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高空长航时太阳能无人机高效气动力设计新挑战

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空气动力学学报 2017年第2期35卷 156-171页

作者：段卓毅王伟耿建中张健李军府中航工业第一飞机设计研究院陕西西安710089

高空长航时太阳能无人机具有飞行雷诺数低、结构柔性大等设计特点,在气动力设计时,一般采用单设计点的设计思想,即在预定设计状态下具有较为优异的气动特性,但稍微偏离该设计点时,将显著地削弱其气动力特性,为其高效气动力设计带来诸多... 详细信息

高空长航时太阳能无人机具有飞行雷诺数低、结构柔性大等设计特点,在气动力设计时,一般采用单设计点的设计思想,即在预定设计状态下具有较为优异的气动特性,但稍微偏离该设计点时,将显著地削弱其气动力特性,为其高效气动力设计带来诸多新挑战。本文首先简要回顾了太阳能飞机的发展历程,并分析了该类飞机的设计特点;随后,重点介绍了该类飞机的高效低雷诺数气动力设计面临的挑战及机翼气动弹性效应对全机气动力特性的影响;最后,分析展望了缩比自由飞验证技术在该类飞机高效气动力设计中的应用。

关键词：太阳能无人机低雷诺数气动力设计气动弹性缩比自由飞单设计点

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无人机螺旋桨气动力设计

应用力学学报 2012年第4期29卷 380-385,483页

作者：王豪杰李杰付炜嘉周洲西北工业大学航空学院西安710072 西北工业大学无人机特种技术国防科技重点实验室西安710072

结合某太阳能无人机总体设计方案要求,完成了无人机动力系统螺旋桨气动力设计任务。采用Glauert提出的片条理论作为螺旋桨气动特性的计算方法,并通过算例验证了该方法的可靠性。为使螺旋桨在电机输出功率约束下、在整个飞行包线范围内... 详细信息

结合某太阳能无人机总体设计方案要求,完成了无人机动力系统螺旋桨气动力设计任务。采用Glauert提出的片条理论作为螺旋桨气动特性的计算方法,并通过算例验证了该方法的可靠性。为使螺旋桨在电机输出功率约束下、在整个飞行包线范围内维持较高的气动效率,低雷诺数、高升阻比桨叶基本翼型的设计和桨叶角分布的优化设计是关键。对设计结果进行的全面系统的分析评估表明:在不同飞行状态下以及电机额定输入功率范围内,螺旋桨效率始终维持在80%左右,且巡航状态下其效率的最佳点与电机的额定功率完全匹配。

关键词：螺旋桨片条理论低雷诺数气动力设计螺旋桨效率

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动力三角翼飞行器气动力设计技术

飞行力学 2006年第3期24卷 9-12页

作者：潘迎春王洪伟哈尔滨航空工业集团飞机设计研究所黑龙江哈尔滨150066

介绍了动力三角翼飞行器的总体布局特征及有关气动力设计技术,着重论述了该类飞行器实现飞行稳定性和操纵性的原理,并以某型动力三角翼飞行器的气动力数据为例进行了说明,最后总结出了该类飞行器可行的气动力设计和试验方法。

关键词：动力三角翼气动力设计操纵性稳定性平衡速度

高空长航时无人机气动力特点分析——解析“太阳神”和“全球鹰”的气动力设计

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国际航空 2006年第6期 74-77页

作者：朱宝鎏

高空长航时无人机在空气动力学设计上有不少有别于其他类无人机的地方。它需要进行更好的机翼升力特性和飞行速度性能的优化。要解决其特殊的雷诺数问题。本文主要解析了美国“太阳神”和“全球鹰”两种高空长航时无人机的气动力设计特点。

关键词：长航时无人机气动力设计设计特点全球鹰太阳神高空解析空气动力学设计速度性能升力特性

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单通道窄体客机气动力设计技术分析

民用飞机设计与研究 2021年第1期 56-63页

作者：赵长辉宋凯王猛赵婷任璐璐中航沈飞民用飞机有限责任公司工程研发事业部沈阳110169

气动力设计是单通道窄体客机的重大关键技术,对飞机性能影响重大。初步梳理和简要分析窄体客机的气动力设计技术,主要方法是典型机型的实例研究和相关数据统计分析和对比,内容包括机翼气动力设计、增升装置、翼梢小翼、CFD技术应用等。... 详细信息

气动力设计是单通道窄体客机的重大关键技术,对飞机性能影响重大。初步梳理和简要分析窄体客机的气动力设计技术,主要方法是典型机型的实例研究和相关数据统计分析和对比,内容包括机翼气动力设计、增升装置、翼梢小翼、CFD技术应用等。机翼气动力设计分析部分首先概述设计重要性和要求;之后给出典型飞机机翼气动力设计实例及主要参数统计数据,包括翼型、平面形状、飞机性能参数等;列出机翼内段-翼根区域气动设计、短舱-吊挂-机翼一体化设计等设计研究课题并简析。增升装置部分首先分析设计难点和问题,之后统计分析波音737和A320各代机型的增升装置设计,包括前缘后缘增升装置类型和主要参数等。翼梢小翼部分给出融合式小翼、双羽小翼减阻数据和展向升力分布改善图。最后简要介绍了波音公司、空中客车公司和我国CFD技术发展应用情况。

关键词：单通道窄体客机气动力设计增升装置 CFD

自动驾驶仪的要求如何制约寻的导弹的气动力设计

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航空兵器 1995年第3期2卷 27-38页

作者： F.WilliamNesline MarkL.Nesline 苏身榜雷锡恩公司导弹系统部航空工业总公司○一四中心

气动力控制的导弹用于寻的时,弹体的传递函数成为整个制导和姿态控制回路的一部分。因此,导弹的气动力设计必须满足成功地实现制导所需要的约束条件。对于雷达制导,这些约束相当严格,需要使用自动驾驶仪,通过弹上仪表和内反馈回路来控... 详细信息

气动力控制的导弹用于寻的时,弹体的传递函数成为整个制导和姿态控制回路的一部分。因此,导弹的气动力设计必须满足成功地实现制导所需要的约束条件。对于雷达制导,这些约束相当严格,需要使用自动驾驶仪,通过弹上仪表和内反馈回路来控制气动力传递函数。即使采用了自动驾驶仪,也必须在导弹系统设计一开始时就考虑对导弹的气动力参数,如M_α,M_δ加以限制。这篇报告探讨了这些限制的性质和原因,并给出一些例子来说明所要求的各类数值。

关键词：导弹自动驾驶仪气动力设计