(英文原版)超音速飞机空气动力学
飞机空气动力学复习
实用标准文案 飞机空气动力学复习 一．概念： 1．升力、翼型分离、压差阻力、压力中心和失速P116-120 2. 机翼展向压强变化P135-136 3．马蹄涡系、下洗与诱导阻力P137-140 4. 声速、马赫数、马赫线、马赫角和马赫锥P187-200 5. 亚声速、超声速与截面积关系P197-201 6. 亚声速小扰动理论P273-282 7. 跨声速翼型气动特性284-294 8. 超声速翼型P314-321 9. 超声速机翼P330-335，338-340 10．高超声速流P363-371 二．论述： 1.低速翼型气流分离的原因？论述后缘分离对压强分布的影响，并绘图示意。 P129-130 2.低速翼型的前缘气泡？论述产生前缘气泡的原因，并绘图示意前缘气泡对压强分布的影响。P130-131 3．分别论述后掠翼的前、后缘是亚声速流还是超声速流？并画出各机翼中某翼型处的压强系数与翼弦的分布示意图。P330-331,338 4．分别论述高超声速有粘性干扰的边界层和激波，并画出流动简图和压强分布图。P363-364 5. 论述超音速机翼锥形流法的含义，描述机翼前后缘均为超声速后掠机翼锥形流理论的处理方法，画出用锥形流法处理的区域示意图。P334 三．计算 1．已知某机翼平板二维机翼翼型参数，求二维机翼翼型升力及升力系数。 2．已知单翼椭圆机翼飞机飞行状态，求诱导阻力及根部剖面处的环量。 3．机翼为椭圆机翼低速平飞,已知重量、速度和翼展、展弦比，求飞机的升力系数﹑阻力系数和阻力。 4.一架飞机以某马赫数高速飞行，求飞机的飞行速度和皮托管测出的总压。 5．翼型以某马赫数和迎角运动,已知翼型参数, 用线化理论算翼型的升力系数和波阻系数。 精彩文档
飞机的空气动力学.
低速、亚音速飞机的空气动力 环境c091 王亚飞 飞机上的空气动力学和现在的流体力学有着相同的特点，研究空气动力学可以间接的学习流体力学，而空气动学上的最突出的应用就是飞机，所以现在着重讲述下飞机的空气学特点， 翼型的升力和阻力 飞机之所以能在空中飞行，最基本的事实是，有一股力量克服了它的重量把它托举在空中。而这种力量主要是靠飞机的机翼与空气的相对运动产生的。 迎角的概念飞行速度（飞机质心相对于未受飞机流场影响的空气的速度）在飞机参考平面上的投影与某一固定基准线（一般取机翼翼根弦线或机身轴线）之间的夹角，称为迎角(图2.3.5(a))，用α表示。当飞行速度沿机体坐标系（见2.4.1节）竖轴的分量为正时，迎角为正。 如果按照相对气流（未受飞机流场影响的气流）方向，则相对气流速度（未受飞机流场影响的空气相对于飞机质心的运动速度）在飞机参考平面上的投影与某一固定基准线之间的夹角就是迎角，且当相对速度沿机体坐标系竖轴的分量为负时，迎角为正(图2.3.5(b))。
图2.3.5 迎角图2.3.6小迎角α下翼剖面上的空气动力 1—压力中心 2—前缘 3—后缘 4—翼弦 升力和阻力的产生根据我们已经讨论过的运动的转换原理，可以认为在空中飞行的飞机是不动的，而空气以同样的速度流过飞机。如图2.3.6所示，当气流流过翼型时，由于翼型的上表面凸些，这里的流线变密，流管变细，相反翼型的下表面平坦些，这里的流线变化不大(与远前方流线相比)。根据连续性定理和伯努利定理可知，在翼型的上表面，由于流管变细，即流管截面积减小，气流速度增大，故压强减小；而翼型的下表面，由于流管变化不大使压强基本不变。这样，翼型上下表面产生了压强差，形成了总空气动力R，R的方向向后向上。根据它们实际所起的作用，可把R分成两个分力：一个与气流速度v垂直，起支托飞机重量的作用，就是升力L；另一个与流速v平行，起阻碍飞机前进的作用，就是阻力D。此时产生的阻力除了摩擦阻力外，还有一部分是由于翼型前后压强不等引起的，称之为压差阻力。总空气动力R与翼弦的交点叫做压力中心(见图 2.3.6)。好像整个空气动力都集中在这一点上，作用在翼型上。 根据翼型上下表面各处的压强，可以绘制出翼型的压强分布图(压力分布图)，如图 2.3.7(a)所示。图中自表面向外指的箭头，代表吸力；指向表面的箭头，代表压力。箭头都与表面垂直，其长短表示负压(与吸力对应)或正压(与压力对应)的大小。由图可看出，上表面的吸力占升力的大部分。靠近前缘处稀薄度最大，即这里的吸力最大。
高超声速飞机
高超声速飞机 (1)高超声速侦察机 这种侦察机速度可达马赫数5～9，航程超过1 800km，装有超燃冲压发动机，有人或无人驾驶。主要用于侦察敌方对空防御系统阵地情况，还能执行电子情报搜集等多种任务。据悉，法国正在研制HAHV 高超声速无人侦察机，其速度将达6～8马赫，航程超过2000 km，飞行高度为30 km，隐身能力很强。美国的“曙光女神”高超声速侦察机(Aurora)，又名“极光”，是SR一71“黑鸟”战略侦察机之后新一代战略侦察机(图3)。据推测，“曙光女神”侦察机全机长为32 m，高为7 In，全载重为83吨，其中三分之二以上是燃料，具有超大功率发动机和流线型机身，飞行高度40 km以上，飞行速度马赫数6，甚至更快。美国的高超声速侦察机“黑燕”如战斗机般大小，动力系统由使用氢燃料的一台涡轮喷气发动机和一台冲压式喷气发动机组合而成。首先涡轮喷气发动机把飞机的速度提升到3倍音速，冲压式喷气发动机开始工作，并将巡航速度提升到6倍音速。组合循环发动机取代火箭助推器提供动力，因此它可以像飞机一样起降。“黑燕”将是一种集很强的隐形、速度和高度于一身的无人侦察机。 (2)高超声速轰炸机 计划研制中的高超声速轰炸机能把炸弹投到地球上任何地点并返回到原起飞点，能精确投掷高爆穿甲弹或动能武器来实施打击，下一步将配载高能激光武器或粒子束武器攻击目标，不需中途加油和在国外设置前进基地，飞行高度高、速度快、侧向机动性好，目前的防空武器很难打到它。“B一3”是美国第一种高超声速“B”式隐形战略轰炸机(图4)，是近年来开始研制的可带核弹、5倍音速的新一代远程隐形战略轰炸机。其在性能指标上，要求隐形、高超声速、远程飞行等能力更强，飞行高度大于30 km，速度达到马赫数5～6，航程大于11 100 km，载弹量要达到或超过B一52的水平。B一3采用了一系列新技术和新设备，具有跟踪地形及抗核能力的机载雷达，并可在高超声速情况下使用远程导弹或激光波束武器。 (3)高超声速验证机 从1997年3月起，美国波音公司开始研制x一43验证机。X一43验证机有A、B、C、D系列型号。X一43A高超声速验证机是为探索航空航天领域新问题、验证新理论、检验新技术而专门研制或改装的飞行器。机身长3．6 In，翼展1．5 In，重量约1吨。安装在“飞马”空射型火箭上，机头使用了钨，机翼用耐热合金，外表面覆盖了耐热陶瓷瓦片，机翼和垂尾前缘使用了碳材料。发动机采用与飞行器结构集成的超声速燃烧冲压喷气发动机，燃料为气态氢。2004年11月16日，X一43A进行试飞并取得成功，飞行马赫数为1O，加速时间10 S，是目前最快飞机速度的3倍j。x一51A超燃冲压发动机验证器(SED)计划也是高速打击要求的产物。x一51A验证机采用了SJX61—2(简称X一2)超燃冲压发动机，用于验证吸气式高超声速推进技术的可行性。该机采用了楔形头部、升力体机身和腹部进气道，后部采用了4个控制面，长度为4．26 In，空重约635 kg，采用了乘波构型，通过专门设计的尖锐头部，精确组织和分布所需的激波系，所产生的压力直接作用于机体下方，从而提供升力。头部采用了钨材料，外部覆盖了二氧化硅隔热层，以承受高温载荷。2009年1O月27日，X一51A乘波体巡航飞行器在同一领域创造了新的飞行记录，它在超燃冲压发动机推进下飞行 5 min，飞行马赫数从4．7加速到超过6，验证了持续高超声速飞行是可行的。 (4)高超声速无人机 无人机已经广泛应用于战场，执行侦察、监视与搜索的任务。未来战场上，高超声速无人机飞行马赫数将达到12～15，飞行高度26～38 km，可以快速到达出事地点，向后方传出最新的战场态势，从而取代远程高速侦察机。另一方面，还可以在高超声速无人机上装载侦察设备和精确制导武器，用于侦察和攻击世界各地的重要目标，或伴随高超声速巡航导弹执行战场毁伤评估与侦察任务。
A280-飞机总体设计-matlab-SRR-DT12-新型高超声速飞行器
飞机总体设计 新一代高超声速无人机——“赤隼” 第一阶段SRR总结报告 学院名称：航空科学与工程学院 专业名称：飞行器设计与工程 组号：DT12 组长：殷海鹏 2013 年 4月 1日
目录 一、任务陈述 (4) 二、市场需求 (4) 三、相关竞争实施方案 (5) 1. 天基信息系统 (5) 2. 空基侦查系统 (5) 四、运行理念 (6) 1. 潜在运用对象 (6) 2. 载荷能力 (6) 3. 典型任务剖面 (6) （1）任务剖面1（侦查过程中发现重要作战目标） (6) （2）任务剖面2（侦查过程中未发现重要作战目标） (6) 五、系统设计需求 (6) 1. 设计要求 (6) （1）X-43A (7) （2）X-51A (7) （3）HTV-2 (7) （4）HTV-3X (8) 六、新技术与新概念 (8) 1. 激光雷达 (8) 2. 气动布局 (8) 3．热防护 (8) 七、初始参数 (9) 方案一 (9) 方案二 (10) 八、人员分工 (10) 九、本阶段总结及下阶段任务计划 (11) 十、参考资料 (12)
图表目录 图1 天基信息系统 (5) 图2 空基侦察系统 (5) 图 3 X-43A (7) 图 4 X-51A (7) 图 5 HTV-2 (7) 图 6 方案一概念草图 (9) 图7 方案二概念草图 (10) 表 1 方案一初始参数 (9) 表 2 方案二初始参数 (10) 表 3 小组人员分工表 (10)
一、任务陈述 在新世纪的战争中，高超声速飞行器的优势主要体现在以下三个方面：首先是可以迅速打击数千或上万公里外的各类军事目标，大大地拓展了战场的空间。其次，突防能力更加强大，防空系统的拦截概率因反应时间太短而大幅度下降，具有较高的突防成功率。第三，超高速的飞行可以使得雷达难以探测，是一种新型的隐身方案。在新的战争形态中，信息战变得越发重要，侦查机是获取信息的重要来源，同时针对重要目标，在侦查同时具有一定攻击能力会使侦查起到意想不到的效果。从目前中国的空军机种来看，急需一款高超声速无人侦查机，此机最好还能有一定的攻击力，在侦查到重要目标时给予高效打击，对增强我国国防力量有重要作用。 二、市场需求 臭鼬工厂曾预测飞行器的下一场革命将来自于‘速度’，其速度优势会让各国现役防空导弹统统变成废铜烂铁。高超声速飞行器具有广阔的应用前景和巨大的军事价值。纵观21世纪的战场需求，高超声速飞行器已是不可缺少的攻击型和防御型兵器，世界各国都在加速这方面的研究工作，美国当前Ma为8-10的飞行器正在试验，而在2025年计划装备Ma为12-15的飞行器。澳、俄、法、德、日等很多国家对于高超声速飞行器的相关技术、功能、应用价值展开了积极的探讨与研究,并制定了一系列技术发展计划。从市场规模的角度来看，此类飞行器各国都有投入，但由于技术原因，规模较小而成功率偏低，在这种情况下，能率先设计生产出超高声速无人机的国家必能在错综复杂的国际环境下争取到先机，对于现在的世界态势和中国的防御性国防策略来说，我国对超高声速无人机有着极其重要的需求，比如马航失事后，如果能出动10Ma的侦察机进行快速侦查，必可得到最新最真实的情报，在新的战争理念中，被发现就是被消灭，侦察机与其他飞机相比必将会有着更高的军事地位。
