CN113697087A - 一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法 - Google Patents

一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113697087A
CN113697087A CN202110932532.9A CN202110932532A CN113697087A CN 113697087 A CN113697087 A CN 113697087A CN 202110932532 A CN202110932532 A CN 202110932532A CN 113697087 A CN113697087 A CN 113697087A
Authority
CN
China
Prior art keywords
flap
aerial vehicle
unmanned aerial
configuration
drift angle
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202110932532.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113697087B (zh
Inventor
汪善武
刘泽峰
毕培信
常天星
王富贵
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Aerospace Era Feipeng Co ltd
Original Assignee
Aerospace Era Feipeng Co ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Aerospace Era Feipeng Co ltd filed Critical Aerospace Era Feipeng Co ltd
Priority to CN202110932532.9A priority Critical patent/CN113697087B/zh
Publication of CN113697087A publication Critical patent/CN113697087A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113697087B publication Critical patent/CN113697087B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64FGROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64UUNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00Type of UAV
    • B64U10/25Fixed-wing aircraft
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64UUNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2101/00UAVs specially adapted for particular uses or applications
    • B64U2101/60UAVs specially adapted for particular uses or applications for transporting passengers; for transporting goods other than weapons
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开了一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法,所述大型货运无人机的主翼设有多级襟翼,多级襟翼包括襟翼主片和襟翼滑片,襟翼主片设有凹槽,所述襟翼滑片设有凸轨,所述襟翼主片与襟翼滑片通过凹槽和凸轨连接,所述襟翼主片和襟翼滑片接触面径向切面为直线或者弧形,所述襟翼滑片可沿着襟翼主片的凹槽进行滑动,构成所述多级襟翼的所述襟翼滑片与襟翼主片有三种位置连接方式,多级襟翼通过三种位置连接方式和四种偏角卡位,构成12种多级襟翼位置构型,并根据大型货运无人机的实际载重情况,选择适合的襟翼构型,对大型货运无人机安全着陆有着重要意义。

Description

一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法
技术领域
本发明属于大型货运机着陆控制技术领域,特别涉及一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法。
背景技术
