前缘
- 不同前缘形状非细长三角翼等离子体流动控制的参数影响实验
其空气动力特性受前缘涡结构影响较大,同时前缘形状、雷诺数、迎角均对三角翼前缘涡的稳定性、破裂等有显著影响[1-7]。通过流动控制手段能够有效控制三角翼绕流中分离流和旋涡,推迟三角翼大迎角下涡破裂或者增强涡强度,可提高机翼稳定性和改善升力特性[8-13]。等离子体气动激励具有响应快、结构简单、频带宽等优点,在分离流和旋涡控制领域有一定发展潜力[14]。国际上三角翼等离子体流动控制研究仍处于初步探索阶段,现有研究中多采用AC-DBD等离子体激励[1],其中主要
空军工程大学学报 2023年2期2023-05-06
- 轴流压气机跨音叶型前缘优化设计
设计的基础，叶型前缘几何外形对气动性能有影响显著。国内外学者对前缘形状的研究做了大量工作。TaoBian等[1]在恒定厚度时研究了不同前缘的圆弧叶片，讨论了分离气泡和二次流等流动情况，找到最终减少流动损失的最佳圆弧叶片前缘几何形状。Ran Tao等[2]研究了前缘形状对空化的影响，圆形和椭圆形前缘叶轮具有较高的初始空化系数，尖的和钝的前缘叶轮在前缘上具有宽的流动分离区和宽的低压区。白涛等[3]在设计和非设计攻角下分析了不同半径圆弧形前缘和不同长短轴比椭圆型
兵器装备工程学报 2023年3期2023-04-03
- A new species of Pararhizomys (Tachyoryctoidinae,Muroidea) from Linxia Basin of Gansu Province
外层咬肌附着区前缘；I2. second upper incisor 第二上门齿；inf. incisive foramen 门齿孔；iof. infraorbital foramen 眶下孔；lt. lacrimal tubercle 泪结节；mt. masseteric tubercle 咬肌结节；pmldc. premaxillary laterodorsal crest 前颌骨侧背嵴；ppf. posterior palatine foramen
古脊椎动物学报(中英文) 2022年4期2022-11-05
- 叶片前缘腐蚀问题原因分析和解决措施的研究
约20%叶片出现前缘腐蚀问题，具体失效形式为叶尖部位涂层出现点状剥落，最后叶尖的前缘锋利位置裸露出基材，主要原因是叶片前缘的线速度较大，风场所有位置周边化工厂排出的废物废气导致夏季伴随着酸雨，加剧叶片前缘腐蚀。机组在这种状态下运行影响发电量，同时存在叶片安全隐患。此问题解决方案是叶片前缘增加一层有机保护膜或者增强保护膜涂层的耐腐蚀性，保证叶片正常使用。1 叶片腐蚀原因1.1 叶片前缘腐蚀背景本次发生叶片前缘腐蚀现象的风场位于江苏沿海城市，该风场于2018年
电力设备管理 2022年11期2022-07-27
- 前缘下垂结合内吹式襟翼失速特性研究
过管道引导到襟翼前缘，增加襟翼表面气流动量。巡航时襟翼恢复为机翼的尖后缘，可减小巡航阻力，且没有缝道流动，降低飞机的噪声水平。国内外针对内吹式襟翼设计做了很多研究，例如内吹式襟翼的增升机理、几何参数影响、非定常吹气效应、气弹特性、升力响应特性、参数化方法及优化设计等。内吹式襟翼失速迎角在较高的吹气动量系数下明显下降，限制了内吹式襟翼的应用潜力，可考虑使用前缘下垂设计来延缓失速，此外前缘下垂装置无缝隙，具有气动噪声小的优势。针对前缘下垂也有许多研究，例如通过
航空工程进展 2022年3期2022-06-24
- 高超声速钝前缘乘波构型优化设计研究1)