应用于高超音速飞行器的防热材料
2016年夏季学期《航空材料与制 造》课程论文 题目：应用于高超音速飞行器的防热材料
一、概述 高超音速飞行器：指的是飞行速度在五马赫（约6000km/h）以上的飞行物体，主要包括3大类：高超音速巡航导弹、高超音速飞机和航天飞机。高超音速飞行器所采用的超音速冲压发动机被认为是继螺旋桨和喷气推进之后的“第三次动力革命”。除了美国外，俄罗斯、中国、法国、日本、印度、澳大利亚等国也在积极地开展相关的科研实验，他们看重的正是其在军事应用方面的诱人前景。“防热材料”亦称“耐高温烧蚀材料”，是高超音速飞行器的必备材料之一，在火箭发动机喷管，飞行器的端头，外蒙皮，航天飞机机翼前缘，发动机叶片等部位都有着重要的应用。 二、高超音速飞行器所面临的技术瓶颈 被视为“下一代飞行技术”的高超音速飞行，因为其超过五倍音速的超高飞行速度，所面临技术难题是不言而喻的，要实现飞行器高超音速飞行，必须突破高超音速发动机技术和一体化设计技术，如飞行器机体和推进系统设计一体化、气动设计一体化、结构设计一体化等技术，以及材料与结构技术、高超音速空气动力技术、燃料高超音速推进系统、高超音速地面模拟和飞行试验技术等。其中最重要的我想还是飞行器动力问题和与之而来的材料使用问题的解决，这两个问题也正是高超音速飞行器在研发过程中所面临的关键性技术瓶颈，美国、俄罗斯、日本等国在这些方面的研究投入与日俱增，可见高超音速飞行器的开发已经成为了世界各个强国所瞄准的新一代国防技术开发前沿。 在现有的高超音速飞行器的研究实验中，绝大多是都是采用冲压发动机作为飞行器的动力来源。冲压发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压的一种空气喷气发动机。它通常由进气道（又称扩压器）、燃烧室、推进喷管三部组成。冲压发动机没有压气机（也就不需要燃气涡轮），所以又称为不带压气机的空气喷气发动机。按应用围划分，冲压发动机分为亚音速、超音速、高超音速三类，应用于高超音速飞行器上的又叫做超燃冲压发动机。冲压发动机结构简单，重量轻，成本低。在飞行马赫数大于3的条件下使用,有较高的经济性。它的缺点是不能自行起动，须用其他发动机作为助推器，而且只有飞行器达到一定飞行速度后才能有效工作。为了在发动机工作前达到冲压发动机的工作速度，现有的两种可以采取的解决方式一种是通过有其他飞行器投放的助推滑翔式的起飞，如美国正在研制的X-43和X-51型飞行器。或者是采用一种涡轮喷气发动机和超燃冲压发动机组合的混合动力，“黑鸟”系列侦察机就是非常典型的例子。 超燃冲压发动机因为其独特的工作原理和使用条件，不仅对其发动机的一体化设计提出了很高的要求，同时在所用材料的性能方面也有着十分苛刻的要求。首先是燃烧室的温度可达2500℃以上，面临的压力和粒子冲刷强度也远远超过现在一般飞机所装配的涡扇发动机。其次是因为飞行器高速飞行时与空气中的粒子摩擦的产生大量的热量，而产生热量的部位主要集中在高超音速飞行器鼻锥，翼缘等重要部位，这些热量如果不能及时导走或加以防护就会对飞行器的部结构
冲击波方案文档 (5)
EMS体外冲击波治疗仪介绍 湖北瑞志康科贸有限公司 2014年 一、冲击波
冲击波是一种机械波,它具有声学、光学和力学的某些性质,广义上的冲击波在生活中随处可见,如震动、雷电、爆炸和超音速航空器等均能产生冲击波,冲击波都具有压力瞬间增高和高速传导的特性,只是在能量、频率和产生方式等方面有所差别. 二十世纪八十年代末期，体外冲击波技术开始被的运用到骨科及康复理疗领域，经过十余年的临床研究，冲击波疗法日益完善，应用范围也日益扩大。到今天，在部分欧美国家冲击波疗法已经成为骨伤及骨关节类疾病非创伤治疗的首选方法，其独特的疗效和简单的治疗方式使许多经传统疗法治疗无效的骨科疾病患者得以重返健康生活。 冲击波发生源有液电冲击波，压电效应、聚能激光、电磁感应和微爆炸等多种原理产生的冲击波。(1)液电冲击波发生源，最早应用于冲击波发生源。优点：脉冲波形稳，冲击时间快。缺点:体积较大,治疗一个病人就要更换电极，放电稳定性差，焦点漂移。(2)电磁冲击波发生源,优点；噪声小，不用更换电极，放电稳定。缺点：使用环境有一定要求，冲击波时间慢，使用能量高电压在13~20kv，临床效果比液电式冲击波差。 (3)压电晶体冲击波源，优点：噪声小。缺点：功率较小，晶体的质量和寿命及安装都要求较高，否则每个晶体触发脉冲难以同步。（4）气压弹道式冲击波源；优点：使用安全方便，对骨骼肌肉组织疗效好。缺点：治疗时不能长期停留一处所形成的息肉、狭窄及其他病态。 二、冲击波疗法 应用冲击波的原理针对人体机体肌肉\骨骼\内脏等组织病变进行病理性逆转的一种疗法.在医学方面主要应用有:全身系统中的肿瘤及癌细胞冲击疗法; 骨骼系统的肩周炎、网球肘、髌腱炎、跟痛症等;泌尿系统的体外冲击波碎石治疗等等. 体外冲击波的优点在于:（1）损伤轻微,可替代某些外科手术疗法；（2）一般采用简单麻醉或不必麻醉；（3）治疗时间短，风险小，可在门诊进行治疗；（4）无需特殊术后处理，术后恢复较快；（5）治疗费用远远低于开放式手术。适应症 >腱性末端疾病: 足底筋膜炎; 内侧/外侧肱骨外上髁炎等 >腱性疾病: 髌腱炎;跟腱炎;肩关节钙化性肌腱炎等 >肩峰下滑囊炎
超音速飞机的分代及主要特征
