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弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响

航空学报 2006年第6期27卷 1028-1032页

作者：叶正寅谢飞西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室陕西西安710072

通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程得到气动力,结合翼型振动方程,计算了翼型不同迎角下的动态过程,分别通过层流和湍流情况的计算,重点研究了弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响,研究结果表明,在中低雷诺数、翼型具有弹性振动的情况... 详细信息

通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程得到气动力,结合翼型振动方程,计算了翼型不同迎角下的动态过程,分别通过层流和湍流情况的计算,重点研究了弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响,研究结果表明,在中低雷诺数、翼型具有弹性振动的情况下,翼型的失速迎角会比传统定常意义上的失速迎角提前出现,为长期以来数值计算得到的失速迎角与风洞实验、飞行试验结果的不同给出了一种物理解释。

关键词：气动弹性分离流失速失速迎角

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旋涡发生器对机翼最大升力和失速迎角的影响

北京航空航天大学学报 1998年第3期24卷 311-314页

作者：沈遐龄高歌刘宝杰杨晓宁北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系北京航空航天大学动力系

对一个展长为５００ｍｍ，弦长为２５０ｍｍ，翼型为ＮＡＣＡ００１２的机翼模型，安装各种小三角翼旋涡发生器作低速风洞测力实验，研究小三角翼各种弯度和它与机翼的相对位置对机翼最大升力和失速迎角的影响．实验结果表明当小三角翼... 详细信息

对一个展长为５００ｍｍ，弦长为２５０ｍｍ，翼型为ＮＡＣＡ００１２的机翼模型，安装各种小三角翼旋涡发生器作低速风洞测力实验，研究小三角翼各种弯度和它与机翼的相对位置对机翼最大升力和失速迎角的影响．实验结果表明当小三角翼与机翼在某个最佳相对位置时，机翼最大升力和失速迎角有个最大的增加．当小三角翼与机翼的相对位置不变时，各种弯度的小三角翼都可以使机翼最大升力和失速迎角有较大的增加，并且相互差别不大．

关键词：机翼气动特性涡旋流动旋涡发生器失速迎角

运输类飞机起飞和着陆构型失速迎角设计指标确定方法

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航空科学技术 2013年第5期24卷 49-51页

作者：王银虎段卓毅蒲宏斌中航工业一飞院

确定合理的运输类飞机起降构型失速迎角的设计指标是运输类飞机起降构型设计的前提。通过研究有关适航标准、飞机的驾驶操作、大气扰动、飞机的起降距离要求等因素对运输类飞机的起降构型失速迎角设计指标的影响,本文给出了运输类飞机... 详细信息

确定合理的运输类飞机起降构型失速迎角的设计指标是运输类飞机起降构型设计的前提。通过研究有关适航标准、飞机的驾驶操作、大气扰动、飞机的起降距离要求等因素对运输类飞机的起降构型失速迎角设计指标的影响,本文给出了运输类飞机起降构型失速迎角设计指标的确定方法。

关键词：运输类飞机失速迎角设计指标适航大气扰动起降

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某型号空空导弹“失速迎角”模拟器的研制

某型号空空导弹“失速迎角”模拟器的研制

翼型大迎角振动对气动性能影响的实验研究与初步分析

全面建成小康社会与中国航空发展——2013首届中国航空科学技术大会

作者：刘久美郭安琪中航工业南方航空工业(集团)有限公司

本文通过对某型号空空导弹"失速迎角"限制值的测量与控制原理进行分析,配合地面测试设备,对地面测试用"失速迎角"模拟器进行了研制。在导弹控制组合和舵机的配合下对导弹的"失速迎角"进行了测试,试验证明"失速迎角"模拟器能准确模拟某... 详细信息

本文通过对某型号空空导弹"失速迎角"限制值的测量与控制原理进行分析,配合地面测试设备,对地面测试用"失速迎角"模拟器进行了研制。在导弹控制组合和舵机的配合下对导弹的"失速迎角"进行了测试,试验证明"失速迎角"模拟器能准确模拟某型号空空导弹在空中飞行时的迎角变化,完全能满足某型号空空导弹地面测试的要求。该"失速迎角"模拟器解决了某型号空空导弹失速迎角限制系统的检测要求,满足了其作战使用保障和定期技术维护的需要。

关键词：控制科学与技术模拟器控制原理失速迎角测试

来源： cnki会议评论

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实验流体力学 2010年第4期24卷 25-28页

作者：解亚军叶正寅西北工业大学翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室西安710072

通过在NF-3低速风洞专门研制的翼型模型及相应的俯仰和沉浮振动机构,选用NACA0012翼型进行大迎角下不同频率的振动实验,研究了模型振动平均状态下对其气动力特性的影响情况,并在N-S方程基础上对振动流场进行了初步分析。实验与计算研究... 详细信息

通过在NF-3低速风洞专门研制的翼型模型及相应的俯仰和沉浮振动机构,选用NACA0012翼型进行大迎角下不同频率的振动实验,研究了模型振动平均状态下对其气动力特性的影响情况,并在N-S方程基础上对振动流场进行了初步分析。实验与计算研究的结果表明:在临近定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起旋涡分离,导致翼型升力减小和失速迎角的提前。就所涉及的两种振动模式而言,俯仰振动的影响大于沉浮振动,所以,模型设计和加工时要特别注意加强机翼弦向的扭转刚度。