定义一条曲线作为前缘线,从前缘出发的所有流线构成的流面作为乘波体下表面,以自由来流平面作为上表面,生成了最初的“Λ”型乘波体.在设计工况下,激波附着于乘波体的整个尖前缘上,从而将高压气体限制在激波和下表面之间,避免了下表面的流动上溢,这一特征使得乘波体在高超声速条件下具备极高的气动效率.Moore 等[3-4]使用圆锥形流场作为基准流场,从前缘线出发进行流线追踪生成了锥导乘波体,由于圆锥激波后流线更接近激波,因而锥导乘波体比“Λ”型乘波体的容积更大,更接近
力学学报 2022年5期2022-06-16
- 叶片前缘凹槽结构气膜冷却特性数值研究
引言国外正在应用前缘凹槽冷却技术，来降低叶片前缘的温度。对于这一前缘凹槽冷却结构苏云亮[1]和郭奇灵[2]等人研究了有/无凹槽结构叶片前缘表面气膜冷却效率的分布规律，结果表明凹槽结构显著提升了前缘滞止线附近区域的气膜冷却效率。本文建立了3种不同的叶片前缘凹槽模型和一种叶片前缘无凹槽模型，分别在吹风比为1.0和2.0工况下，分析前缘表面气膜冷却特性的分布规律，研究了凹槽深度及有无凹槽结构对前缘表面气膜冷却特性的影响。1.数值方法1.1 计算模型与边界条件叶片
中国科技纵横 2022年8期2022-05-25
- 叶片前缘凹槽结构换热特性数值研究
引言国外正在应用前缘凹槽冷却技术，来降低叶片前缘的温度。对于这一前缘凹槽冷却结构苏云亮[1]和郭奇灵[2]等人研究了有/无凹槽结构叶片前缘表面气膜冷却效率的分布规律，结果表明凹槽结构显著提升了前缘滞止线附近区域的气膜冷却效率。本文建立了3种不同的叶片前缘凹槽模型和一种叶片前缘无凹槽模型，分别在吹风比为1.0和2.0工况下，分析前缘表面换热特性的分布规律，研究了凹槽深度及有无凹槽结构对前缘表面换热特性的影响。1.数值方法1.1 计算模型与边界条件叶片前缘由半
中国科技纵横 2022年7期2022-05-03
- 前缘尖化对飞翼布局飞行器气动隐身性能影响
飞行器，出于和缓前缘流动加速、降低逆压梯度及在较大的迎角范围内保持附着流动的考虑，翼型一般采用头部较为饱满的超临界翼型或者层流翼型。其中，层流翼型的低头力矩较超临界翼型小，更适用于俯仰通道操纵能力相对正常式布局弱的飞翼布局飞行器。由于翼身高度融合，无垂尾、平尾等部件，飞翼布局拥有优秀的外形隐身能力。基于此，围绕翼身融合体开展精细化修形是进一步提高飞翼布局隐身性能的重要设计途径之一。目前，美国B⁃2 轰炸机与X⁃47B 两型飞机的机头附近区域采取减小前缘半径
南京航空航天大学学报 2022年2期2022-04-27
- 铰链式下垂前缘机构设计与动力学仿真研究
究，增升装置中以前缘缝翼和后缘襟翼为代表的设计技术与方法等较为完善，但是目前已经运用的增升装置结构复杂，会造成飞机使用过程中的可靠性降低、维护检查困难等一系列问题。现如今大型民用飞机使用需求的不断变化以及飞机设计技术的不断发展进步，绿色航空、安全航空的发展理念已经成为当前民用飞机的设计指导思想，特别是伴随着飞机噪声要求的提高，增升装置设计的指导思想和目标转变为在满足气动要求及噪声要求的前提下尽可能地做到简单、可靠，例如先进商用飞机A380 和A350XWB
航空工程进展 2022年1期2022-02-22
- 前缘倒角造型对叶片端区气热性能影响的研究
种旋涡结构,包括前缘的马蹄涡、通道涡、角涡等。前缘马蹄涡等旋涡结构会将高温流体卷吸至端壁壁面,增强端壁区域气流的扰动和掺混,不仅使燃气透平的气动效率下降,还会导致端壁区域热负荷升高,对端壁区域的冷却设计带来严重的挑战[1]。为增强燃气透平运行的安全可靠性,需采取有效的措施降低叶片端区的热负荷,研究表明前缘倒角造型可以有效抑制叶片端区的二次流[2]。国内外学者开展了带前缘倒角叶片端壁区域流动传热性能的研究。潘民政等研究发现前缘倒角对端壁区域的流动传热性能有显