飞机在着陆过程中,由于其速度下降,其飞行的构型需要作出相应的调整,大型货运无人机,由于其载货前后重量差别大,特别是在自动空投卸货后返回着陆的过程中,为了确保其着陆的安全,需要为其提供更多的着陆构型选择,而现有的大型货运无人机主要是通过常规襟翼进行着陆构型控制,往往不能满足大型货运无人机载荷前后重量的巨大差别,容易造成安全隐患,因而为大型货运无人机提供更多的着陆构型选择,具有重要的现实意义。
发明内容
本发明的目的在于提供一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法,为大型货运无人机提供更多的着陆构型选择,对于大型货运无人机着陆安全,具有重要意义。
为实现上述目的,本发明采用以下技术方案:
一种大型货运无人机着陆构型,其特征在于,所述大型货运无人机设有多级襟翼,所述多级襟翼包括襟翼主片和襟翼滑片,所述襟翼主片设有凹槽,所述襟翼滑片设有凸轨,所述襟翼主片与襟翼滑片通过凹槽和凸轨连接,所述襟翼主片和襟翼滑片接触面径向切面为直线或者弧形,所述襟翼滑片可沿着襟翼主片的凹槽进行滑动。
进一步地,构成所述多级襟翼的所述襟翼滑片与襟翼主片有三种位置连接方式,分别为“0位置”、“1位置”和“2位置”,所述“0位置”为无错位卡接,所述“1位置”、“2位置”为错位卡接,所述“2位置”错位程度大于“1位置”;
进一步地,所述多级襟翼有四种偏角卡位,分别为Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ偏角卡位,所述Ⅰ偏角卡位为0°,所述Ⅱ偏角卡位为10°,所述Ⅲ偏角卡位为20°,所述Ⅳ偏角卡位为30°。
进一步地,所述多级襟翼通过所述偏角卡位和三种位置连接方式,构成12种多级襟翼位置构型,“0位置”时,对应四种偏角卡位,分别为0Ⅰ、0Ⅱ、0Ⅲ、0Ⅳ位置构型,“1位置”时,对应四种偏角卡位,分别为1Ⅰ、1Ⅱ、1Ⅲ、1Ⅳ位置构型,“2位置”时,对应四种偏角卡位,分别为2Ⅰ、2Ⅱ、2Ⅲ、2Ⅳ位置构型。
如上所述的一种大型货运无人机着陆构型,其设计方法包括以下步骤:
(1)确定主翼及襟翼翼型;
(2)流场采用采用“C-H”型网络拓扑结构;
(3)使用压力修正算法,对襟翼不同位置构型进行气动力计算;
(4)根据计算结果,确定大型货运无人机在不同载重情况下,着陆时对应多级襟翼的位置构型。
进一步地,步骤(3)所述压力修正算法,离散格式采用迎风格式进行离散。
进一步地,步骤(3)所述压力修正算法,时间积分用Runge-Kutta法显式求解。
进一步地,步骤(3)所述压力修正算法,采用SIMPLEC方法进行压力与速度的耦合,差分格式采用二阶迎风格式。
进一步地,步骤(4)所述位置构型,为所述12种多级襟翼位置构型的一种。
本发明具有以下有益效果:
1)本发明设计了一种新型的多级襟翼,相对于传统的单襟翼构型,具有可调节空间大的特性,实验证明其构型简单可靠,能有效的提高升力系数,通过襟翼主片和襟翼滑片的相对位置改变,为多级襟翼提供了更多的襟翼构型,通过计算以及风洞试验进一步证明了本发明提供的多级襟翼,能有效提升升力系数的变化范围,为大型货运无人机提供了更多的着陆构型选择,对于大型货运无人机的荷载前后重量差异大的特点,本发明提供的多级襟翼不同构型可极大的提高大型货运无人机着陆的安全性;
2)通过风洞试验和本发明的计算结果升力系数曲线对比表明,本发明的公开的气动性分析计算方法,能很好的模拟计算出升力系数,对与襟翼气动力分析研究方法具有重要的启示和参考意义。
附图说明
图1:一种大型货运无人机着陆构型的多级襟翼示意图;
图2:一种大型货运无人机着陆构型的多级襟翼径向剖面示意图;
图3:一种大型货运无人机着陆构型的多级襟翼横向剖面示意图;
图4:一种大型货运无人机着陆构型的多级襟翼横三种位置连接方式示意图;
图5:一种大型货运无人机着陆构型升力系数曲线示意图一;
图6:一种大型货运无人机着陆构型升力系数曲线示意图二;
图7:一种大型货运无人机着陆构型升力系数曲线示意图三;
图8:一种大型货运无人机着陆构型升力系数曲线示意图四;
图9:一种大型货运无人机着陆构型升力系数曲线示意图五;
图中各标号名称:1-襟翼主片,2-襟翼滑片,3-凸轨,4-凹槽。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本专利的技术方案作进一步说明。
实施例1
如图1所示,一种大型货运无人机着陆构型的多级襟翼示意图一,所述多级襟翼包括襟翼主片1和襟翼滑片2,襟翼主片1和襟翼滑片2接触贴合在一起,如图2所示,一种大型货运无人机着陆构型设计的多级襟翼径向剖面示意图,所述襟翼主片设有凹槽4,所述襟翼滑片设有凸轨3,所述襟翼主片与襟翼滑片通过凹槽4和凸轨连接3,所述襟翼主片1和襟翼滑片2接触面径向切面为直线或者弧形,本实施例的示意图为圆弧的一部分,设置为弧形或者直线,目的是为了所述襟翼滑片可沿着襟翼主片的凹槽进行滑动。
如图3所示,一种大型货运无人机着陆构型设计的多级襟翼横向剖面示意图,襟翼主片1和襟翼滑片2通过凹槽4和凸轨3卡扣在一起,形成稳定的活动链接状态。
