学生方程式赛车,运用三维建模软件CATIA建立车身的基本造型,设计一套包括前鼻翼、扩散器和尾翼的空气动力学套件,采用FLUENT软件对建立的整车模型进行外流场分析,对比分析改装前后赛车的气动性能。分析结果表明,在赛车上加装空气动力学套件后,虽然整车阻力有所增加,但赛车的气动升力特性由正变为负,下压力大幅度增加,整车升阻比提升明显,赛车的气动性能和操纵稳定性得到提高。通过实车实验,进一步验证了该设计方案的合理性。

摘要： 针对传统巡航导弹只有固定的气动外形,无法根据不同的弹道段飞行任务保持最佳气动性能的问题,设计了一种“剪切式掠翼”巡航导弹构型的变体飞行器。在亚声速和低超声速飞行时的外流场进行数值计算,得到变掠翼巡航导弹的气动特性参数;为获取巡航导弹在各速域下的最优掠角,采用遗传算法对变掠翼巡航导弹气动力系数进行全局寻优。结果表明:结合遗传算法可以合理得出变掠翼巡航导弹在各速域下的最优掠角;在亚声速阶段,掠翼完全展开时可以获取较高的升阻比,完全展开掠翼的升力系数比完全收缩时高76%;在低超声速阶段,最优掠角迅速增大,选用较大的掠角可以有效减少飞行阻力,弹翼完全收缩的阻力系数比弹翼完全展开时低53%。结合变掠翼可以有效帮助巡航导弹在亚声速和低超声速均具有良好的气动特性,变掠翼巡航导弹有着广阔的应用前景。

摘要： 为提高叶轮机械运行的稳定性,常需要设计获得一种具有高升力特性和良好稳定性的翼型。受自然界中具有不同飞行特性的鸟类翅膀的启发,本文首先以海鸥、雀鹰、长耳鸮、水鸭4种鸟类为仿生对象,对沿翅膀展向40%截面位置处的翅膀轮廓形状进行仿生重构,获得4种仿生翼型。然后,对4种仿生翼型的动态失速特性进行数值模拟,通过对比分析4种仿生翼型的动态气动特性得出:在Re=2.0×10^(5)工况下,仿海鸥翼型的平稳性最好,阻力峰值在4种仿生翼型中最低;仿雀鹰翼型仅上仰阶段的升力系数小于仿海鸥翼型,仿雀鹰翼型的平稳性与仿海鸥翼型类似;尽管仿长耳鸮翼型的升力系数峰值最大,但是其动态迟滞现象明显;仿水鸭翼型产生的阻力最大,平稳性也相对较差。综上,仿海鸥翼型具有良好的稳定性和较低的阻力峰值,从而为叶轮机械优化设计和气动性能改善提供了有价值的参考翼型。

摘要： 再入可达域是飞行器机动能力的重要体现,可为轨迹规划与制导、着陆点选择等提供依据.为此,研究了一种基于伪谱法的可达域快速生成方法,并对可达域的影响因素进行仿真分析.将攻角、倾侧角同时作为控制量被离散化而形成非线性规划问题,并通过求解若干个不同纵程条件下的最大横程问题得到可达域.基于上述方法对影响可达域的相关因素进行仿真与分析.仿真结果表明,飞行器质量、气动参考面积、大气密度等在一定范围内不会导致可达域的变化;超出一定范围后,会对短纵程轨迹产生明显影响,影响可达域的左半部分,而基本不影响可达域的右半部分;升阻比对可达域的影响较大,其大小与可达域范围成正相关.

摘要： 通过正交实验,分析低-高马赫数两级串联吻切锥乘波体在6马赫速度下容积率、升阻比与设计参数之间的关系,并建立二元的非线性回归模型得到升阻比和容积率关于参变量的半经验公式。经过多目标引力算法的优化得到一组关于升阻比和容积率的Pareto最优解集,参照解集选择两级串联吻切锥乘波体的设计参数。优化后两级乘波体能够在超声速到高超声速过程中保持良好的气动特性,尤其是在设定巡航速度,具有高升阻比且下表面气流封闭性较好。

摘要： 为提升固定式鸭舵全弹的气动效率,对制导榴弹弹道修正组件进行结构设计以及气动特性分析.基于155 mm口径榴弹设计3种不同形状的鸭舵,利用数值仿真软件对3种舵片进行气动仿真,通过3种设计方案滚转力矩以及升阻比的对比进行优选,并对不同安装位置对气动特性的影响进行分析,得出气动效率相对较好的鸭舵形状以及轴向布局.结果表明:该设计具有一定的工程应用价值,可为基于鸭式舵的简易制导榴弹气动设计提供参考.