西安交通大学学报 2022年1期2022-02-14
- 基于无人机SfM 摄影测量的海岸盐沼前缘形态变化研究
个动态系统，盐沼前缘会随着时间发生显著扩张和收缩[1]。这些变化受到了内源和外源作用的共同影响，如海平面上升、波浪、沉积物供给、岩性、生态地貌反馈等[7–11]。盐沼前缘作为盐沼同光滩的耦合地带，对于研究盐沼变化具有重要意义。盐沼前缘具有三维形态，可以从垂直海岸地形剖面和前缘平面轮廓两个维度来认识。通过大量现场观测，从垂直于海岸的地形高程剖面上看，盐沼前缘被证实普遍存在有限数量的特征形态，主要为3 类：光滑前缘、过渡前缘、陡坎前缘，且不同类型之间存在着循环
海洋学报 2022年12期2022-02-04
- H 形钢梁裂纹前缘应力强度因子数值计算
纹扩展过程中裂纹前缘接近椭圆形。应力强度因子（Stress Intensity Factor, SIF）是表征裂纹尖端附近应力场强弱的物理量，利用 SIF 可对裂纹体的断裂行为与疲劳性能进行准确评估。然而，目前关于焊接H 形钢梁 SIF 的研究还不充分。DUNN 等[5]和 HMIDAN 等[6]采用位移外推法分别计算了工字梁与碳纤维布加固宽翼缘钢梁的 SIF，但是其裂纹都已达到钢梁受拉翼缘完全断开的程度。ALBRECHT 等[7]基于 J 积分法计算结果
绿色建筑 2021年4期2022-01-20
- 波状前缘对水翼湍流干涉噪声的影响
究思路。翼型仿生前缘降噪的概念最早来自人类对猫头鹰翅膀结构的认识,但尖锐锯齿形状的猫头鹰翅膀前缘结构,其工程实现和应用都具有一定难度和局限。因此针对翼型前缘降噪,人们逐渐将研究工作重点瞄准对座头鲸鳍肢的前缘凸起结构的模仿。1995年,Fish等[1]首次发表了座头鲸鳍肢前缘凸起结构的形态学分析和流体力学性能研究。此后许多学者对此结构的流体动力性能进行了研究。Johari等[2]通过水洞试验研究发现波状前缘的添加能够明显改善翼型的失速性能。Wei等[3]通过
西北工业大学学报 2021年6期2022-01-11
- 民用飞机复合材料平尾前缘抗鸟撞结构设计研究
飞行和着陆是平尾前缘结构设计中需要考虑的首要目标。复合材料具有高的比刚度、比强度以及低的密度等特性，能有效吸收冲击载荷。平尾前缘结构设计时，合理选用复合材料能有效降低因抗鸟撞设计带来的增重影响，为民机提升安全性的同时也大大提高了经济性。本文通过整理先进民机平尾前缘抗鸟撞设计构型，梳理出目前主流机型中平尾前缘的抗鸟撞设计思路。结合目前国内民机研发能力现状，筛选出适合国内现状的复合材料前缘抗鸟撞构型，并从结构选材、工艺制造性、抗鸟撞性能等方面开展了结构设计。1
高科技纤维与应用 2021年3期2021-08-04
- 基于曲率分布控制的叶型前缘设计方法
着重要影响。叶型前缘段虽然在长度上只占叶型很小一部分，但其设计形状对叶型整体气动性能的影响却举足轻重[1]。学者们对于叶型前缘设计的研究也在不断深入。20世纪60年代，Group和Carter[2]通过试验研究发现更尖锐的前缘有更宽的许用攻角范围。1991年，Tuck[3]用奇异摄动法理论推导了翼型前缘分离的近似判断准则，认为前缘发生流动分离的临界攻角与前缘点曲率的平方根成反比。Cumpsty和Walraevens[4]通过试验研究了圆弧形前缘和椭圆形前缘
航空学报 2021年7期2021-08-03
- 飞机外翼前缘总装阶段装配阶差的探究与分析