如图4所示,一种大型货运无人机着陆构型设计的多级襟翼横三种位置连接方式示意图,多级襟翼的所述襟翼滑片与襟翼主片有三种位置连接方式,图4从上往下,分别为襟翼滑片与襟翼主片卡接于“0位置”、“1位置”和“2位置”时的示意图,“0位置”为无错位卡接,所述“1位置”、“2位置”为错位卡接,所述“2位置”错位程度大于“1位置”。
实施例2
选择主翼NACA65-205翼型,针对NACA65-205翼型配置本发明所述的多级襟翼,分别为:NACA65 0Ⅰ位置构型、NACA65 0Ⅱ位置构型、NACA65 0Ⅲ位置构型、NACA65 0Ⅳ位置构型。迎角范围0~12°,2°间隔,共7个点的气动特性。
数值模拟采用了结构网格,C-H型网格为主导,计算域远场边界取为120倍弦长,位于壁面的第一排网格1.0×10-7弦长,在翼缝、附面层、尾迹区等处对网格进行了加密,以捕捉流场的细微变化,保证附面层内和剪切层的数值模拟精度。
使用压力修正算法,对襟翼不同位置构型进行气动力计算,利用FLUENT中压力基求解器。压力基求解器以动量和压力为基本变量,适合于大多数单向流,选择基于节点的高斯格林函数求梯度的方法计算阻力。
采用SST两方程湍流模型,该模型适用于壁面边界层流动问题,对逆压梯度作用的边界层流体流动,作用效果更好。
采用萨瑟兰模型定义流场物理属性,阐述了理性气体的动力粘度μ和绝对温度T之间的关系。
Figure BDA0003211643350000051
As为萨瑟兰系数,Ts为萨瑟兰温度,可以计算出动力粘度μ。
离散格式采用迎风格式进行离散,时间积分用Runge-Kutta法显式求解。采用SIMPLEC方法进行压力与速度的耦合,差分格式采用二阶迎风格式。
模型及数值方法:基于结构网格上有限体积离散方程,
Figure BDA0003211643350000052
其中,流动速度
Figure BDA0003211643350000053
ГΦ为扩散系数,SΦ为源项,离散方程在任意控制体上的离散形式为:
Figure BDA0003211643350000054
其中
Figure BDA0003211643350000055
为界面通量密度,
Figure BDA0003211643350000061
为微元面积,ΔV为微元体积,nf为微元面数,对流项中Φf采用二阶迎风格式,最终形成压力修正量、速度及湍流粘性系数方程为:
Figure BDA0003211643350000062
用于升力计算。
计算得到升力系数曲线图,参见图5,NACA65 0Ⅰ位置构型、NACA65 0Ⅱ位置构型、NACA65 0Ⅲ位置构型、NACA65 0Ⅳ位置构型对应的升力系数稳定且整体显示递增趋势。
实施例3
选择主翼NACA65-205翼型,针对NACA65-205翼型配置本发明所述的多级襟翼,分别为:NACA65 1Ⅰ位置构型、NACA65 1Ⅱ位置构型、NACA65 1Ⅲ位置构型、NACA65 1Ⅳ位置构型。迎角范围0~12°,2°间隔,共7个点的气动特性。
数值模拟采用了结构网格,C-H型网格为主导,计算域远场边界取为120倍弦长,位于壁面的第一排网格1.0×10-7弦长,在翼缝、附面层、尾迹区等处对网格进行了加密,以捕捉流场的细微变化,保证附面层内和剪切层的数值模拟精度。
使用压力修正算法,对襟翼不同位置构型进行气动力计算,利用FLUENT中压力基求解器。压力基求解器以动量和压力为基本变量,适合于大多数单向流,选择基于节点的高斯格林函数求梯度的方法计算阻力。
采用SST两方程湍流模型,该模型适用于壁面边界层流动问题,对逆压梯度作用的边界层流体流动,作用效果更好。
采用萨瑟兰模型定义流场物理属性,阐述了理性气体的动力粘度和绝对温度之间的关系。
Figure BDA0003211643350000071
As为萨瑟兰系数,Ts为萨瑟兰温度,可以计算出动力粘度。
离散格式采用迎风格式进行离散,时间积分用Runge-Kutta法显式求解。采用SIMPLEC方法进行压力与速度的耦合,差分格式采用二阶迎风格式。
模型及数值方法:基于结构网格上有限体积离散方程,
Figure BDA0003211643350000072
其中,流动速度
Figure BDA0003211643350000073
ГΦ为扩散系数,SΦ为源项,离散方程在任意控制体上的离散形式为:
Figure BDA0003211643350000074
其中
Figure BDA0003211643350000075
为界面通量密度,
Figure BDA0003211643350000076
为微元面积,ΔV为微元体积,nf为微元面数,对流项中Φf采用二阶迎风格式,最终形成压力修正量、速度及湍流粘性系数方程为:
Figure BDA0003211643350000077
用于升力计算。
计算得到升力系数曲线图,参见图6,NACA65 1Ⅰ位置构型、NACA65 1Ⅱ位置构型、NACA65 1Ⅲ位置构型、NACA65 1Ⅳ位置构型对应的升力系数稳定且整体显示递增趋势。
实施例4
选择主翼NACA65-205翼型,针对NACA65-205翼型配置本发明所述的多级襟翼,分别为:NACA65 2Ⅰ位置构型、NACA65 2Ⅱ位置构型、NACA65 2Ⅲ位置构型、NACA65 2Ⅳ位置构型。迎角范围0~12°,2°间隔,研究了7个点的气动特性。