摘要： 翼型在较大攻角下会发生失速,产生流动分离,这将直接影响翼型气动性能.对此,采取在雷诺数Re=1×106的条件下,在S809翼型前缘点附近不同位置处设置微小板,改变微小板的板长、振动振幅和频率,探究其对S809翼型气动性能的影响.结果表明:静止时,微小板的板长尺寸对控制效果影响显著,当位置和尺寸选取最优时,S809翼型在22°攻角下升阻比提升2倍左右;对抑制流动分离效果不佳的尺寸较小的静止板施加以合适振幅和频率的振动后,可以有效地抑制翼型的流动分离,得到增加升力、减小阻力的效果.

摘要： 针对未来空天飞行器面临的全速域高升阻比需求矛盾,构建了一种新概念双向飞翼飞行器外形.基于数值仿真的结果表明,与常规布局相比,双向飞翼飞行器的低速升阻比可提高30％～50％左右,高超声速升阻比与常规构型相当,是一种有潜力的气动布局形式.在此基础上,从飞行器技术实现角度,系统梳理了双向飞翼飞行器方案面临的纵向稳不稳定度偏大、飞行模态转换控制困难、飞发一体化耦合等技术难点,提出了可行的解决途径或可能的攻关方向,有助于临近空间双向飞翼飞行器的早日实现.

摘要： 全速域飞行对飞发一体化气动布局提出很高要求,要兼顾低速和高速飞行性能.飞行器起飞时要求足够的升力和推力,结构和装载要满足加速和巡航的要求,而且由于组合动力发动机的推力有限,在模态转换时还存在推力鸿沟,跨声速、模态转换和高速飞行时要求飞行器有较小阻力.本文设计了一种背部进气的概念飞行器,推进流道采用流线追踪进气道和可调节截面渐变尾喷管,机体采用楔形乘波体设计,采用数值模拟(CFD)对飞行器全速域一体化性能进行了评估分析,并与传统腹部进气的飞行器构型(Trijet、X51A)的气动性能进行了对比.初步结论为:背部进气方案近似实现了楔形乘波体特征,具有高升阻比特性;设计的进气道与飞行器构型初步满足了巡航状态的需求,但对于加速状态的设计需要进行详细深入的研究.

摘要： 本文首先通过应用Profili软件对CLARK-Y翼型进行修形设计,得到了一种新的翼型CLARK-Y-Mod,该翼型的升阻比相对于CLARK-Y有了十分明显的提高,并且高升阻比的范围也更宽;其次用FORTRAN语言实现了应用孤立翼型设计法对轴流式通风机的设计过程,再分别将翼型CLARK-Y与CLARK-Y-Mod应用到轴流式通风机的设计中,利用所编的FORTRAN程序,设计出两款风机的叶轮,并对设计结果进行了简要的对比分析.

摘要： 作为临近空间开发和应用的主要载体之一，高超声速飞行器已成为目前世界各国，特别是发达国家的研究热点。高升阻比、高容积率和高升力系数是各类高超声速飞行器气动设计的主要目标,高压捕获翼气动布局可有效利用机体上壁面压缩产生的高压区,其直接效果为有效提升上述性能指标.本文主要对此新型布局的原理及目前主要研究进展进行回顾,并对后续研究中应该重点关注的问题进行预判,并对该布局未来的应用方向进行了展望.

摘要： 高压捕获翼构型是针对高超声速飞行器大容积、高升力和高升阻比的设计需求而提出,是一种新型的气动布局概念.大量的数值算例己经说明了高压捕获翼的有效性,为进一步验证高压捕获翼构型的设计原理和前期工作数值结果的可靠性,本文以圆锥体为基本压缩体、捕获翼为半桶形的设计方案开展了风洞实验研究,获取了捕获翼构性的气动力数据和流场纹影图像.结果表明,数值结果与实验结果吻合较好,从而验证了前期工作数值计算的可靠性;通过实验构型与锥体气动力结果对比发现,添加捕获翼可使最优升阻比提升约34％,且对应于最大升阻比攻角条件下,升力系数增加了约42％,而阻力系数仅增加了2％左右,充分验证了捕获翼构型的有效性.

摘要： 高压捕获翼是一种合理利用机体和上置翼(捕获翼)间的耦合关系来提高飞行器升力,进而大幅提高升阻比的高速飞行器新概念构型.目前己应用二维楔形流理论进行了理论分析,用CFD进行了三维数值模拟,并通过实验验证了捕获翼的有效性.本文从捕获翼的基本原理出发,设计出一种应用捕获翼的高速飞行器新概念初始构型.在兼顾容积率的情况下以增升减阻为目标,综合应用均匀试验设计和CFD数值模拟等手段,对初始构型进行迭代和优化得到最终构型,并通过CFD对其气动性能进行分析.结果表明,在高速域,该捕获翼构型具有较高的升阻比.在马赫数5-7范围内,最优升阻比均在4.5以上,最优升阻比对应攻角为0度左右.

