大展弦比机翼的气动弹性问题探讨PPT课件

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尼对机翼颤振临界速度的影响研究，开展大展弦比复合 材料机翼飞行载荷的研究考虑大展弦比机翼的结构非线 性特点和静气动弹性的影响，有必要进行飞行载荷
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的研宄。3.3.1气动导数的弹性修正大展弦比机翼的静气 动弹性现象非常严重，对其气动特性飞行性能飞行品质 及载荷分布都有很大的影响。作为载荷计算
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全机动力特性研究。3.2大展弦比复合材料机翼气动弹性 问研究从静动气动弹性现象来分析复合材料机翼的气动 弹性问。黄礼耀陈奎林大展弦比机翼的气动弹
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性问探讨由于大展弦比复合材料机翼的飞行载荷和静气 动弹性特性主要是由机翼的大变形所决定，所以必须对 大展弦比复合材料机翼的静气动弹性发散副翼操纵
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平尾。我公司在飞机的设计中，垂尾含方向舵结构的90 是碳纤维复合材料，仅占的金属材料主要是用作联接件。 在设计中，采用复合材料有限元数学模型，以
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颤振临界速度为目标函数，进行气动弹性优化设计和分 析。改变复合材料叠层方向夹角和局部区域的叠层厚度， 来降低翼面抗弯曲刚度和提高翼面抗扭转刚度。
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飞行载荷筛选出来的纵向机动横侧向机动的严重情况载 荷，按非线性气动力理论，建立基于沉3方程与结构有限 元相结合的气动力方法，求解非线性情况下，各
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飞行姿态情况的载荷分布。考虑到气动弹性变形对载荷 分布的影响，要对分布载荷进行弹性修正，得到弹性机 翼的分布载荷等气动参数，提供给结构打样使用。
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的重要的原始数据，为了获取准确的飞行运动参数和机 动载荷，气动导数应采取经弹性修正的风洞试验数据。 3.3.2非线性飞行载荷计算的研究常规飞行载

带扩口折叠翼尖的大展弦比机翼气动弹性研究
叶博;杨佑绪;卢嘉成;余灵富;成志勇
【期刊名称】《西北工业大学学报》
【年(卷),期】2024(42)2
【摘要】扩口折叠翼尖依靠结构的自适应变形来降低飞行载荷,能有效简化控制系统,在成本和质量上更有优势。

为研究弹性折叠翼尖作为被动载荷减缓装置的效果,
使用铰链将翼尖连接到机翼并赋予一定弹性,对不同的折叠翼尖参数构型进行了静、动载荷响应以及颤振分析,研究了铰链方向、刚度、翼尖质量与翼尖重心位置对载
荷响应与颤振特性的影响。

结果表明,扩口折叠翼尖在合适的参数下能够显著降低
机翼的静载荷与突风载荷,在静气动弹性配平分析中,折叠翼尖可以使展长增加25%而几乎不增加翼根弯矩,并使配平攻角降低了0.14°。