数值模拟采用了结构网格,C-H型网格为主导,计算域远场边界取为120倍弦长,位于壁面的第一排网格1.0×10-7弦长,在翼缝、附面层、尾迹区等处对网格进行了加密,以捕捉流场的细微变化,保证附面层内和剪切层的数值模拟精度。
使用压力修正算法,对襟翼不同位置构型进行气动力计算,利用FLUENT中压力基求解器。压力基求解器以动量和压力为基本变量,适合于大多数单向流,选择基于节点的高斯格林函数求梯度的方法计算阻力。
采用SST两方程湍流模型,该模型适用于壁面边界层流动问题,对逆压梯度作用的边界层流体流动,作用效果更好。
采用萨瑟兰模型定义流场物理属性,阐述了理性气体的动力粘度和绝对温度之间的关系。
Figure BDA0003211643350000081
As为萨瑟兰系数,Ts为萨瑟兰温度,可以计算出动力粘度。
离散格式采用迎风格式进行离散,时间积分用Runge-Kutta法显式求解。采用SIMPLEC方法进行压力与速度的耦合,差分格式采用二阶迎风格式。
模型及数值方法:基于结构网格上有限体积离散方程,
Figure BDA0003211643350000091
其中,流动速度
Figure BDA0003211643350000092
ΓΦ为扩散系数,SΦ为源项,离散方程在任意控制体上的离散形式为:
Figure BDA0003211643350000093
其中
Figure BDA0003211643350000094
为界面通量密度,
Figure BDA0003211643350000095
为微元面积,ΔV为微元体积,nf为微元面数,对流项中Φf采用二阶迎风格式,最终形成压力修正量、速度及湍流粘性系数方程为:
Figure BDA0003211643350000096
用于升力计算。
计算得到升力系数曲线图,参见图7,NACA65 2Ⅰ位置构型、NACA65 2Ⅱ位置构型、NACA65 2Ⅲ位置构型、NACA65 2Ⅳ位置构型对应的升力系数稳定且整体显示递增趋势。
实施例2、3、4升力系数曲线图对比发现,通过改变多级襟翼的卡接位置构型和偏角构型,升力系数曲线显示,随着多级襟翼卡接位置由“0位置”向“1位置”,再向“2位置”转变过程中,升力系数稳定增加,随着襟翼偏角增加,升力系数进一步稳定增加,因而这种多级襟翼的设置,为大型货运无人机提供了更多有效的着陆构型,对大型货运无人机荷重前后差别大,实现安全着陆有着重要的参考和实用意义。
实施例5
为了进一步验证本发明压力修正算法结果的可靠性,通过风洞试验于实验值进行了对比,对多级襟翼“2位置”的两种构型:2Ⅱ、2Ⅲ进行了风洞试验,得到升力系数曲线与本发明计算结果进行对比,升力系数曲线对比参见图8、图9,通过对比发现,本发明压力修正算法结果和实验结果符合性好,因而,本发明所采用的压力修正算法能很好的进行襟翼气动性评估计算,为大型货运无人机的着陆构型设计提供一种有效而精确的计算方法。
以上实施例对本发明所公开的一种大型货运无人机着陆构型设计,进行了进一步阐述和说明,以上实施例的说明只是用于帮助理解本申请的方法及其核心思想,对于本领域的一般技术人员,依据本申请的思想,在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处,本说明书内容不应理解为对本申请的限制。

Claims (9)

1.一种大型货运无人机着陆构型,其特征在于,所述着陆构型设有多级襟翼,所述多级襟翼包括襟翼主片和襟翼滑片,所述襟翼主片设有凹槽,所述襟翼滑片设有凸轨,所述襟翼主片与襟翼滑片通过凹槽和凸轨连接,所述襟翼主片和襟翼滑片接触面径向切面为直线或者弧形,所述襟翼滑片可沿着襟翼主片的凹槽进行滑动。
2.根据权利要求1所述一种大型货运无人机着陆构型,其特征在于,构成所述多级襟翼的所述襟翼滑片与襟翼主片有三种位置连接方式,分别为“0位置”、“1位置”和“2位置”,所述“0位置”为无错位卡接,所述“1位置”、“2位置”为错位卡接,所述“2位置”错位程度大于“1位置”。
3.根据权利要求2所述一种大型货运无人机着陆构型,其特征在于,所述多级襟翼有四种偏角卡位,分别为Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ偏角卡位,所述Ⅰ偏角卡位为0°,所述Ⅱ偏角卡位为10°,所述Ⅲ偏角卡位为20°,所述Ⅳ偏角卡位为30°。
4.根据权利要求3所述一种大型货运无人机着陆构型,其特征在于,所述多级襟翼通过所述偏角卡位和三种位置连接方式,构成12种多级襟翼位置构型,“0位置”时,对应四种偏角卡位,分别为0Ⅰ、0Ⅱ、0Ⅲ、0Ⅳ位置构型,“1位置”时,对应四种偏角卡位,分别为1Ⅰ、1Ⅱ、1Ⅲ、1Ⅳ位置构型,“2位置”时,对应四种偏角卡位,分别为2Ⅰ、2Ⅱ、2Ⅲ、2Ⅳ位置构型。
5.一种对权利要求1-4任一项所述的一种大型货运无人机着陆构型的设计方法,包括以下步骤:
(1)确定主翼及襟翼翼型;
(2)流场采用采用“C-H”型网络拓扑结构;
(3)使用压力修正算法,对襟翼不同位置构型进行气动力计算;
