搜索结果: 1-15 共查到“航空、航天科学技术 襟翼”相关记录15条 . 查询时间(0.067 秒)
为了对大型客机襟翼滑轨进行布置，满足刚度连续变形协调的设计要求，该文阐述了襟翼的结构及受力形式，对襟翼进行合理的工程简化，确定了支点形式，依据结构力学基本理论对襟翼刚度进行计算和拟合，基于襟翼受载变形协调，建立优化模型，提出了一种双支点襟翼支点的位置优化方法，该方法对其他悬挂式或支撑式活动舵面的支点位置确定提供了有益的参考。
通过风洞试验研究了在低雷诺数下加装格尼襟翼的小展弦比机翼气动特性，机翼展弦比为1.67，格尼襟翼为1%~4%弦长高度，试验雷诺数分别为2.0×105和5.0×105.天平测力和表面测压的试验结果表明：低雷诺数下小展弦比机翼加装一定高度的格尼襟翼后，升力系数明显提高，加装1%弦长高度的格尼襟翼还能够提高机翼的升阻比.这是因为在试验雷诺数下，合适高度的襟翼在提高了机翼升力的同时并未显著增大机翼阻力.对...
为研究高亚声速下格尼襟翼(GF)对翼型气动性能的影响,采用数值计算方法研究了NACA 8-H-12翼型加装不同高度格尼襟翼后的气动特性。数值计算以雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为控制方程,采用有限体积法进行离散,通量计算采用Roe通量差分分裂格式,湍流模型为剪切应力输运(SST) k-ω两方程模型。格尼襟翼高度分别为1%、2%和5%弦长高度,垂直于翼型弦线安装,安装位置分别位...
加装格尼襟翼的自转旋翼气动特性研究
自转旋翼 叶素理论 气动特性 升阻比
2012/10/26
为了研究格尼襟翼对自转旋翼气动特性的影响,首先建立了翼型加装格尼襟翼的二维气动特性计算模型,分析了NACA0012翼型及该翼型加装1%、2%弦长高度格尼襟翼的气动特性,理论计算结果与试验结果的对比表明了本计算模型的正确性。基于叶素理论建立了自转旋翼动力学模型,采用Pitt-Peters动态入流模型捕捉自转旋翼诱导速度沿桨盘的非均匀分布特性。最后进行了自转旋翼加装不同高度格尼襟翼的气动特性分析,结果...
针对带后缘襟翼的智能旋翼直升机典型襟翼参数对翼型动态失速特性的影响进行了研究。建立了带后缘襟翼的桨叶动态失速模型,考虑了襟翼与桨叶之间的缝隙和襟翼在运动过程中相对桨叶的凸起,采用计算流体力学(CFD)方法,研究了不同襟翼转轴位置和襟翼与桨叶的缝隙情况下的翼型动态失速特性,探讨了后缘襟翼激励幅值、时长和起始时刻对升力和俯仰力矩系数的影响。研究结果表明:后缘襟翼能够较好地改善翼型动态失速时的气流环境,...
Gurney襟翼对某型客机流动控制数值模拟
多段翼型 后掠机翼 气动特性 数值模拟
2012/9/25
为改善某型客机的起降性能,通过在机翼尾缘加装Gurney襟翼,对流场进行了数值模拟。对该客机机翼的控制翼型安装不同高度的Gurney襟翼进行数值模拟,结果表明安装Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系数和阻力系数,但会增强尾迹流动的不稳定性。将不同高度的Gurney襟翼应用于该客机的简化模型,机翼的大部分区域符合二维翼型研究得出的流动控制规律;在机翼外侧区域,Gurney襟翼使机翼附近流场中的翼...
为了研究翼型扰流流动控制,设计了一种三角形涡流发生器(VG)和两种Gurney襟翼,通过Gurney襟翼与VG组合布局的方式进行风洞试验,对比了干净翼、干净翼加Gurney襟翼、干净翼加VG及干净翼加Gurney襟翼和VG这4种状态下的试验结果。试验结果表明:安装Gurney襟翼对翼型线性段升力在同一迎角下有明显提高,同时伴随一定的阻力增加;安装VG后翼型失速段特性得到极大改善,阻力大幅下降;安装...
美国验证试飞一种变形机翼——自适应柔性后缘襟翼（图）
美国 机翼 自适应柔性后缘襟翼
2006/12/6
美国《航空周刊与航天技术》2006年11月27日讯：最近，美国柔性系统有限公司（FlexSys Inc）在美空军研究实验室（AFRL）赞助下研制的“自适应柔性变形机翼”（adaptive compliant wing），在美国缩比复合材料有限公司（Scaled Composites LLC）的“救世主”（White Knight）飞机上进行了系列试飞验证。
平板/锯齿型Gurney襟翼对NACA0012翼型增升实验研究
增升 翼型 Gurney襟翼 风洞实验
2001/11/20
在Re 为211@106 情况下进行的NACA0012 翼型Gurney 襟翼增升效应风洞实验研究表明, Gurney襟翼可使升力有很大提高, 0.5%平均气动弦长襟翼在CL> 11 0 后即可提供较高的升阻比, 当CL = 11 35 时,2%平均气动弦长襟翼获得了35%的最大升阻比增量; 翼型表面压力分布结果显示, Gur ney 襟翼增加了上翼面的吸力, 同时下翼面压力增强, 因而升力提高;...
多段翼型大迎角下主翼、襟翼上的分离流及缝道流动
多段翼型 嵌套网格 有限体积法 Johnson－King紊流模型
1997/8/11
使用雷诺平均Ｎ－Ｓ方程、采用可用于较大分离区的Ｊｏｈｎｓｏｎ－Ｋｉｎｇ紊流模型、嵌套网格和有限体积法研究大迎角下的多段翼型绕流，特别是主翼、襟翼上的分离流动及缝道流动。利用嵌合体技术对组合体每一部分生成高质量并适于高效求解的贴体网格。以具有１７％相对厚度的ＧＡＷ－１翼型带３０％襟翼翼型为例进行了计算，计算结果与实验结果吻合很好，证实该方法可以较好地预计多段翼型上的分离流、缝道流动与最大升力。
多段翼型大迎角下主翼、襟翼上的分离流及缝道流动
多段翼型 嵌套网格 有限体积法 Johnson－King紊流模型
1997/8/11
使用雷诺平均Ｎ－Ｓ方程、采用可用于较大分离区的Ｊｏｈｎｓｏｎ－Ｋｉｎｇ紊流模型、嵌套网格和有限体积法研究大迎角下的多段翼型绕流，特别是主翼、襟翼上的分离流动及缝道流动。利用嵌合体技术对组合体每一部分生成高质量并适于高效求解的贴体网格。以具有１７％相对厚度的ＧＡＷ－１翼型带３０％襟翼翼型为例进行了计算，计算结果与实验结果吻合很好，证实该方法可以较好地预计多段翼型上的分离流、缝道流动与最大升力。
多段翼型大迎角下主翼、襟翼上的分离流及缝道流动
多段翼型 嵌套网格 有限体积法 Johnson－King紊流模型
1997/8/11
使用雷诺平均Ｎ－Ｓ方程、采用可用于较大分离区的Ｊｏｈｎｓｏｎ－Ｋｉｎｇ紊流模型、嵌套网格和有限体积法研究大迎角下的多段翼型绕流，特别是主翼、襟翼上的分离流动及缝道流动。利用嵌合体技术对组合体每一部分生成高质量并适于高效求解的贴体网格。以具有１７％相对厚度的ＧＡＷ－１翼型带３０％襟翼翼型为例进行了计算，计算结果与实验结果吻合很好，证实该方法可以较好地预计多段翼型上的分离流、缝道流动与最大升力。
前端襟翼对带涡襟翼的细长翼影响的实验研究
减阻 涡襟翼 细长翼 实验空气动力学
1990/12/10
为改善带涡襟翼的细长翼的升阻特性,在其上附加了前端襟翼和后缘襟翼。通过前端涡(前端襟翼上产生)和前缘涡(涡襟翼上产生)相互作用对气动特性影响的研究,得到能够改善升阻特性的方法。结果表明,涡的相互作用对涡的产生和发展有很大影响,因而影响细长翼气动特性。附加前端襟翼和后缘襟翼是必要的。由此得到既能增升又能减阻的前端襟翼偏转角。
机动襟翼控制规律的设计及飞机动态特性研究
机动襟翼 操纵性 稳定性 升阻比
1990/11/20
飞机机动襟翼的控制规律~般是通过大量的风洞实验确定的。本文尝试用线性理论和辨识技术给出~个简单的理论设计方法,把襟翼偏角设计成迎角和马赫数的函数,所用数据是所有襟翼偏角对应的升、阻值,无需找出最小阻力包线,从而减少了计算或实验次数。文中用该方法对某型机的机动襟翼控制规律进行了设计,结果表明,该规律的襟翼偏角与实验有利值基本吻合。同时,仿真计算表明飞机的操、稳特性符合军用规范。因此这~方法对飞机设计...