超音速飞机的分代及主要特征 飞机自从发明的那一天开始，就注定要将自己与军事连结在一起。为了获得空中优势，人最初的空战战术是盘旋，飞机的水平机动能力决定着空战的成败。随着德国著名飞行员殷麦曼首创的垂直机动开始，飞机的垂直机动能力越来越受到重视，一直到第二次世界大战，空战的们一直在琢磨如何在空战中占据主动，不断地探索新的空战战术、技术。新的空战战术不断对飞机的性能提出新的要求，而飞机性能的提高又不断促使人们充分利用这些性能发展相应的空战战术。两者的相互促进推动了战斗机研制的发展。 飞机的分代已经有了普遍的共识，现代战斗机得分代在世界上有两种标准，欧美标准和俄罗斯标准。俄罗斯战机的分代，多一代主要是对进入喷气机时代的启示时代划分不同，原苏联比美国早，将简易飞机化成了第一代。我国现在采用的是欧美标准。 第一代战斗机是指20世纪50年代初开始交付使用的各类喷气式战机，机载设备和武装系统比较简单，最大平飞速度小（不等作超音速飞行），升限，加速度性和爬升率也不高。它们的技术特点是以涡轮喷气发动机为动力，速度达到高亚音速或跨音速，武器以航炮为主，有的配以火箭。代表机型有苏联的米格—15、米格—17、米格—19，中国的歼5、歼6，美国的F—86、F—100，英国的“闪电”和法国的“超神秘” 等飞机。 第二代战斗机再航空界，一般把五六十年代研制的超音速战斗机称为第二代战斗机，最大特点是突破了“音障”，飞的更高也非的更快。但它们的缺点也很明显：一是亚音速机动性不好，甚至还比不上第一代战斗机；二是起降滑跑距离长（多数都超过1000米）三是体积小，载油系统低，航程和外挂能力明显不足；四是机载设备比较简单，全天后能力有限。它们的特点是最大飞行速度2—2.5马赫，武器为航炮和第一代空空导弹。这一代战斗机普遍强调高空高速性能，这种技术要求也在20世纪60年代到70年代末期风靡一时。世界公认的第一架超音速战斗机是美国的F-100“超佩刀”。苏联的第一种超音速战斗机是米格-19。这一代战斗机还有：中国的J7、J8，美国的F-4、F-104、F—5、F-111，苏联的苏-15、米格-21、米格-23、米格-25、米格-27,法国的“幻影”III等为代表的各类喷气式战机。 第三代战斗机设计理念从追求高空高速到具有良好的中低空机动性。其武器以空空导弹为主，航炮为辅，有较好的火控雷达系统。这一代飞机特别强调机动性和敏捷性，最大速度和升限与第二代相当，但航程较大，具备空中加油能力。第三代战斗机这一代战斗机普遍采用了复合材料，铝锂合金，翼身融合体，大推重比的涡扇发动机，适合机动空战的机翼，具有下视能力的脉冲多普勒雷达，平视显示器，综合机载电子系统和火空系统，红外搜索/跟踪传感器，头盔瞄准具等。尽管这些战斗机在最大M数（即马赫，飞行速度与音速之比）和生限方面没有什么提高，但他们的水平起降和垂直机动性，加速性，最大过载，作战半径，远距离探测能力，全向攻击能力，电子对抗能力等均有了大幅度提高。由于突出了机动性和全天侯能力，更加适应瞬息万变的空战环境，攻防能力明显改善，生存率大大提高。在第三代战斗机的发展过程中，机载武器的性能取得了空前的进步。超视距发射使用的空对空导弹改善了抗地面杂波干扰的性能和灵敏度，具备了上射和下射力。它们一般都能兼顾对地攻击任务，可携带各种激光制导，电视制导，红外制导，被动无线电制导的导弹或炸弹。第三代战斗机的主要机型有：中国的J10、J11A、J11B枭龙，美国的F-14、F-15、F-16、F/A-18，苏联的苏-27系列、米格-29苏-30、苏-35，法国的幻影 2000和作研制的“狂风等为代表的喷气式战机。
飞行空气动力学
第三章 - 飞行空气动力学 飞行空气动力学介绍作用于飞机上的力的相互关系和由相关力产生的效应。作用于飞机的力 至少在某些方面，飞行中飞行员做的多好取决于计划和对动力使用的协调以及为改变推力，阻力，升力和重力的飞行控制能力。飞行员必须控制的是这些力之间的平衡。对这些力和控制他们的方法的理解越好，飞行员执行时的技能就更好。 下面定义和平直飞行(未加速的飞行)相关的力。 推力是由发动机或者螺旋桨产生的向前力量。它和阻力相反。作为一个通用规则，纵轴上的力是成对作用的。然而在后面的解释中也不总是这样的情况。 阻力是向后的阻力，由机翼和机身以及其他突出的部分对气流的破坏而产生。阻力和推力相反，和气流相对机身的方向并行。 重力由机身自己的负荷，乘客，燃油，以及货物或者行礼组成。由于地球引力导致重量向下压飞机。和升力相反，它垂直向下地作用于飞机的重心位置。 升力和向下的重力相反，它由作用于机翼的气流动力学效果产生。它垂直向上的作用于机翼的升力中心。 在稳定的飞行中，这些相反作用的力的总和等于零。在稳定直飞中没有不平衡的力(牛顿第三定律)。无论水平飞行还是爬升或者下降这都是对的。也不等于说四个力总是相等的。这仅仅是说成对的反作用力大小相等，因此各自抵消对方的效果。这点经常被忽视，而导致四个力之间的关系经常被错误的解释或阐明。例如，考虑下一页的图3－1。在上一幅图中的推力，阻力，升力和重力四个力矢量大小相等。象下一幅图显示的通常解释说明(不保证推力和阻力就不等于重力和升
力)推力等于阻力，升力等于重力。必须理解这个基本正确的表述，否则可能误解。一定要明白在直线的，水平的，非加速飞行状态中，相反作用的升力和重力是相等的，但是它们也大于相反作用的推力和阻力。简而言之，非加速的飞行状态下是推力和阻力大小相等，而不是说推力和阻力的大小和升力重力相等，基本上重力比推力更大。必须强调的是，这是在稳定飞行中的力平衡关系。总结如下： ?向上力的总和等于向下力的总和 ?向前力的总和等于向后力的总和 对旧的“推力等于阻力，升力等于重力”公式的提炼考虑了这样的事实，在爬升中，推力的一部分方向向上，表现为升力，重力的一部分方向向后，表现为阻力。在滑翔中，重力矢量的一部分方向向前，因此表现为推力。换句话说，在飞机航迹不水平的任何时刻，升力，重力，推力和阻力每一个都会分解为两个分力。如图3－2