(4)根据计算结果,确定大型货运无人机在不同载重情况下,着陆时对应多级襟翼的位置构型。
6.根据权利要求5所述一种大型货运无人机着陆构型的设计方法,其特征在于,步骤(3)所述压力修正算法,离散格式采用迎风格式进行离散。
7.根据权利要求5所述一种大型货运无人机着陆构型的设计方法,其特征在于,步骤(3)所述压力修正算法,时间积分用Runge-Kutta法显式求解。
8.根据权利要求5所述一种大型货运无人机着陆构型的设计方法,其特征在于,步骤(3)所述压力修正算法,采用SIMPLEC方法进行压力与速度的耦合,差分格式采用二阶迎风格式。
9.根据权利要求5所述一种大型货运无人机着陆构型的设计方法,其特征在于,步骤(4)所述位置构型,为所述12种多级襟翼位置构型的一种。
CN202110932532.9A 2021-08-13 2021-08-13 一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法 Active CN113697087B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110932532.9A CN113697087B (zh) 2021-08-13 2021-08-13 一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110932532.9A CN113697087B (zh) 2021-08-13 2021-08-13 一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113697087A true CN113697087A (zh) 2021-11-26
CN113697087B CN113697087B (zh) 2024-06-11

Family

ID=78653116

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110932532.9A Active CN113697087B (zh) 2021-08-13 2021-08-13 一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113697087B (zh)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5788190A (en) * 1996-10-22 1998-08-04 The Boeing Company Slotted cruise trailing edge flap
CN1918033A (zh) * 2004-02-12 2007-02-21 空中客车德国有限公司 飞机的着陆襟翼引导件
CN101903239A (zh) * 2007-12-20 2010-12-01 空中客车营运有限公司 用于飞机的具有主翼和能调节的前缘襟翼的升高系统
WO2014199371A1 (en) * 2013-06-10 2014-12-18 Israel Aerospace Industries Ltd. Aerofoil and wings for air vehicles
CN104691745A (zh) * 2014-07-04 2015-06-10 贵州贵航飞机设计研究所 薄翼型下使用一个作动筒完成双缝襟翼运动的方法及装置
CN108928490A (zh) * 2018-07-13 2018-12-04 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种水平起降两级入轨飞行器的气动布局
CN113120241A (zh) * 2021-05-27 2021-07-16 航天时代飞鹏有限公司 一种货运无人机用舱内货物固定装置及固定方法
CN113184188A (zh) * 2021-06-16 2021-07-30 航天时代飞鹏有限公司 大型货运无人机连续空投重心调整方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5788190A (en) * 1996-10-22 1998-08-04 The Boeing Company Slotted cruise trailing edge flap
CN1918033A (zh) * 2004-02-12 2007-02-21 空中客车德国有限公司 飞机的着陆襟翼引导件
CN101903239A (zh) * 2007-12-20 2010-12-01 空中客车营运有限公司 用于飞机的具有主翼和能调节的前缘襟翼的升高系统
WO2014199371A1 (en) * 2013-06-10 2014-12-18 Israel Aerospace Industries Ltd. Aerofoil and wings for air vehicles
CN104691745A (zh) * 2014-07-04 2015-06-10 贵州贵航飞机设计研究所 薄翼型下使用一个作动筒完成双缝襟翼运动的方法及装置