关键词：俯仰振动机构沉浮振动机构 N-S方程升力特性失速迎角风洞实验

基于相平面法的结冰飞机纵向非线性稳定域分析

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航空学报 2016年第3期37卷 865-872页

作者：屈亮李颖晖袁国强徐浩军空军工程大学航空航天工程学院西安710038

结冰是威胁飞机飞行安全的重要因素之一,研究结冰后飞机稳定性及稳定域范围对飞机操纵安全和飞行安全极其重要。由于结冰后大飞机失速迎角提前,仅仅研究小迎角线性阶段的飞行稳定性显然不能满足要求。首先根据飞机迎角和升力曲线非线性... 详细信息

结冰是威胁飞机飞行安全的重要因素之一,研究结冰后飞机稳定性及稳定域范围对飞机操纵安全和飞行安全极其重要。由于结冰后大飞机失速迎角提前,仅仅研究小迎角线性阶段的飞行稳定性显然不能满足要求。首先根据飞机迎角和升力曲线非线性关系建立了结冰条件下大迎角阶段飞机纵向非线性系统模型,然后通过相平面法刻画了迎角和俯仰角速度构成的不同飞行状态下飞机的纵向运动的稳定域,并探讨了迎角和俯仰角速度对纵向稳定性的影响规律,最后针对稳定域内外的不同初始状态,进行了零输入响应时域仿真,验证了相平面法确定的稳定域的有效性和准确性。研究结果可为飞机结冰后的稳定边界确定和边界保护提供一定的参考。

关键词：飞机结冰纵向稳定性非线性失速迎角稳定域

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俯仰姿态保持模式下飞机结冰边界保护方法

航空动力学报 2016年第9期31卷 2087-2094页

作者：王小龙徐浩军薛源朱和铨裴彬彬空军工程大学航空航天工程学院

在研究飞机结冰机翼和平尾失速机理的基础上,以飞机迎角作为关键参数,飞机俯仰指令作为指令参数,提出一种基于飞机自驾仪的结冰后边界保护方法.通过引入铰链力矩检测模块,提前告警飞机失速,为边界保护提供了裕度.建立飞机纵向动力学方程... 详细信息

在研究飞机结冰机翼和平尾失速机理的基础上,以飞机迎角作为关键参数,飞机俯仰指令作为指令参数,提出一种基于飞机自驾仪的结冰后边界保护方法.通过引入铰链力矩检测模块,提前告警飞机失速,为边界保护提供了裕度.建立飞机纵向动力学方程,针对俯仰姿态保持(PAH)模式下机翼失速进行了仿真计算.结果表明:结冰条件下,通过铰链力矩的检测,飞机能在失速迎角为2°之前,进入边界保护模式,增加飞行安全的裕度.通过控制指令的限制,自动驾驶模式下飞机迎角能保持在失速迎角之内.

关键词：飞机结冰边界保护纵向自驾仪失速迎角平尾失速

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单发螺旋桨飞机滑流影响试验

空气动力学学报 2023年第12期41卷 74-81页

作者：刘伟赵忠张守友谢露航空工业第一飞机设计研究院西安710089

螺旋桨滑流会使飞机翼面的有效迎角和气流速度发生变化,影响全机气动特性。单发螺旋桨飞机螺旋桨与机翼的相对位置关系相比机翼螺旋桨飞机灵活多变,为了研究不同气动布局单发螺旋桨飞机滑流对机翼的影响,本文针对上单翼和下单翼轻型单... 详细信息

螺旋桨滑流会使飞机翼面的有效迎角和气流速度发生变化,影响全机气动特性。单发螺旋桨飞机螺旋桨与机翼的相对位置关系相比机翼螺旋桨飞机灵活多变,为了研究不同气动布局单发螺旋桨飞机滑流对机翼的影响,本文针对上单翼和下单翼轻型单发螺旋桨飞机构型的滑流影响进行了测力风洞试验研究。试验发现:受滑流影响,对试验模型的机头进气口进行简单的封堵会产生较大的附加阻力,该附加阻力随螺旋桨拉力系数增大而增大,其量值基本不受襟翼偏度影响;螺旋桨滑流使得单发螺旋桨飞机升力曲线斜率增加,最大升力系数提高,阻力增大,全机升阻比降低,抬头力矩增加,全机纵向稳定性略微降低。机头螺旋桨与机翼的相对位置关系对全机失速迎角有着较大的影响,滑流影响使得上单翼单发螺旋桨飞机失速迎角推迟,使得下单翼单发螺旋桨飞机失速迎角提前。进一步的流场显示试验及理论分析表明,滑流移动到下单翼单发螺旋桨飞机机翼上方引起强烈的上洗流动,增大了机翼当地迎角,从而导致机翼上表面出现大面积流动分离区,飞机失速迎角提前。

关键词：单发螺旋桨飞机滑流影响风洞试验进气口附加阻力失速迎角

WCNS格式在梯形翼高升力构型模拟中的应用研究

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空气动力学学报 2014年第4期32卷 439-445页

作者：李松王光学王运涛张玉伦邓小刚空气动力学国家重点实验室四川绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000 国防科学技术大学湖南长沙410073

采用5阶精度的有限差分格式WCNS-E-5,对梯形翼高升力构型进行了数值模拟。研究了网格收敛性,WCNS格式对网格的依赖性更小。得到了与实验结果相一致的气动特性和压力分布。通过与一些著名CFD软件的计算结果比较表明,相比二阶格式,WCNS格... 详细信息

采用5阶精度的有限差分格式WCNS-E-5,对梯形翼高升力构型进行了数值模拟。研究了网格收敛性,WCNS格式对网格的依赖性更小。得到了与实验结果相一致的气动特性和压力分布。通过与一些著名CFD软件的计算结果比较表明,相比二阶格式,WCNS格式模拟高升力构型有明显优势,特别在失速迎角附近对流动结构的刻画更准确。同时,验证了程序对复杂外形的模拟能力和鲁棒性。

关键词：高升力构型高阶精度数值模拟失速迎角