变体飞行器及其变形驱动技术
基金项目:国家自然基金项目(90816003,50905085);教育部博士学科点基金资助(200802871067) 作者简介:朱华(1978— ),男,江苏东台人,工学博士、副研究员,中国振动工程学会振动与噪声控制专业委员会委员、理事。研究方向 主要是超声电机及其应用技术。主持国家自然科学基金,博士学科点基金,航空基金各1项。在国内外期刊和会议上发表文章共15篇,SC I 检索3篇,E I 检索7篇,I STP 检索1篇,I N SPEC 检索1篇,授权国家发明专利2项。 变体飞行器及其变形驱动技术 朱华,刘卫东,赵淳生 (南京航空航天大学精密驱动研究所,江苏南京210016) 摘 要:变体飞行器可以根据飞行环境的不同,自主地改变气动外形,更有效地完成飞行任务, 是目前国内外飞行器领域的研究热点之一。回顾了早期刚性变体飞行器、柔性变体飞行器及其变形驱动技术的发展过程。通过对应用于变体飞行器的各种智能材料及作动器的性能特点的比较,总结出一种新型的压电作动器———超声电机在变体飞行器变形驱动上的技术优势,提出了利用超声电机来驱动小型变体飞行器变形所要研究的关键问题。关键词:变体飞行器;压电作动器;超声电机;控制中图分类号:TH39;V221 文献标志码:A 文章编号:167125276(2010)022******* M orph i n g A i rcraft and ItsM orph 2dr i v i n g Techn i ques ZHU Hua,L I U W ei 2dong,Z HAO Chun 2sheng (P re c isi o n D ri vi ng La bo ra t o ry o f N an ji ng U n i ve rs ity o f Ae r o nau ti c s a nd A str o nau ti c s,N an ji ng 210016,C h i na )Abstract:Mo r ph i ng a irc ra ft can cha nge its ae r o dynam i c shap e au t om a ti ca ll y acco rd i ng t o the fli gh t e nvir o nm e n t a nd p e rf o r m the fli ght ta sk m o re e ffe c ti ve l y .It be com e s a ho tspo t i n the re se a rch fi e l d of a e r ona uti c s.The de ve l o pm e nt o f m o r p h i ng a irc ra fts a nd the ir dri vi ng techni que s a re re vi ew e d.The p e rf o r m a nce cha rac te ris ti c s of eve ry ki nd o f i n te lli ge ntm a te ri a l a nd a c tua t o rs a re com pa re d w ith a nd the n the te chn i ca l adva ntage s o f a new p i e zo e l ec tri c a c tua t o r i .e.u ltra son i c m o t o r a re summ a ri zed.The i de a tha t ultra son i c m o 2t o rs a re use d t o a c tua te the m o r ph o f the sm a ll sca l e a irc ra ft is p r opo sed a nd som e key issue s ne e de d t o be i nve s ti ga te d. Key words:m o r p hi ng a irc raft;p i e zoe l ec tri c a c tua t o r;ultra so ni c m o t o r;con tr o l 0 引言 变体飞行器是将新型智能材料、作动器、传感器综合 应用到飞行器的机翼上,通过柔顺、平滑、自主地改变飞行器的外形来改变其气动性能,以适应不同的飞行条件,扩展飞行包线和改善操纵特性,减小阻力,加大航程,减少或消除颤振、抖振和涡流干扰等的影响,从而更有效地完成各种飞行任务。因此,变体飞行器是一种柔性的具有结构自适应能力的新概念飞行器。 正是因为这种变体飞行器诱人的前景,包括美国国家航空航天局(NAS A )、国防部高级研究计划局(DARP A )在内的各种研究机构都成立了一些专项小组,对其进行预研,并取得了许多研究成果,正逐步应用于飞行器的局部结构改进(如BK117直升机主旋翼后缘襟翼等)。 随着近空间飞行器研究热潮的掀起,我国也对变体飞行器的研究给予了高度重视,研究进展很快。在智能材料和结构方面取得了一些研究成果,成功突破了形状记忆聚合物(shape me mory poly mer,S MP )等关键智能材料的制备技术,提出了柔性智能结构单元、滑动翼肋等变形方案,并进行了概念原型的探索。