摘要： 后缘可变弯度机翼是通过机构作动使机翼的后缘发生弹性形变从而改变机翼后缘外形.本文以SG_6043为基本翼型,通过一种可变弯度机构改变翼型后缘弯度,对不同变弯下的翼型进行CFD计算.结果显示后缘可变弯度翼型在一定的条件下可以提升机翼的升力,提高升阻比.

摘要： 为更好地掌握机翼在地效区气动性能受各因数影响的变化情况,在拖曳水池开展了地效区机翼气动性能研究,分析了飞高、攻角和气垫对机翼气动性能的影响.结果表明,机翼以较小攻角近水面飞行可获得较大的气动升力和升阻比,而且随飞高的降低气动升力与升阻比逐渐增大,一定范围内随攻角的增加也逐渐增大,同时机翼低头力矩的变化与升力变化趋势相同,特别是有气垫作用下更加明显.

摘要： 超空泡技术已在水下超高速航行体中得到广泛应用.针对未来水面航行船、水下机动航行体的设计,超空化水翼将起到关键作用.本研究基于Mixture多相流模型,对绕超空化水翼TAP-1的流动进行数值模拟.计算翼型和携带下挂航行体的水翼的升阻特性曲线,分析流体动力特性,并对比两者计算结果,为超高速航行体的组合水翼设计与流体动力计算提供参考.

摘要： 超空泡技术已在水下超高速航行体中得到广泛应用.针对未来水面航行船、水下机动航行体的设计,超空化水翼将起到关键作用.本研究基于Mixture多相流模型,对绕超空化水翼TAP-1的流动进行数值模拟.计算翼型和携带下挂航行体的水翼的升阻特性曲线,分析流体动力特性,并对比两者计算结果,为超高速航行体的组合水翼设计与流体动力计算提供参考.

摘要： 本申请属于航空发动机控制技术领域，具体涉及一种降低旋转螺栓风阻温升的流通结构，包括设置在旋转螺栓两端的集气腔与排气腔，以及连通所述集气腔与排气腔的流道，所述流道包括入口段、过渡段及出口段；所述过渡段的流道方向平行于所述旋转螺栓的旋转轴线，所述入口段自所述集气腔起，沿第一弯曲方向延伸至所述过渡段，所述第一弯曲方向具有与所述气流相对流动方向相同的分量，所述出口段自所述过渡段(32)起，沿第二弯曲方向延伸至所述排气腔，所述第二弯曲方向具有与所述气流相对流动方向相反的分量。本申请有效降低了转转系下旋转螺栓的风阻温升，适用与航空发动机狭小腔室的环境。

摘要： 一种直立式火星飞行器共轴旋翼系统升阻特性测量装置，它涉及一种测量装置。本发明解决了现有的旋翼系统升阻特性测试装置没有针对火星飞行器系统提供充足的转速并精确获取旋翼系统工作时产生的升力与扭矩，难以满足实际的工程需求的问题。内轴的下端依次穿过外轴上齿轮、第一挡圈、内轴下齿轮、第二挡圈、第一深沟球轴承和第三挡圈，内轴的下端通过双螺母锁紧，外轴上齿轮通过一对第一深沟球轴承安装在内轴上且二者同轴连接，内轴上齿轮与内轴下齿轮相互啮合，外轴下齿轮与外轴上齿轮的下部外沿相互啮合，轴承外壳的下端安装在上支架的中心处，外轴上齿轮通过两个第二深沟球轴承安装在轴承外壳内。本发明用于火星飞行器共轴旋翼系统升阻特性测量。

摘要： 本发明公开了一种升阻结合双链式水轮机，通过将内部阻力水轮结构设置于两个升力水轮机轴之间，在内部阻力水轮结构中薄膜叶片的三边与矩形叶片支架的边框固定连接，利用固定的矩形叶片支架安装薄膜叶片结构，能够增加单位水轮机结构可以附加的叶片数，同时利用薄膜叶片使其在三个水面均能够受力推动传动轴向同一方向转动，在另一个逆水面，迎着水流方向的矩形叶片支架后侧有薄膜叶片会形成一定导流现象，减少在逆水面产生的反向的力矩，使水轮机整体有较高的能量利用系数，利用水流的阻力通过内阻力水轮结构提升速度，通过重合升力型叶片和薄膜叶片结构的最优工况增加了水轮机整体的的能量利用系数，避免了由于压力突变产生的叶片空化效应。