要：针对飞机机翼前缘与机翼前梁装配协调技术的探究。从飞机装配各阶段入手，结合某型机生产过程中机翼部件阶段前缘与机翼前梁装配沿合、总装阶段机翼前缘回装，对容易产生机翼前缘装配阶差的原因和装配协调方法措施展开论述。最后，本文提出装配协调技术的具体措施。希望通过对前缘装配阶差的探究与分析，能为大家在机翼前缘总装阶段装配工作提供参考。关键词：机翼;前缘;装配;阶差引言理论设计中的飞机应该具有一个光滑流线的外形。但是实际上真实飞机表面会存在大量的生产不平度，阶差（顺
装备维修技术 2021年50期2021-07-01
- 一起前缘襟翼自检故障分析
人员通过加装机翼前缘襟翼来提高飞机的大迎角稳定性和飞机升力。前缘襟翼布置在飞机左右两侧机翼前缘，在飞机起飞、着陆阶段会放下，以增大机翼弯度、提高飞机升力，便于飞机的起飞与着陆。在空中飞行阶段，前缘襟翼随迎角自动偏转，升力不足时飞机迎角会变大，前缘襟翼随之放下角度增大，为飞机提供升力；升力足够时飞机迎角会变小，前缘襟翼随之放下角度减小，为飞机减小阻力。为检查飞机前缘襟翼工作情况，设计人员通常会加装专用自检电路，以保证当前缘襟翼控制系统故障时能够正常切换到应急
军民两用技术与产品 2020年10期2020-12-08
- 前缘下垂对RAE2822翼型气动特性的影响
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
科技风 2020年26期2020-10-09
- 芳纶纤维对飞机尾翼结构抗鸟撞性能影响研究
计主要有采用金属前缘蒙皮、前缘内设置防鸟撞板等措施。小型飞机受限于尾翼前缘内部空间狭小以及减重问题，既不能采用金属蒙皮，又无法在前缘内设置防鸟撞板。为了达到抗鸟撞设计目的，一种思路是采取具有透波功能的复合材料——高温固化环氧树脂芳纶纤维。虽然芳纶纤维具有密度低、耐磨蚀、耐冲击等特性，但是国内尚无采用该材料进行抗鸟撞设计的先例。文中对采用芳纶纤维复合材料的飞机尾翼结构抗鸟撞性能进行了研究。对芳纶纤维夹芯和芳纶纤维层合板两种构型进行了仿真分析，并进行了试验验证
装备环境工程 2020年9期2020-10-09
- 叶型加工中特殊前缘形状试验研究*
于风扇/压气机的前缘形状已经有较多研究[1-4]，工程上普遍采用椭圆前缘，性能上比传统的圆弧形前缘更具优势，但是难以避免加工上的误差。加工误差必然引起叶片的性能变化，研究发现长期使用过程中压气机的性能衰退主要是由于叶片表面粗糙度的增加、叶顶间隙的增大和叶片型面的改变引起的[5-6]。而加工误差进一步增大了叶片型面的变化，其中前缘形状的变化最为关键，国内外各大研究机构均对此进行过大量的研究。Suder和Chima(1994)[7]的实验结果发现，与叶片其他部
风机技术 2020年4期2020-09-28
- 某压气机第一级转子叶片切角对气动性能的影响
机第一级转子叶片前缘切角、尾缘切角、前尾缘切角前后的气动性能进行了计算分析，结果表明：转子叶片切角后气动性能下降，前缘切角气动性能降低的最多，尾缘切角气动性能降低的最少;转子叶片气动性能降低的量与前缘切角叶片数正相关。关键词：转子叶片;切角;气动性能;前缘;尾缘航空发动机在装配、使用过程中，由于装运损坏、腐蚀、吞冰、异物击伤等原因，其压气机叶片难免会造成损伤[1，2，3]。对于叶尖出现卷边、缺口、撕裂等现象的转子叶片，通常进行切角处理。针对可能出现叶尖前缘
装备维修技术 2020年33期2020-08-10
- 机翼前缘局部填充泡沫铝抗鸟撞特性
行过程中，其机翼前缘等迎风结构极易受到空中飞鸟等离散源撞击而受到破坏，这些结构内部都埋有油路、控制和电气系统，一旦受撞击后内部遭到破坏，将严重威胁民航安全[1-2]。鸟撞事故对航空安全造成了极大的危害，因此鸟撞问题已经成为飞机设计过程中必须要考虑的重要问题之一[3]。针对飞机的鸟撞问题，国内外相关学者开展了诸多研究，但由于鸟撞验证试验较为昂贵，因此大多数的学者逐渐通过仿真分析的方法来进行飞机的抗鸟撞性能研究。当鸟以高速撞击飞机结构的过程中，鸟体将会以流体状
科学技术与工程 2020年8期2020-05-07
- 前缘钝度对高速翼型颤振边界的影响
的方法,研究了钝前缘梯形翼[7]、舵面[8]的气动弹性特性,并获得了梯形舵面的颤振边界。窦怡彬等[9]采用分层求解技术研究了根部固支的高超声速舵面颤振响应和频率。叶坤等[10]也采用分层求解技术分析了全动舵面结构的热边界影响。国内外学者对于高超声速环境下的舵面气动弹性问题进行了数值、实验探索,所研究的对象具有工程实际意义,但所研究的外形变化较大,较难形成系统性的认识。在高超声速条件下,为了减小高超声速时激波产生的阻力,高速飞行器的舵翼面大多采用尖前缘构型,
宇航总体技术 2020年1期2020-03-05
- C/SiC 复合材料波纹点阵结构进气道 前缘设计与制备
加速飞行，尖锐的前缘结构（如鼻锥、翼前缘、舵前缘以及发动机进气道口前缘等部件）有利于保证高升力、低阻力的气动特性。同时，当飞行器快速通过大气层时，严重的气动摩擦加热作用下，尖锐前缘面临的热流密度和表面温度非常高，前缘温度高达1500 ℃以上。过高的温度使得表面材料发生热烧蚀、热分解以及应变失配引起的热损伤效应，因此，迫切需要探索更先进的前缘结构材料以及热防护方式。目前前缘材料主要是高温难熔合金、碳基复合材料以及陶瓷基复合材料（CMC）。难熔合金最高服役温度
装备环境工程 2020年1期2020-02-27
- 高超声速飞行器尖化前缘气动热环境研究
高升阻比飞行器的前缘应具有尖化的边缘。因此，在未来航天飞行器外形设计上，低阻力的尖化前缘取代钝化前缘将成为必然。但飞行器在高超声速飞行时，由于空气粘性作用，物面边界层内的气流产生了强烈的摩擦，其结果使气体的动能不可逆地转变为热能，加之前缘半径很小，在前缘部位产生很强的气动加热，会带来热流大、防热困难的问题。另外，新型高超声速飞行器要保持外形，维持高升阻比，必须采用非烧蚀的热防护技术，这对热环境预示精度提出更高的要求。精确预示尖化前缘的热环境，是尖化前缘热防
导弹与航天运载技术 2019年6期2019-12-19
- 前缘保护膜对风电叶片翼型气动性能的影响研究
在恶劣的环境中，前缘极易出现腐蚀。随着海上风电逐步发展，运行环境更为恶劣，叶片前缘更易发生腐蚀，这会导致叶片升力下降、阻力增加，进而使叶片气动性能下降，影响发电性能。如果叶片前缘腐蚀得不到及时处理，随着时间的推移腐蚀程度加剧，发电量不断降低，最终会给风电运营商带来巨大的经济损失。为了保护叶片前缘，提高其使用寿命，应采取一定的保护措施，目前常用的两种方法为涂装前缘保护漆与粘贴前缘保护膜。前缘保护膜有一定的厚度，在完成涂装的叶片前缘粘贴保护膜，会改变叶片截面外
风能 2019年4期2019-06-14
- 三维裂纹前缘应力强度因子数值计算方法
供支撑。结构裂纹前缘应力强度因子（SIF）是含裂纹结构疲劳裂纹扩展形貌及寿命数值预报方法中的关键参数，一些学者提出了采用奇异单元求解裂纹尖端应力强度因子的有限元模型，并以裂纹最深点及裂纹端点处的应力强度因子作为计算参量模拟简单焊接接头裂纹面内扩展形貌[1–5]。然而，由于工程结构承受载荷复杂性及结构中裂纹分布随机性致使结构最大主应力与裂纹平面并不垂直，裂纹扩展形貌将不再保持平面。结构三维裂纹前缘各个位置处应力强度因子准确计算将是模拟真实裂纹扩展形貌的前提。
舰船科学技术 2019年2期2019-03-07
- 亚声叶型前缘形状对压气机气动性能的影响
过程中的控制(如前缘形状、叶型轮廓度、位置度、扭转角等)极为严苛。但在实际加工过程中，由于成本和工艺水平的限制，加工的叶型与设计的理论叶型有一定的偏差，而这种偏差对压气机性能产生了较大的影响[2-4]。这些偏差影响因素中，前缘形状对叶片性能的影响较大，会影响前缘附面层转捩和分离，从而影响叶型表面负荷分布和叶型损失。Walraevens等[5]实验研究了圆形和椭圆形前缘对分离的影响，表明椭圆形前缘可在较低来流湍流度下抑制分离泡大小，推迟边界层转捩。Wheel
燃气涡轮试验与研究 2018年6期2019-01-11
- 高压涡轮前缘几何形状对性能影响分析
10072)叶片前缘由于其曲率较大，会出现明显的吸力峰，前缘吸力峰导致的分离泡直接影响涡轮叶片表面的流动状态。而叶片前缘通常较薄，又要保证前缘与叶身连接曲率连续，因此叶片前缘加工存在着很大的技术困难，叶片前缘的加工和安装误差不可避免[1-3]。高压涡轮叶片工作温度高、并且由于燃气的烧蚀、积炭等使得前缘几何形状容易发生形变。国内外针对前缘几何形状展开了较多的研究。北航陆宏志[4-5]等研究了压气机不同前缘几何形状对流场性能的影响，其研究结果表明椭圆形前缘在整
兵器装备工程学报 2018年9期2018-10-11
- 某型机前缘类蒙皮成型分析
赵薇摘要：单曲度前缘类蒙皮，该零件是机翼前后缘部分的襟翼部分的内蒙皮零件。主要用于机翼，是飞机上不可或缺的一部分，前缘类零件由于弧度大，成形困难。本文以理论为指导，结合该零件结构特点进行成形工艺性分析，通过大量的试验制定出合理的工艺方案，并不断的完善工装技术条件，最终生产出满足设计和使用要求的产品。关键词：机翼；钣金；前缘；收放1 引言飞机钣金制造技术是航空航天制造工程的一个重要组成部分，是实现飞机结构特性的重要制造技术之一，是使飞机能同时获得高结构效率和
科学与技术 2018年27期2018-06-17
- 一种半径可控的参数化三维前缘钝化设计方法研究
须要对存在的尖锐前缘进行钝化处理。在旋成体、升力体、翼身融合体等常见高超声速飞行器气动构型之中，乘波体具有升阻比大、设计过程简单等优点[1, 2]，是一种应用前景广阔的高超声速飞行器气动构型方案。但乘波体的设计原理决定了其外形必然带有尖锐前缘，这给热防护和加工制造带来一定困难，因此在设计时有必要对其前缘进行钝化处理。现有的各种乘波体前缘钝化方法主要在材料增减和前缘钝化曲线类型两个方面存在差异：a) 在材料增减方面，Stevens[3]提出了通过移除材料和增
空天防御 2018年1期2018-04-16
- 民用飞机平尾前缘布置设计
鹏【摘 要】平尾前缘是指沿弦向位于平尾盒段前梁之前的非活动翼面结构部分，主要布置有结构隔板、除冰系统、液压管路、电气电缆等。本文主要介绍了民用飞机平尾前缘布置原则和影响因素，为民用飞机平尾前缘布置提供了设计方法和思路。【关键词】平尾；前缘；布置中图分类号： V216 文献标识码： A 文章编号： 2095-2457（2018）28-0085-002DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2018.28.038【Abstract】
科技视界 2018年28期2018-01-16
- 前缘切口参数对大型冲压式翼伞的性能影响分析
陈建平 童明波前缘切口参数对大型冲压式翼伞的性能影响分析黄炎 张红英 杨璐瑜 陈建平 童明波（南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，南京 210016）影响冲压式翼伞气动性能的主要参数除翼型结构参数外，还有翼伞前缘切口角度和前缘切口长度。为了更准确地找到冲压式翼伞前缘切口参数适用的工程应用范围，文章以某大型冲压式翼伞的基础翼型剖面为研究基础，通过改变前缘切口角度和前缘切口长度这两项重要参数，得到四种具有代表性的前缘切口参数的翼型剖面，并采
航天返回与遥感 2017年5期2017-11-25
- 民用飞机翼面前缘的抗鸟撞结构设计思路探讨
的情况。关键词：前缘 结构设计 鸟撞中图分类号：V211 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2017）03（b）-0008-02鸟撞是一种突发性和多发性的飞行事故，轻则导致结构部件的损伤，重则引发机毁人亡的灾难[1]，国际航空联合会将鸟害定义为“A”类航空灾难[2]。在已统计的鸟撞事故中，固定类前缘发生鸟撞行为的概率仅排在发动机、风挡之后[3]。由于鸟撞引起的巨大损失，各国政府和科研机构对鸟撞问题均进行了深入研究，比较著名的有国际鸟撞委员会（I
科技创新导报 2017年8期2017-06-07
- 应用加权紧致非线性格式的VFE-2钝前缘三角翼转捩模拟*
式的VFE-2钝前缘三角翼转捩模拟*王光学1,2，王圣业1，王东方1，邓小刚1(1.国防科技大学 航天科学与工程学院， 湖南 长沙410073；2.中山大学 物理学院， 广东 广州510006)为研究前缘转捩对钝前缘三角翼涡结构的影响，采用高阶精度加权紧致非线性格式和γ-Reθ转捩模型对VFE-2中等半径钝前缘三角翼进行数值模拟。将计算结果与试验结果进行详细对比，结果表明：钝前缘三角翼的前缘分离涡发生在翼尖下游，在特定雷诺数下其具体发生位置受转捩因素影响，
国防科技大学学报 2016年4期2016-10-10
- 低渗透油藏反九点井网水驱前缘研究
)水驱油过程中，前缘含水饱和度所处的位置就叫水驱前缘，它是研究水驱开发油藏油水运动规律的重要因素之一。对于水驱前缘的研究，有的文献采用试井理论分析方法［1-2］，这种方法不能有效描述实际水驱规律;有的文献采用动态监测方法［3-4］，这种方法成本较高;有的文献采用油藏工程计算和数值模拟方法［5-8］，这种方法可以有效描述水驱规律，但没有延伸到反九点面积注采井网的水驱前缘运动规律问题。本次研究基于低渗透油藏水驱理论，建立低渗透油藏反九点井网的水驱前缘计算模型，
重庆科技学院学报（自然科学版） 2015年2期2015-12-28
- 压气机叶片前缘形状与局部损失相关性
义上的压气机叶片前缘为圆弧形。但是越来越多的实验和研究表明，圆弧形前缘由于其和叶身连接处曲率的不连续性会导致流体发生分立，形成分离泡，进而增加损失。Walraevens和Cumpsty通过实验，对比了圆弧形前缘和椭圆形前缘的局部流动，发现椭圆形前缘可以抑制附面层的发展，推迟边界层转捩，扩大了攻角范围［2］。刘火星等人在此基础上，将NACA-65叶型更换椭圆形前缘，经过实验得出，椭圆形前缘的攻角范围比圆弧形前缘扩大了4°［3］。陆志宏等研究了一种带平台的圆弧
哈尔滨工程大学学报 2015年4期2015-08-23
- 钝化外形对旋成体气动性能的影响
径/高度下，由于前缘流向投影面积占整个旋成体流向投影面积比例较小，前缘气动性能对整个旋成体气动性能影响不大；但是，随着钝化半径/高度的增加，前缘气动性能对整个旋成体气动性能影响会逐渐增大.关键词： 旋成体； 高超声速； 飞行器； 前缘； 气动力； CFD中图分类号： V423.8；TB115.1文献标志码： BAbstract： To study the effect of blunt shapes on the aerodynamic performan
计算机辅助工程 2014年5期2014-10-30
- 偏转翼前缘热流分布特征
气动加热，尤其是前缘部位［1］。前缘部位热流评估的正确与否直接关系到翼前缘气动热试验能否顺利进行，更关系到飞行器设计的成败。电弧风洞实验表明，在零偏转角的条件下，前缘上的热流最高处集中在前缘几何中心线（对称线）上。然而，为了对高速飞行器飞行方向进行有效控制，在飞行器飞行过程中机翼往往与来流方向有一定的偏转角度，即本文称之为偏转角。在来流方向不变的条件下，此时翼前缘几何中心线上的热流密度要发生变化，在同一截面上热流密度的最大值由几何中心变化到前缘的其它位置，
实验流体力学 2013年6期2013-11-20
- 可变正弦前缘对直机翼气动性能影响的研究
构造，指出其胸鳍前缘的突起能产生不稳定流向涡，从而能延缓失速并使鳍在大迎角下仍能保持高升力，这对座头鲸大迎角机动非常有利。Miklosovic等（2004）［3］制作了座头鲸鳍的模型，模型前缘有正弦波状突起。风洞实验表明前缘突起能使其失速迎角相比于光滑前缘模型增大约40%，同时伴随着升力增大与阻力减小。其后，Miklosovic等（2007）［4］研究了正弦前缘对二维和三维机翼气动特性的影响。结果表明：正弦前缘对提高三维机翼的气动性能更为有效。Johari
实验流体力学 2013年4期2013-11-15
- 螺旋桨飞机前缘抗鸟撞分析
否满足要求。1 前缘抗鸟撞分析1.1 前缘抗鸟撞能力分析1.1.1 抗鸟撞能力分析抗鸟撞能力分析一般有以下两种方法:a)能量比较法，即从能量观点研究飞鸟的能量，如果全部被飞机结构吸收，则满足鸟撞要求的结构应有:式中:V——飞机速度，m/s；Vp——穿透速度，m/s，估算方法见1.1.2；M——鸟质量kgb）其他方法，如考虑几何和材料的非线性的有限元素法分析机翼前缘的鸟撞问题，但分析方法应有充分的试验做支持，采用的程序必须是经过鉴定的。1.1.2 结构穿透速
科技视界 2013年14期2013-04-13
- 中等后掠角三角翼前缘双涡结构的形成机理数值研究
和迎角下，在机翼前缘涡主涡外侧会形成一个新的集中涡，即形成双涡结构：鲁素芬［3］对50°后掠角三角翼流动结构及气动特性的实验研究发现了三角翼前缘双涡结构的存在；GURSUL I［4］通过数值研究发现小后掠角的三角翼容易形成双涡结构，而细长三角翼不会产生双涡结构，其认为双涡结构产生的原因是边界层和主涡之间的相互作用；GORDNIER Raymond E 和VISBAL Miguel R［5］对50°后掠角平板三角翼在迎角等于5°时的流动进行了数值模拟，结果表
空气动力学学报 2012年6期2012-10-21
- 高超声速前缘空腔数值模拟研究
远程机动飞行器，前缘形状是影响气动力、气动热的关键因素之一。为了获取高升力、低阻力等优良气动力性能，应当采用尖锐前缘(如高超声速“乘波体”);而出于防热的需求以及制造加工等考虑，尖锐前缘又必须进行足够的钝化。这一矛盾要求使得高超声速飞行器前缘设计必须进行折中。近年来，不少国外文献研究了在前缘点引入空腔的被动控制概念，并进行了大量的试验与数值模拟研究，指出空腔唇口外缘局部将形成“冷却环”，可有效降低当地的热流。前缘空腔是1922年 Hartmann和 Tro
空气动力学学报 2011年4期2011-11-08