在突风响应分析中可使最大翼根弯矩相比于固定翼尖减少近50%,仅比不带翼尖的基准模型高17%。

但颤振速度有所降低,需进一步优化以改善其颤振特性。

【总页数】10页(P241-250)
【作者】叶博;杨佑绪;卢嘉成;余灵富;成志勇
【作者单位】南昌航空大学飞行器工程学院;陆军装备部驻南京地区第三军事代表
室
【正文语种】中文
【中图分类】V211.4
【相关文献】
1.大展弦比桁架支撑机翼静气动弹性问题研究
2.材料性能对大展弦比机翼非线性静气动弹性特性的影响研究
3.复合材料铺层角度对大展弦比机翼非线性气动弹性影响研究
4.大展弦比复合材料机翼几何非线性静气动弹性研究
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动图画。在不考虑粘性时，展向分速 V t 是
个常量，而法向分速 V n 不断地改变，所以
流线就会左右偏斜，其形状呈“S”形， 如 右图所示。
后掠翼的绕流图画
后掠翼的绕流图画
这是因为气流从远前方流向机翼前缘时，其 法向分速 V n 受到阻滞而越来越慢，致使气流的合 速越来越向左偏斜。
后掠翼的绕流图画
右图给出了后掠角对剖面升力
系数 CL z 沿展向分布的影响
的例子。
后掠翼的气动特性
后掠翼的升力特性，可用升力面理论来计算。
后掠翼的诱导阻力系数仍可按下式计算：
CDi
CL2 (1)
6 小展弦比机翼的低速气动特性
小展弦比机翼的低速气动特性
通常把<3的机翼称为小展弦比机翼。由 于超声速飞行时小展弦比机翼具有较低的 阻力，所以这种机翼常用于战术导弹和超 声速飞机。
大展弦比直机翼的失速特性
所以，对于椭圆形的机翼，
随着α的增大，整个展向各翼
剖面同时出现分离，同时达
到CLmax∞(翼型的最大升力系
数)， 同时发生失速，失速
i
特性良好，如右图所示。
大展弦比直机翼的失速特性
矩形机翼（＝1）的诱
导下洗速度从翼根向翼尖增
大，翼根翼剖面的有效迎角
将比翼尖大，剖面升力系数
大迎角下的CLmax也小，但 翼根区先分离不会引起副翼
特性的恶化，并可给驾驶员
i
一个快要失速的警告，一般
还是可以接受的。
大展弦比直机翼的失速特性
梯形机翼由于中小迎角下 的升阻特性接近椭圆翼，结构 重量也较轻，使用甚为广泛。 但是，分离首先发生在翼尖附 近，使翼尖先失速，所以就失 i 速特性来说，上述三种机翼中， 梯形直机翼最差。

大展弦比桁架支撑机翼静气动弹性问题研究王丽莎; 曹旭; 石晓锋; 郭兆电【期刊名称】《《航空科学技术》》【年(卷),期】2019(030)007【总页数】6页(P27-32)【关键词】桁架支撑机翼; 大展弦比; 静气动弹性【作者】王丽莎; 曹旭; 石晓锋; 郭兆电【作者单位】航空工业第一飞机设计研究院陕西西安 710089【正文语种】中文【中图分类】V214传统桁架支撑机翼构型在小型飞机及通用飞机上应用较多，能够有效弥补小型飞机机翼结构高度较小而引起的结构强度与刚度不足问题，但未充分挖掘桁架支撑机翼在增大机翼展弦比从而提升飞机升阻比与巡航效率方面的潜力[1]。

20 世纪70年代以来，桁架支撑机翼布局形式在大中型运输机上的应用研究越来越引起重视。

美国国家航空航天局（NASA）、波音公司、弗吉尼亚理工大学与佐治亚理工学院等科研院所、航空企业与高校均对该种布局形式运输机开展了较为深入的研究论证[2～4]。

欧洲空客公司也推出了基于桁架支撑机翼构型的A30X-C2飞机概念[5]。

而国内目前尚未见有针对该种布局的系统研究。

相关研究结果表明，桁架支撑机翼构型能够显著减轻结构重量（质量），增大机翼展弦比，进而提高飞机升阻比，降低油耗，因此桁架支撑机翼构型成为一种很有潜力的未来运输机布局方案[2～5]。

在气动方面，桁架支撑机翼通过加装机翼支撑结构，可以有效降低机翼弯曲载荷，进而以较小的重量代价大幅度提高机翼展长与展弦比，降低诱导阻力；此外，机翼弦长减小，机翼相对厚度也可以降低，有利于增大边界层转捩雷诺数，扩大层流区，进而降低摩擦阻力；但是机翼与桁架连接处的结构带来了额外的干扰阻力。

结构方面，桁架支撑这种新的布局形式使得内翼段承受的弯矩减小、主翼面盒段更轻、更薄，从而使得机翼柔性更大。

同时，桁架支撑结构使得机翼结构传力方式不同于常规机翼，结构中的轴向内力传到内翼段，使得机翼结构和桁架支撑不仅受到弯曲作用，还受到拉/压力作用[6,7]。