摘要： 一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，本发明涉及一种测量装置，本发明的目的是提供一种直立式火星飞行器单旋翼系统升阻特性测量装置，以解决常规地球单旋翼系统升阻特性测量装置难以提供充足的飞行转速高精度测量升阻特性的问题。它包括旋翼模块、动力模块和测量模块；旋翼模块、动力模块和测量模块沿旋翼系统旋转轴方向由上至下依次固定连接。本发明用于飞行器单旋翼系统升阻特性测量领域。

摘要： 本发明公开了一种升阻结合全风速发电的垂直风力发电机组，包括H型风叶、风叶箍、风叶拉索、电动缸、横梁、横梁叶片、闭门器、横梁拉索、中心柱、轮毂、增速机构、支撑平台、发电机、制动装置、辅助支承、机械锁定结构和塔架，所述塔架的顶部平台设有增速机构、增速机构的上端位置转动连接有轮毂、增速机构的下部位置连接有发电机、支撑平台与横梁的之间位置设有机械锁定结构、横梁与支承平台之间设有轨道轴承辅助支承、横梁上设有横梁叶片。本发明为升阻结合全风速发电的垂直风力发电机组，通过结构的设置，实现高、低风速均可发电的目的。且达到安全可靠。

摘要： 本发明提供了一种避雷器阻性电流测试仪用的举升装置，其包括底座、用于将避雷器阻性电流测试仪固定连接的连接板、用于将所述底座与所述连接板连接且可对所述连接板进行调节的支撑装置；所述支撑装置的一端与所述底座连接，所述支撑装置的另一端与所述连接板连接。通过支撑装置与连接板的结合，支撑装置不仅可以对连接板进行高度上的调整，还可以对连接板进行倾斜度的调整，从而使得安装在连接板上的测试仪始终保持稳定，且不需要人工对测试仪进行搬运，大大节省了劳动力，具有良好的实用性。

摘要： 本实用新型公开了一种利用内部排气有效减阻的汽车引擎盖举升装置，涉及引擎盖举升器领域，包括伸缩推杆、安装座和底座，所述伸缩推杆包括套管和内杆，所述内杆滑动套接在套管内，所述内杆的一端伸出套管外连接有密封外壳，所述密封外壳滑动套接在套管的端头，所述套管的端头开设有排气孔，所述内杆的另一端固定有限位筒，所述限位筒滑动套接在套管内。本实用新型通过设有排气孔和密封外壳，内杆前进时通过排气孔排出的气体使密封外壳内径撑大，有利于密封外壳脱离套管和套管内部气体的排出，减小内杆前进时的阻力，同时内杆收缩后，密封外壳套接在套管上，罩住排气孔，避免排气孔长时间放置后里面会有生锈等不利因素。

摘要： 本实用新型涉及风能发电技术领域，具体涉及一种升阻转换式垂直轴风力机。包括转轴、多个叶片组和多个支撑杆，叶片组包括静叶片、动叶片和弹性件。在风力机启动初期，在弹性件作用下，动叶片后端远离静叶片后端，呈张开状，则此时叶片组对气流的阻力较大，此时的叶片组为阻力型，利于在微风时启动，当风力机启动后叶片组的转速的提高，动叶片所受的离心力增大，在离心力作用下，弹性件被压缩，动叶片向静叶靠拢，且叶片转速越高，静叶片和动叶片之间的角度越小，则叶片组升力随之变大，最终形成升力型叶片，实现了叶片阻力和升力的随转速相互转化，解决垂直轴风力机在发电过程中存在低速难启动的问题，提高了风能利用率。

摘要： 本实用新型提供了一种升阻复合型风力发电装置，其包括转轴，转轴与发电机的轴端连接，发电机与储能组件电连接；转轴上设置有升力型扇叶组件和阻力型扇叶组件，升力型扇叶组件设置在阻力型扇叶组件的内部。外界风力吹在阻力型扇叶组件上，阻力型扇叶组件带动转轴和升力型扇叶组件同步转动，并且阻力型扇叶组件将风力向内聚集后吹在升力型扇叶组件上，从而提升了升力型扇叶组件的转动速度，转动的转轴带动发电机发电，故本装置仅需要较小的风力就能使本复合型风机的转轴以较高速度转动，从而提升了发电机的发电量。

摘要： 本发明公开了一种大升阻比无人机边界保护方法，在姿态驾驶控制回路中加入边界保护项，所述边界保护项为被保护信号的误差值与增益K的乘积。本发明是在不改变原有控制律结构的基础上加入边界保护控制，当各信号在超出边界时，可通过迅速调整飞行姿态来保证各信号重新进入被保护范围，从而保护了无人机的飞行安全。