但与国外相比,目前国内对变体飞行器的研究依然处于探索阶段,对工程样机的研制和实 验验证研究尚未见报道。迅速开展对变体飞行器相关关键技术的研究迫在眉睫。 在此背景下,回顾了变体飞行器的发展历史,综述了其驱动技术的研究成果,通过比较各种智能材料作动器的性能,提出利用超声电机来驱动飞行器变形的思想。 1 刚性变体飞行器 变形飞行器的概念最早可以追溯到1890年,法国Cle ment Ader 提出了变体机翼的设计思想(图1)。他首次提出变体侦察机出于对速度的追求,机翼应设计成类似于蝙蝠或者鸟翅膀的形状,框架可折叠,面积可以缩小1/2, 甚至1/3,蒙皮膜应有弹性[1] 。1914年,为了提高飞行器的可控性,美国Eds on 申请了一项关于变体扭曲机翼的专利,提出了可变后掠翼的思想。1931年,H ill 研制图2所示的可变后掠无尾翼飞行器试飞成功,其后掠角可从4°变化到75°,利用蜗轮蜗杆机构驱动。 1930年,前苏联I van M akhonine 设计了机翼可伸缩的飞行器K 210飞行器,并与1931年试飞成功,其翼展可以从13m 增加到21m,翼面积增加57%,采用气动作动器驱动。当机翼收缩时,最高时速186k m,而当机翼伸展时,最高时速为155k m 。1937年,前苏联研制了一种可面
一种鸭式变掠翼超音速飞行器的设计
2019年4月起是十分有必要的。在理论课的学习过程中,教师可以应用先 进的科学技术,让学生更加直地了解课堂内容。建筑设计类课 程不免会讲到很多立体图形,这时可以利用多媒体技术或者VR 技术让学生们直观地感受到立体图形的内部结构,避免出现知识盲区。“互联网+”背景可以帮助课堂更加现代化,能够 满足学生所需,帮助老师更好的教学。在学习的同时,学生可 以在课堂上实践,在课堂上利用电子设备绘出自己设计的模 型,加深课堂印象。同时,将理论知识与实践相结合,可以很好 地改善课堂氛围,通过实践的应用,既能促进学生对于建筑设 计课程有一个更加理性的认识,又能勉励自己成为专业人才。 4结语“互联网+”背景为建筑设计类课程创新带来了新的机遇, 能够帮助建筑类高校有序地进行课程创新,使课程的系统性 更强,让学生更多地了解相专业知识。教学模式的创新改革可 以有效地吸引学生学习兴趣,为学生提供了更多的实践机会, 学生们能够有立足于实际的意识,在现实生活中遇见问题时 能够找到更加合适的解决方案。随着互联网+教育的模式不断 地深入探索,建筑设计类课程将寻求到更加合适的教学模式,培养出更多的专业人才。基金项目：吉林省教育科学“十三五”规划2018年度课题“互联网+”视域下建筑设计课程教学模式创新研究(ZD18119)。参考文献[1]邓宁.“互联网+”背景下高校产品设计类课程模式创新与探索[J].大连民族大学学报,2017(2).[2]白雪.“互联网+”视域下的版式设计模块课程教学创新与思考[J].美术教育研究,2017(15):166-167.[3]汪峰,刘鸿琳,刘章军.“互联网+”翻转课堂创新桥梁工程课程教学模式研究[J].教育教学论坛,2017(19).收稿日期：2019-3-12作者简介：张诗雅(1990-),女,吉林长春人,助教,主要研究方向为建筑设计及其理论。腾天骥(1989-),男,吉林长春人,助理工程师,主要研究方向为房屋建筑工程。一种鸭式变掠翼超音速飞行器的设计李天恒（江苏省盐城中学，江苏省盐城市224000） 【摘要】如何兼顾飞行器的高低速性能一直是飞行器设计师们需要解决的重要矛盾。本研究设计了一款机翼掠角可调的鸭式布局超音速军 用多功能飞行器。在超音速飞行时，该飞行器的主翼可进行后掠操纵， 鸭翼可进行前掠操纵。并在此基础上进行了建模计算。通过CFD 计算，认为在起降时候采用小掠角构型更为适合，而在超音速飞行阶段采用大掠角构型更合适， 该飞行器可以实现低速性能与高速性能的兼顾。【关键词】鸭式；变掠翼；双滑轨； 智能控制系统【中图分类号】V221.3【文献标识码】A 【文章编号】1006-4222（2019） 04-0304-02 图1低速状态与超音速状态飞行器构型1研究背景大型的亚音速飞行器飞行的航程长、载重量大,但是有飞 行时速较慢的缺点,难以满足战场上高度突防的要求。而传统 的超音速飞行器拥有飞行时速快的优势,但其较小的展弦比 和大后掠角设计却不利于提高亚音速模式下的巡航飞行效 率,同时在起飞和降落时也要求机场的跑道长度更长以留有 足够的距离进行加速和减速。相比之下,采用变掠翼思路设计 的飞行器就可以很好地将亚音速飞行器和超音速飞行器的优 势结合起来,使飞行器可以在亚音速模式和超音速模式之间 自如切换,适用于更宽的飞行速度跨度[1-3]。 变掠翼是一种通过变体飞行器来实现多种工况下的优秀 气动布局的设计理念。拥有平直翼、掠翼和三角翼工况,分别 最适合亚音速、跨音速和超音速飞行状态。这就使得变前掠翼 飞行器可以根据实际情况选择最优的飞行模式。这具体是指 变掠翼飞机在定速巡航、起飞和降落时,机翼处于平直翼状 态,可以取得最大的升阻比,获得最大的升力;而飞机在提速 和高机动状态下,转变为掠翼的状态,则能拥有较好的气动特 性和操纵性能;在处于高超音速飞行时,机翼掠角进一步增大 变为三角翼,飞机整体的阻力系数减小,有利于加速至高超音 速飞过敌军上空,完成侦查工作[4-5]。 在此基础上,本研究设计了一款机翼掠角可调的鸭式布 局超音速军用多功能飞行器。在超音速飞行时,该飞行器的主 翼可进行后掠操纵,鸭翼可进行前掠操纵。从而实现低速性能与高速性能的兼顾。2超音速飞行器整体及变掠翼结构设计2.1飞行器外部总体构型本研究设计的机翼掠角可调的鸭式布局超音速飞行器构型如图1所示。全长30m ,主翼翼展16.2m ,鸭翼翼展7.8m ,机身截面最大直径1.5m 。在整体构型方面,该飞行器主要以鸭式机翼,圆桶状机身和较长的鼻锥组成。较长的鼻锥有利于飞行器在高超音速状态下,减小所受的激波阻力,获得更大的升阻比,提升飞行速度。鸭式机翼可以根据不同的飞行速度进行掠角的改变,以期达到最优状态。其中(a )为飞行器的平直翼工作状态,(b )为飞行器的掠翼状态。翼身连动机构的设计方面,采取双滑轨的设计。主要是由论述304
霞光超音速民航客机概念设计
霞光超音速民航客机概念设计 霞光超音速民航客机三视图 霞光超音速民航客机效果图
霞光超音速民航客机效果图 霞光超音速民航客机效果图一、气动设计创新
1.弓形机翼的乘波设计，当飞机进行超音速巡航飞行时，通过调节发动机的进气锥，使它的激波锥紧贴着弓形机翼的前缘上，这样机翼下表面的压强就是激波后的压强，飞机机翼上下表面的压力差就大大提高了，升力也大大提高了。这样，利用激波的能量使飞机得到了附加的升力，而相对减少伴随的附加阻力，从而使飞机的超声速巡航升阻比大幅度提高，使飞机超音速巡航时经济性得以提升。 2.上平下斜的锲形体的机身设计，可以由飞机前进对空气的动压产生升力。一个上平下斜的锲形体前行时，下斜面对空气的动压的压缩作用时产生升力，锲形体上表面水平的，减小了的阻力，提高了升力。 3.凹进去的，凸出来的机身和尾部的设计，可以利用机身各部位产生的激波在相位上的差异，诱使它们产生干涉激波，这样激波就会互相对消，使传递到地面的声波的强度减小，大大地削弱音爆。其次，发动机外的方形外壳内部结构由蜂巢式的六边形组成，可以进一步达到消音的效果，达到真正的静音飞行。 4.机翼的翼尖有向下弯曲和展开两种状态设计，在起飞和降落状态时翼尖展开，产生较大的升力，在巡航状态时，机身下的压力不仅仅向下，也有向两侧作用的，所以翼尖向下弯曲。这样，不仅可以把“流散”的压力包拢起来达到最大的收效，增加有效升力，而且翼尖向下弯曲还有助于方向稳定性。 5.倒V字形的尾面设计，一方面，可以产生一些附加升力，另一方面，超声速飞行时可以与机翼产生一些有利的干扰。 6.发动机的方形外壳设计，用铝蜂巢结构结合智能材料的主动震动来改变振动频率和噪声频度的改变，这样可以大大减少发动机的噪音。 7.主动流动控制机翼设计，在机翼上安装一些超微型涡轮发动机和可以控制打开和关闭并能改变方向的小型喷管，引入一些的二级气流，实现流场主动控制，这样可以实现飞机起飞和降落的短距离滑跑，提高各个方向偏移的机动性，进而减轻飞机的重量，达到减小阻力和增升节油的效果。 巧妙的结合以上的设计理念，又将三机身以立体式分布结合在一起，在符合气动外形和不增加飞机的外形尺寸的情况下增加飞机的客容量和空间，使乘客在乘坐时更加舒适。另外，飞机的外形与现有的大型民航客机很接近，这样，现有的机场即可投入使用。 二、动力系统创新 采用以液氢为燃料，将涡扇发动机和冲压发动机结合的智能发动机，前面涡扇发动机燃气发生器中通液氢，燃气发生器推动涡轮，带动风扇，风扇吸入空气。后面是冲压发动机。当马赫数达到3以上，风扇叶片顺桨，不转动，靠滞止冲压吸入空气。另外，发动机利用磁浮轴承，由于没有磨损，无需润滑和冷却，可以减轻发动机重量和使用寿命，在高速的转速下工作又可以减少震动。同时，发动机利用通用核心机又大大降低生产和维修成本，达到真正意义上的环保和高效。
超音速战斗机分代及其特征简介
超音速战斗机分代及其特征简介 战斗机是一种主要用于与其他飞机进行作战的军用飞机，具有体积小、飞行速度快、机动性强等特点，又称为歼击机。随着现代军事作战理论和军用技术的发展，战斗机在现代军事作战中起着举足轻重的重要作用。航空强国都不惜巨资发展技术先进、作战能力强的战斗机。特别是20世纪40年代末二次世界大战结束后，采用喷气发动机的战斗机获得了较大发展，不断涌现出了一代又一代新战斗机。那么，现代战斗机是如何分代的呢？ 首先，现代战斗机得分代在世界上有两种标准，欧美标准和俄罗斯标准。俄罗斯战机的分代，多一代主要是对进入喷气机时代的启示时代划分不同，原苏联比美国早，将简易飞机化成了第一代。我国现在采用的是欧美标准。其中一代战斗机普遍为亚音速战机，在此不作赘述。 第二代：强调超音速性能的战斗机 第二代战斗机在航空界，一般把五六十年代研制的超音速战斗机称为第二代战斗机，其中以苏联的米格—21、米格—23，中国的歼7、歼8，美国的F—4、F—5、F—104和法国的“幻影”III等为代表的各类喷气式战机。它们最大飞行速度2—2.5马赫，武器为航炮和第一代空空导弹。飞机开始使用AIM-9"响尾蛇"、AIM-7"麻雀"等制导导弹进行视距外攻击，雷达也作为标准配置用于确定敌方攻击目标。新的飞机设计也层出不穷，如后掠翼、三角翼、变后掠翼以及按面积律设计的机身等。这一代战斗机普遍强调高空高速性能，这种技术要求也在20世纪60年代到70年代末期风靡一时。但它们的缺点也很明显：一是亚音速机动性不好，甚至还比不上第一代战斗机；二是起降滑跑距离长（多数都超过1000米）三是体积小，载油系统低，航程和外挂能力明显不足；四是机载设备比较简单，全天后能力有限。 第三代：强调中近距离空战和空空格斗的多用途超音速战斗机第3代战斗机是20世纪70代末期开始研制的苏联的米格—29、苏—27、苏-30、苏-35，中国的歼10、歼11A、歼11B、枭龙，美国的F—16、F—14、F—15、F—18以及法国的“幻影”2000等为代表的喷气式战机。设计理念从追求高空高速到具有良好的中低空机动性。其武器以空空导弹为主，航炮为辅，有较好的火控雷达系统。这一代飞机特别强调机动性和敏捷性，最大速度和升限与第二代相当，但航程较大，具备空中加油能力。第三代战斗机普遍采用了复合材料，铝锂合金，翼身融合体，大推重比的涡扇发动机，适合机动空战的机翼，具有下视能力的脉冲多普勒雷达，平视显示器，综合机载电子系统和火空系统，红外搜索/跟踪传感器，头盔瞄准具等。尽管这些战斗机在最大M数（即马赫，飞行速度与音速之比）和生限方面没有什么提高，但他们的水平起降和垂直机动性，加速性，最大过载，作战半径，远距离探测能力，全向攻击能力，电子对抗能力等均有了大幅度提高。由于突出了机动性和全天侯能力，更加适应瞬息万变的空战环境，攻防能力明显改善，生存率大大提高。在第三代战斗机的发展过程中，机载武器的性能取得了空前的进步。超视距发射使用的空对空导弹改善了抗地面杂波干扰的性能和灵敏度，具备了上射和下射力。它们一般都能兼顾对地攻击任务，可携带各种激光制导，电视制导，红外制导，被动无线电制导的导弹或炸弹。 随着航空技术的快速发展还可划分出一类三代代半战机。三代代半战斗机主要是现役的最新战斗机，其特点是气动技术没有任何新进展，而是随着20世纪80年代和90年代微芯片和
微型飞行器空气动力学研究
2005年9月系统工程理论与实践第9期 文章编号:100026788(2005)0920137205 微型飞行器空气动力学研究 李占科,宋笔锋,张亚锋 (西北工业大学航空学院,陕西西安710072) 摘要: 围绕与微型飞行器相关的低雷诺数空气动力学问题,进行了低雷诺数翼型气动特性的数值分析 研究、低马赫数低雷诺数流场数值计算方法研究、考虑扑翼结构弹性变形的气动特性估算方法研究、微 型飞行器气动特性估算的非定常涡格法研究和微型飞行器的风洞试验研究,取得的研究成果对微型飞 行器的发展具有重要的参考价值和指导意义. 关键词: 微型飞行器;雷诺数;扑翼;风洞试验 中图分类号: V27912 文献标识码: A Aerodynamics Research on M icro Air Vehicles LI Zhan2ke,S ONG Bi2feng,ZHANG Y a2feng (School of Aeronautics,N orthwestern P olytechnical University,X i’an710072,China) Abstract: In the paper,Based on the low Reynolds number aerodynamics of the micro air vehicles(M AVs),s ome researches were done.such as aerodynamics characteristic numerical analysis research on the air foil at low Reynolds numbers,numerical calculation method of low Mach low Reynolds numbers fluid field,estimation method research on aerodynamic characteristic of the aeroelastic flapping wing,unsteady v ortex method of aerodynamics characteristic estimation and wind tunnel test of M AVs.The results of this paper have im portant reference value and instructive meaning to the development of M AVs. K ey w ords: micro air vehicles(M AVs);Reynolds number;flapping wing;wind tunnel test 1 引言 近年来,微型飞行器作为一种新型的航空飞行器,在国内外形成了新的研究热潮.低速和小尺寸共同决定了微型飞行器的飞行雷诺数很低(105左右),这远低于传统飞行器(包括普通的无人驾驶飞机)的飞行雷诺数范围(106～108以上).微型飞行器必须在低雷诺数条件下仍能保持良好的气动性能,而这方面的研究目前尚处在探索阶段.本文主要围绕与微型飞行器有关的低雷诺数空气动力学问题,进行了数值计算和风洞试验等方面的研究,取得了具有一定参考价值的研究成果. 2 微型飞行器空气动力学研究 211 低雷诺数翼型气动特性的数值分析研究 微型飞行器外形尺寸小,速度低,基于微型飞行器尺寸的雷诺数也比较小,粘性效应相对强烈,流动易分离,准确求解这种低雷诺数的流场对湍流模型乃至整个数学模型都是一个极大的挑战.本研究针对低雷诺数问题,利用求解雷诺平均的NS方程,数值模拟了绕翼型的低雷诺数流动,分析了与低雷诺数流动有关的不稳定性.研究表明,分离流动都是不稳定的,会产生周期性的脱出涡.结合绕翼型的低雷诺数流动,对采用的计算模型进行了以下研究: 1)FNS方程与T LNS方程数值准确性的对比研究 分别采用FNS方程和T LNS方程计算了在条件:Ma=012,雷诺数Re=110×105,攻角α=1°时绕 收稿日期:2003207207 资助项目:总装气动预研项目(413130401)及国防基础科研项目(J1500C001)联合资助 作者简介:李占科(1973-),男,陕西岐山人,西北工业大学飞机系博士,主要从事与微型飞行器有关的研究.