CN108928490A (zh) * 2018-07-13 2018-12-04 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种水平起降两级入轨飞行器的气动布局
CN113120241A (zh) * 2021-05-27 2021-07-16 航天时代飞鹏有限公司 一种货运无人机用舱内货物固定装置及固定方法
CN113184188A (zh) * 2021-06-16 2021-07-30 航天时代飞鹏有限公司 大型货运无人机连续空投重心调整方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
黄炜;龚志斌;李杰;: "后缘装置LET对多段翼型气动特性的影响研究", 飞行力学, no. 04 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN113697087B (zh) 2024-06-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107180134B (zh) 一种可重复使用的天地往返飞行器外形设计方法
CN107491608A (zh) 一种飞机编队飞行的队形参数优化方法及系统
CN112362291B (zh) 一种飞翼布局飞机纵向气动力系数的雷诺数效应修正方法
CN116305523B (zh) 基于离散伴随的层流翼型优化方法
Visbal Onset of vortex breakdown above a pitching delta wing
CN113218613B (zh) 一种层流机翼的转捩位置确定方法
CN106599353A (zh) 一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法
Kohzai et al. Wall and support interference corrections of NASA common research model wind tunnel tests in JAXA
Sarlak et al. Aerodynamic behaviour of NREL S826 airfoil at Re= 100,000
CN113602473B (zh) 一种基于斜掠气梁的充气翼
CN105936334B (zh) 一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制方法及装置
CN113468655A (zh) 基于飞行试验数据的高速边界层转捩判据标定方法和系统
Shi et al. Research of transition criterion for semi-empirical prediction method at specified transonic regime
CN111859545A (zh) 一种考虑升力匹配的宽速域高升阻比机翼优化设计方法
Aşkan et al. The impact of aspect ratio on aerodynamic performance and flow separation behavior of a model wing composed from different profiles
CN113697087A (zh) 一种大型货运无人机着陆构型及其设计方法
CN110044574A (zh) 一种确定风洞试验段壁板开槽率的方法
Brunner et al. Comparison of CFD with wind tunnel tests of microjets for active aerodynamic load control
CN105775159A (zh) 具有抑制机翼分离流功能的吹气口设计方法
CN113361017B (zh) 一种考虑机构约束的管射无人机二次折叠翼气动设计方法
CN115235724A (zh) 适用于格尼襟翼风力机翼型的动态失速评价及预测方法
Khalil et al. Computational analyses of aerodynamic characteristics of naca653218airfoil
CN113353285A (zh) 一种旋翼翼型的确定方法及系统
Lehser-Pfeffermann et al. Investigation and evaluation of aerodynamic efficiency improvement measures for vertical axis small wind turbines
Chitta et al. Prediction of aerodynamic characteristics of an elliptic airfoil at low Reynolds number

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant