對(duì)無(wú)人機(jī)的機(jī)翼和尾翼進(jìn)行折疊。傳統(tǒng)的尾翼折疊機(jī)構(gòu)通常采用在轉(zhuǎn)軸處安裝的扭簧作為展開動(dòng)力來(lái)源，采用適配器限位的方式，存在結(jié)構(gòu)體積大、展開動(dòng)力弱、翼面氣動(dòng)阻力過(guò)大等缺點(diǎn)，同時(shí)適配器與彈射筒存在摩擦力，影響無(wú)人機(jī)的的整體彈射性能，結(jié)構(gòu)更加緊湊的無(wú)適配器折疊尾翼高過(guò)載展開鎖定機(jī)構(gòu)成為彈射無(wú)人機(jī)的機(jī)翼、尾翼折疊機(jī)構(gòu)發(fā)展趨勢(shì)[1]。本文將依據(jù)實(shí)際工程設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，從理論分析、展開鎖定機(jī)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)、動(dòng)力學(xué)仿真等方面著手，建立一種彈射無(wú)人機(jī)折疊尾翼展開與鎖定設(shè)計(jì)方法，為無(wú)人

些火炮，其在發(fā)射尾翼彈時(shí)，其尾翼在經(jīng)過(guò)炮口制退器內(nèi)部時(shí)會(huì)受到炮口制退器腔室內(nèi)復(fù)雜流場(chǎng)的影響，這些影響可能會(huì)使得尾翼結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞，增大炮口擾動(dòng)，從而影響了尾翼彈的飛行穩(wěn)定性。為了改善相關(guān)狀態(tài)，針對(duì)帶炮口制退器的某些火炮，深入研究炮口制退器側(cè)孔的排布規(guī)律，通過(guò)改變流場(chǎng)分布，以提升尾翼彈的飛行穩(wěn)定性。這在理論研究和工程應(yīng)用上均具有積極意義。文獻(xiàn)［3］應(yīng)用FLUENT 軟件，通過(guò)研究對(duì)帶炮口制退器的尾翼炮彈射擊時(shí)形成的膛口外部流場(chǎng)，進(jìn)行數(shù)值模擬，并分析在各種條件下

發(fā)有效進(jìn)行下去。尾翼可以提高整車外觀運(yùn)動(dòng)感，合理設(shè)計(jì)能夠減小氣動(dòng)阻力［6-8］，且尾翼造型多變可增加汽車的獨(dú)特性。而本文SUV 鏤空式尾翼的風(fēng)洞測(cè)試結(jié)果表明其是本車最主要的噪聲源之一，本文中運(yùn)用傳聲器陣列、煙流顯示、油流顯示等技術(shù)對(duì)試驗(yàn)時(shí)整車及局部的聲場(chǎng)聲源、流場(chǎng)流態(tài)進(jìn)行了可視化及分析，結(jié)合CFD 數(shù)值仿真手段對(duì)整車外流場(chǎng)進(jìn)行了模擬及分析，確定了鏤空尾翼發(fā)聲原理，并在此基礎(chǔ)上提出了優(yōu)化方向，同時(shí)制定了具體的優(yōu)化方案進(jìn)行數(shù)值分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，兩種手段結(jié)果均表明

引言相比于平板尾翼而言,弧形尾翼彈箭可以人為設(shè)定展開時(shí)間,即發(fā)射前期可包裹在彈體表面,達(dá)到一定的飛行狀態(tài)后可自動(dòng)展開成為有翼導(dǎo)彈,顯著減小發(fā)射裝置空間;同時(shí)弧形尾翼彈箭的升阻比也明顯增加,逐漸被人們重視起來(lái)并應(yīng)用。1983年,William D.Washington[1]對(duì)弧形翼彈箭進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn),在超聲速(1.7、2.0、3.0、4.0)和大攻角(20°)條件下,總結(jié)出了幾個(gè)非常有意義的結(jié)論。1987年,Andrew等[2]利用數(shù)值仿真方法對(duì)超聲速下卷

靶道中試驗(yàn)研究了尾翼式超空泡射彈以8°入水角、650 m/s左右速度入水過(guò)程，得到了入水沖擊瞬間彈體姿態(tài)對(duì)噴濺形成、彈道軌跡變化和水下壓力波傳播的影響。近年來(lái)，得益于計(jì)算機(jī)技術(shù)的進(jìn)步，射彈入水過(guò)程的數(shù)值研究取得了快速的發(fā)展。陳晨[10]考慮氣、汽、液三相流體的可壓縮性，對(duì)射彈以400 m/s垂直入水進(jìn)行數(shù)值模擬，分析了流體可壓縮性對(duì)激波、空泡演化、流場(chǎng)特性的影響。郝博[11]等采用數(shù)值方法研究了尾翼楔角對(duì)六尾翼槍彈的垂直入水阻力和運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性影響。郝亮[12

氣動(dòng)系數(shù)由球身與尾翼外形決定。由于系留氣球的球身外形經(jīng)過(guò)了多年的迭代設(shè)計(jì)，已經(jīng)相對(duì)成熟，對(duì)尾翼的構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計(jì)是提高系留氣球穩(wěn)定性的主要方案。近幾年對(duì)系留氣球尾翼的研究關(guān)注了尾翼厚度與修圓情況，但沒(méi)有對(duì)其它的參數(shù)進(jìn)行分析。本文對(duì)小型系留氣球的尾翼構(gòu)型其它幾個(gè)參數(shù)進(jìn)行研究，獲取不同尾翼構(gòu)型下氣動(dòng)特性的變化規(guī)律，為小型系留氣球尾翼構(gòu)型的調(diào)整提供參考。2 理論分析大型系留氣球在國(guó)內(nèi)外已有多款比較成熟的設(shè)計(jì)。但是其構(gòu)型，并不完全適用于小型系留氣球。其原因主要有以下幾

全面的優(yōu)化。水下尾翼作為一種新型船舶節(jié)能附體的出現(xiàn)可以追溯到1992 年，荷蘭的Van Oossanen 博士發(fā)明了名為“Hull Vane”的船舶節(jié)能尾翼。本世紀(jì)以來(lái)，該型尾翼技術(shù)已經(jīng)獲得了相當(dāng)程度的進(jìn)步，并在多個(gè)歐洲國(guó)家的游艇、集裝箱船以及軍艦等中高速船型上獲得了廣泛應(yīng)用。2014 年起，荷蘭Hull Vane公司[3-5]先后對(duì)55 m 補(bǔ)給艦“Karina”號(hào)、42 m 游艇“Alive”號(hào)以及荷蘭皇家海軍108 m“Holland”級(jí)近海巡邏艦開

［2］對(duì)汽車加裝尾翼，改變汽車尾部流場(chǎng)，增加尾部負(fù)升力，提高了汽車的行駛穩(wěn)定性。計(jì)時(shí)鳴等［3］設(shè)計(jì)了前后對(duì)稱隨動(dòng)尾翼，通過(guò)調(diào)整尾翼迎角控制汽車升力大小和方向，達(dá)到提高車輛穩(wěn)定性和節(jié)能減排的目的。谷正氣等［4］分別對(duì)尾翼形式變化、尾翼攻角變化、翼面凹坑直徑變化進(jìn)行單獨(dú)分析，研究其對(duì)氣動(dòng)升力影響。已有研究大多針對(duì)汽車加裝尾翼的影響進(jìn)行分析，或者單獨(dú)對(duì)尾翼的形狀或攻角進(jìn)行分析，很少有研究尾翼攻角、縱向水平距離和垂向高度等多尾翼參數(shù)對(duì)車輛氣動(dòng)特性及制動(dòng)性能的影響。

）0 引 言垂直尾翼是操縱飛機(jī)航向偏轉(zhuǎn)，并保證飛機(jī)平穩(wěn)飛行的主要部件。作為飛機(jī)的操縱面，垂直尾翼必須要有較強(qiáng)的控制能力，能夠產(chǎn)生足夠的側(cè)向力即升力。為了達(dá)到這樣的性能，垂直尾翼通常會(huì)有較大的尺寸，這就要付出質(zhì)量、阻力和能耗等方面的代價(jià)，因此，如何提高飛機(jī)垂直尾翼的氣動(dòng)性能和控制效果是飛機(jī)設(shè)計(jì)研究的關(guān)鍵問(wèn)題之一。近年來(lái)，主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)（Active Flow Control，簡(jiǎn)稱AFC）因其良好的應(yīng)用前景受到越來(lái)越多的關(guān)注。該類技術(shù)通過(guò)控制局部的流動(dòng)，達(dá)到

到亞聲速，前翼對(duì)尾翼產(chǎn)生的氣動(dòng)干擾發(fā)生變化，使尾翼的氣動(dòng)特性發(fā)生變化，對(duì)飛行器的飛行穩(wěn)定性和控制特性都有很大的影響。高超聲速飛行器為了提高巡航飛行器能力，一般采用具有高升阻比的面對(duì)稱正常式氣動(dòng)布局；為了減小高超聲速飛行時(shí)的阻力，彈翼和尾舵一般采用具有大后掠角的小展弦比外形[3-5]；為了獲得較大的升力和過(guò)載能力，需要通過(guò)增大翼根弦長(zhǎng)來(lái)增大升力面積，使得前翼的根弦很長(zhǎng)，導(dǎo)致前翼和尾舵之間的距離很小，形成具有大后掠角的近距耦合式氣動(dòng)布局方案。由于大后掠角彈翼多

不對(duì)稱洗流作用于尾翼上將誘導(dǎo)出反向滾轉(zhuǎn)力矩，使得舵面產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)控制力矩顯著降低，在工程應(yīng)用上通常被認(rèn)為不能有效進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制。為了探索鴨舵控制時(shí)洗流的作用規(guī)律，國(guó)內(nèi)外學(xué)者采用風(fēng)洞試驗(yàn)或數(shù)值模擬的方法開展了大量的工作，提出了一系列有效的措施來(lái)改善鴨式布局的滾轉(zhuǎn)控制效率[1-3]，其中自旋尾翼是一種有效的途徑，通過(guò)將尾翼套筒用軸承連接于彈身上，使得尾翼上誘導(dǎo)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩與彈身解耦，從而達(dá)到滾轉(zhuǎn)可控的目的。國(guó)外學(xué)者早在20世紀(jì)70年代起就開展了一系列針對(duì)自旋尾翼

新舟700 飛機(jī)尾翼基本上都采用了復(fù)合材料。雖然復(fù)合材料在尾翼結(jié)構(gòu)中得到了大量應(yīng)用，但其失效機(jī)理復(fù)雜，影響因素較多。相比于平板結(jié)構(gòu)，加筋類的肋結(jié)構(gòu)失效模式更加復(fù)雜。尾翼梁結(jié)構(gòu)在飛機(jī)制造和裝配，以及運(yùn)營(yíng)過(guò)程中會(huì)遇到各種類型的損傷，不同的損傷會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)產(chǎn)生不同的失效模式，其剩余強(qiáng)度是否滿足結(jié)構(gòu)的極限承載能力是飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷評(píng)估必須考慮的問(wèn)題。目前對(duì)于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的失效分析和損傷評(píng)估開展了很多的研究[2-4]，但是這些研究大多是針對(duì)平板結(jié)構(gòu)和典型的加筋壁板結(jié)構(gòu)，對(duì)

箭測(cè)試平臺(tái)多采用尾翼進(jìn)行穩(wěn)定、低速旋轉(zhuǎn)來(lái)減小一些非對(duì)稱因素的影響，從而提高平臺(tái)的性能。尾翼的不對(duì)稱偏差是產(chǎn)生氣動(dòng)滾轉(zhuǎn)力矩主要來(lái)源，因此無(wú)控式平臺(tái)尾翼的設(shè)計(jì)成為關(guān)鍵。為了使固定式直尾翼的加工、裝配等偏差產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩不影響平臺(tái)在飛行過(guò)程中箭體的旋轉(zhuǎn)，采用自由旋轉(zhuǎn)尾翼消除或降低平臺(tái)不希望有的滾轉(zhuǎn)力矩，當(dāng)尾翼受到不對(duì)稱洗流作用時(shí)，尾翼可隨之滾轉(zhuǎn)，可以有效減小反向滾轉(zhuǎn)力矩，以實(shí)現(xiàn)尾翼的滾轉(zhuǎn)力矩與箭體旋轉(zhuǎn)相隔離。這種方式近幾年來(lái)已引起人們極大的關(guān)注，滾轉(zhuǎn)尾翼的研究主

高速穩(wěn)定性。加裝尾翼是提高汽車高速穩(wěn)定性一種簡(jiǎn)單有效的方法，但是會(huì)增大汽車的阻力。對(duì)于加裝尾翼的轎車外流場(chǎng)分析，國(guó)內(nèi)研究起步較晚，并且以分析簡(jiǎn)單擾流板模型為主。國(guó)外對(duì)特殊造型的尾翼研究，大部分以競(jìng)賽汽車為主[3，4]。傳統(tǒng)的汽車空氣動(dòng)力學(xué)研究是建立在汽車風(fēng)洞試驗(yàn)基礎(chǔ)上。在汽車造型設(shè)計(jì)過(guò)程中,為了改善汽車空氣動(dòng)力學(xué)性能，需要花費(fèi)大量的時(shí)間和財(cái)力、物力、人力進(jìn)行汽車風(fēng)洞試驗(yàn)[5，6]。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展和計(jì)算流體力學(xué)(CFD)的快速發(fā)展，基于計(jì)算流體力學(xué)的汽

定安裝有一組平衡尾翼Ⅰ，所述固定套筒外表面一側(cè)的左右兩端分別固定安裝有一組平衡尾翼Ⅱ，所述固定套筒內(nèi)壁的一側(cè)開設(shè)有凹槽。該風(fēng)速傳感器，對(duì)于安裝軸套與平衡尾翼Ⅰ或平衡尾翼Ⅱ安裝位置的限定，以確保固定套筒及其上的結(jié)構(gòu)在風(fēng)力的影響下可以隨之發(fā)生變化，并在平衡尾翼Ⅰ和平衡尾翼Ⅱ的作用下以確保固定套筒的中軸線可以與實(shí)際的風(fēng)向保持相平行的狀態(tài)，進(jìn)一步地提高了該風(fēng)速傳感器對(duì)于風(fēng)力大小的檢測(cè)精度。

B都有極其夸張的尾翼，讓保時(shí)捷柔潤(rùn)的脊背一下子變得有棱有角，有了濃烈的競(jìng)速感?！安患?span id="nfzt5f3" class="hl">尾翼算什么改裝？”誠(chéng)然，尾翼是凸顯一臺(tái)車“運(yùn)動(dòng)元素”“賽車血統(tǒng)”的最重要部件。但它究竟是如何從賽車上實(shí)用性的空氣動(dòng)力學(xué)套件，逐步轉(zhuǎn)為量產(chǎn)改裝車上象征意味大于實(shí)用的部件呢？高聳的尾翼營(yíng)造了巨大的下壓力，讓賽車后輪牢牢抓地，有效地增加了過(guò)彎穩(wěn)定性。下壓力的營(yíng)造源賽車誕生的頭幾十年間，設(shè)計(jì)師們并不確定空氣動(dòng)力學(xué)到底有什么用。直到1966年，Jim Hall才將空氣動(dòng)力學(xué)套件真正帶

球體一般由球身和尾翼組成，尾翼可以增加系留氣球在有風(fēng)情況下的穩(wěn)定性，進(jìn)而保證其安全系留。針對(duì)尾翼翼型對(duì)系留氣球的影響，對(duì)四種不同尾翼翼型的系留氣球進(jìn)行仿真分析，討論了翼型厚度和翼型彎度對(duì)系留氣球升力、阻力和俯仰力矩的影響，進(jìn)而為系留氣球尾翼翼型的選取提供參考。關(guān)鍵詞系留氣球;尾翼翼型;升阻力;俯仰力矩中圖分類號(hào)： V273 ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： ADOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2020.15

摘 要 系留氣球尾翼和掛架在大風(fēng)環(huán)境下狀態(tài)對(duì)整個(gè)系留氣球的穩(wěn)定性至關(guān)重要，為了測(cè)試某系留氣球尾翼在大風(fēng)情況下的變形情況和掛架與主球體的隨動(dòng)情況，設(shè)計(jì)一套獨(dú)立于系留氣球系統(tǒng)的測(cè)試系統(tǒng)，采集尾翼表面圖像和內(nèi)部壓力值，驗(yàn)證尾翼在大風(fēng)環(huán)境下變形適當(dāng)，尾翼外形和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)合理；測(cè)試系統(tǒng)獨(dú)立采集球體姿態(tài)角（俯仰角、橫滾角和航向角）數(shù)據(jù)，然后與系留氣球系統(tǒng)的姿態(tài)角數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了系留氣球系統(tǒng)姿態(tài)角數(shù)據(jù)采集準(zhǔn)確。關(guān)鍵詞 系留氣球 尾翼 姿態(tài)角 測(cè)試系統(tǒng) 穩(wěn)定性系留氣球是

仿鳥撲翼飛行器的尾翼在飛行器飛行過(guò)程中具有重要的作用，如德國(guó)Festo公司研發(fā)的SmartBird[3-4]模仿了海鷗的外形，設(shè)計(jì)了一種聚氨酯泡沫材料的倒V型可動(dòng)尾翼，尾翼具有一定柔性，在飛行過(guò)程中起到了穩(wěn)定作用，同時(shí)利用巧妙的機(jī)械結(jié)構(gòu)，使得尾翼面能進(jìn)行小角度的俯仰和偏航運(yùn)動(dòng)，一定程度上實(shí)現(xiàn)了飛行的控制。國(guó)內(nèi)，南京航空航天大學(xué)的樣機(jī)[5-7]采用V型固定尾翼，也能起到穩(wěn)定飛行的作用，而西北工業(yè)大學(xué)的ASN·211[8-9]采用倒T型尾翼，與傳統(tǒng)的固定翼類似

式之一是采用傾斜尾翼，但尾翼傾斜角選取得不合理，輕則導(dǎo)致彈箭飛行不穩(wěn)定，重則導(dǎo)致掉彈危險(xiǎn)?；诖吮尘?，研究尾翼傾斜角度的大小對(duì)其氣動(dòng)特性影響就變得非常有意義。DeSpirito[2]采用小擾動(dòng)法對(duì)彈丸的Magnus效應(yīng)進(jìn)行了計(jì)算，求出Magnus力和力矩。Klatt等[3]對(duì)比風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果和采用RANS方法下的計(jì)算結(jié)果，得到了大攻角下Magnus效應(yīng)的變化規(guī)律。Leroy[4]對(duì)舵身組合彈箭的氣動(dòng)特性計(jì)算分析表明，在大攻角下，其滾轉(zhuǎn)特性和Magnus特性參

曾翔龍按水平尾翼數(shù)量分類水平尾翼裝在飛機(jī)尾部的布局被稱為“正常式”，水平尾翼位于機(jī)翼前方的被稱為“鴨式”。水平尾翼的數(shù)目不限于一個(gè)，也有雙尾翼式，如F-14、F-18、F-35C戰(zhàn)斗機(jī)等。不僅如此，在軍用和民用飛機(jī)中還出現(xiàn)不少?zèng)]有水平尾翼的無(wú)尾飛機(jī)，如幻影2000、協(xié)和號(hào)超音速客機(jī)等。無(wú)尾飛機(jī)的俯仰平衡和操縱功能由機(jī)翼的升降副翼來(lái)承擔(dān)。由于取消了水平尾翼，所以飛機(jī)阻力較小、重量較輕，但它的缺點(diǎn)是安全的重心范圍小。按垂直尾翼數(shù)量分類垂直尾翼又稱立尾，通常尾翼

一級(jí)方程式賽車上尾翼和擴(kuò)散器兩大空氣動(dòng)力學(xué)套件，詳細(xì)講述了兩者對(duì)提升對(duì)負(fù)升力的功用、利用尾流的原理與其在一級(jí)方程式賽車中的發(fā)展歷程，并展示了尾翼與擴(kuò)散器在汽車空氣動(dòng)力學(xué)應(yīng)用中的重要性，對(duì)各類賽車的空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)具有指導(dǎo)意義。關(guān)鍵詞：方程式賽車;尾翼;擴(kuò)散器;Ansys仿真;流場(chǎng)分析1 引言一級(jí)方程式賽車作為汽車運(yùn)動(dòng)最高級(jí)別的賽事，不僅代表了現(xiàn)代汽車運(yùn)動(dòng)的最高競(jìng)技水平，也是衡量現(xiàn)代汽車技術(shù)發(fā)展最高水準(zhǔn)（特別是汽車空氣動(dòng)力學(xué)）的重要標(biāo)桿。F1方程式賽車直線行駛

065)0 引言尾翼穩(wěn)定裝置是制導(dǎo)炮彈的重要組成部分。制導(dǎo)炮彈在炮膛內(nèi)點(diǎn)火發(fā)射時(shí)，尾翼處于折疊狀態(tài)并被約束；當(dāng)炮彈出炮口之后，尾翼張開并賦予炮彈飛行所需的主要升力和穩(wěn)定力矩。設(shè)計(jì)尾翼穩(wěn)定裝置時(shí)，除了要保證強(qiáng)度可靠外，還需確保尾翼在炮膛內(nèi)鎖定不張開，以防劃傷炮管；出炮口后迅速?gòu)堥_到位并被鎖定。制導(dǎo)炮彈的尾翼穩(wěn)定裝置一般有帶彈托式，采用慣性塊解鎖尾翼式，以及利用氣缸壓力張開尾翼式等幾種方式。帶彈托式尾翼穩(wěn)定裝置的優(yōu)點(diǎn)是炮彈在膛內(nèi)發(fā)射時(shí)，彈托將尾翼機(jī)構(gòu)包裹，從而

一般在彈丸尾部加尾翼，使得全彈的壓心在質(zhì)心之后，滿足一定的靜穩(wěn)定度要求。尾翼彈常采用低速旋轉(zhuǎn)的方法來(lái)減少某些不對(duì)稱性干擾因素引起的散布，如外形不對(duì)稱而造成的氣動(dòng)偏心，內(nèi)部結(jié)構(gòu)不對(duì)稱造成的質(zhì)量偏心，以及火箭增程彈推力產(chǎn)生的偏心等[1]。賦予尾翼旋轉(zhuǎn)的方法除了采用微旋彈帶外，目前大多采用斜置尾翼和斜切尾翼面方法。所謂斜置尾翼是將尾翼平面與彈軸成一傾斜角，文中介紹了如何采用ANSYS-FLUENT軟件多重參考系MRF模型對(duì)旋轉(zhuǎn)彈丸的尾翼斜置角進(jìn)行仿真設(shè)計(jì)。1 理

因，提出采用斜置尾翼穩(wěn)定方式改進(jìn)現(xiàn)有彈丸形狀，并對(duì)改進(jìn)后的彈丸形狀進(jìn)行了初步設(shè)計(jì)，為后期進(jìn)行橡皮彈彈形優(yōu)化打下基礎(chǔ)?！娟P(guān)鍵詞】橡皮彈;彈丸形狀;尾翼中圖分類號(hào)： TJ411.9 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A文章編號(hào)： 2095-2457（2019）03-0196-001DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.03.081Optimization and Improvement of Projectile Shape of the

的傳統(tǒng)重要部件，尾翼是增強(qiáng)造型效果和降低整車風(fēng)阻的重要部件。單純從降低整車風(fēng)阻系數(shù)的角度來(lái)分析，尾翼的作用主要是強(qiáng)制頂部氣流分離，同時(shí)延長(zhǎng)分離點(diǎn)，并通過(guò)下壓或上翹實(shí)現(xiàn)頂部氣流方向控制，從而控制尾渦結(jié)構(gòu)，降低風(fēng)阻。本文將重點(diǎn)介紹某電動(dòng)SUV車型（配置懸浮式尾翼代替?zhèn)鹘y(tǒng)尾翼）實(shí)現(xiàn)降阻的過(guò)程、遇到問(wèn)題的解決辦法及原理探究。1 背景介紹1.1 傳統(tǒng)尾翼與賽車上的尾翼不同，SUV車頂末端的尾翼設(shè)計(jì)主要起到疏導(dǎo)氣流、改善尾部流場(chǎng)的作用，因此也被稱為后擾流板。由于后擾流

蘇彥華?系留氣球尾翼面積影響模擬研究蘇彥華（海軍聯(lián)合海情中心，北京 100841）系留氣球作為一種浮空器，在預(yù)警、通信、監(jiān)測(cè)等領(lǐng)域有著重要的應(yīng)用價(jià)值，而系留氣球的尾翼對(duì)其在有風(fēng)情況下的穩(wěn)定性具有重要的影響。應(yīng)用Ansys軟件對(duì)經(jīng)典倒“Y”形尾翼布局的系留氣球流場(chǎng)進(jìn)行模擬。主要考察尾翼面積對(duì)氣球阻力和俯仰力矩的影響。模擬選取三種不同面積的尾翼，結(jié)果表明，隨著尾翼面積的增加，有攻角來(lái)流情況下氣球的恢復(fù)力矩會(huì)明顯增加，同時(shí)，系留氣球受到的阻力也會(huì)增加。對(duì)系留氣球

耦合方法，對(duì)帶有尾翼的半球頭型射彈入水過(guò)程的超空泡流進(jìn)行了數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)研究；Kadivar等[3]利用VOF方法對(duì)帶有不同楔角的錐形空化器的三維超空泡流幾何特性進(jìn)行了分析；Kinzel等[4]通過(guò)數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)相結(jié)合，對(duì)三維射彈模型的通氣超空泡與氣體射流間的相互作用進(jìn)行了研究；施紅輝課題組利用高速物體出入水實(shí)驗(yàn)設(shè)備研究了射彈出入水時(shí)超空泡的變化，同時(shí)開展了表面帶0、2、4、6道凹槽射彈水下超空泡流實(shí)驗(yàn)，并與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比[5-8]；Yuan等[9

210094)尾翼爆炸成型彈丸(explosively formed projectile,EFP)是一種呈星形布置多個(gè)鰭狀尾翼的特殊EFP，具有良好的飛行穩(wěn)定性和侵徹性能，研究表明采用多點(diǎn)起爆是形成尾翼EFP一種簡(jiǎn)單可行的方式[1-2]。關(guān)于多點(diǎn)起爆控制參數(shù)對(duì)尾翼EFP成型影響的研究已有不少。Bouet等[3]、Cardoso等[4]研究了起爆點(diǎn)數(shù)和起爆點(diǎn)位置對(duì)EFP成型的影響，但沒(méi)有對(duì)多點(diǎn)起爆下爆轟波相互作用及其對(duì)藥型罩的作用過(guò)程進(jìn)行分析。在實(shí)際中，

本文以輕型飛機(jī)的尾翼結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，運(yùn)用CATIA軟件進(jìn)行尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與建模。首先分析了尾翼各部件的受力特性和各部件間力的傳遞方式，完成了尾翼的橫向構(gòu)件和縱向構(gòu)件的布置。最后，運(yùn)用工程算法對(duì)尾翼的水平安定面翼肋進(jìn)行了腹板開口計(jì)算，得到了此模型中水平安定面的翼肋開口處滿足剪切彈性失穩(wěn)要求的結(jié)論。關(guān)鍵詞：飛機(jī)設(shè)計(jì)；尾翼；CATIA；工程算法近年來(lái)，超輕型飛機(jī)的發(fā)展引起了我國(guó)航空界人士和使用部門的極大關(guān)注，主要原因在于，超輕型飛機(jī)具有低空、低速、穩(wěn)定和安全等特點(diǎn)

RS機(jī)構(gòu)在FSC尾翼上的應(yīng)用趙旭帥，李守棟，廉明振，史松鶴，蘇星銘，田栩赫（遼寧工業(yè)大學(xué) 汽車與交通工程學(xué)院，遼寧 錦州 121000）在傳統(tǒng)的FSC賽車制作過(guò)程中，一般采用不可動(dòng)的固定尾翼，這樣的尾翼在比賽過(guò)程中會(huì)影響空氣流動(dòng)，產(chǎn)生一定的空氣阻力，從而影響賽車的速度，因此，在傳統(tǒng)不可動(dòng)尾翼的基礎(chǔ)上，采用DRS機(jī)構(gòu)，在此基礎(chǔ)上制作了可調(diào)式尾翼，從而減小了汽車行駛阻力，有效提高了賽車的速度?？蓜?dòng)尾翼；DRS機(jī)構(gòu)；FSC賽車中國(guó)大學(xué)生方程式汽車大賽（簡(jiǎn)稱“中國(guó)

能力,可使用一種尾翼型EFP,使其具有良好的穩(wěn)定飛行能力。劉建青等[1]對(duì)三點(diǎn)起爆形成尾翼EFP進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究及相關(guān)的數(shù)值模擬,路鳴等[2]對(duì)四點(diǎn)起爆形成帶尾翼EFP進(jìn)行了試驗(yàn)研究,于川等[3]采用了多點(diǎn)起爆方式,對(duì)帶尾翼翻轉(zhuǎn)爆炸成型彈丸進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究,Bouet T H等[4]研究了多點(diǎn)起爆方式對(duì)尾翼EFP的影響,并得到具有良好尾翼結(jié)構(gòu)和穩(wěn)定飛行能力的尾翼型EFP。林加劍等人[5-6]使用在藥型罩上貼附惰性隔板的方法,對(duì)帶尾翼EFP形成進(jìn)行了相關(guān)實(shí)驗(yàn)研究

)方程式賽車可變尾翼系統(tǒng)開發(fā)王遠(yuǎn)南，高 峰(北京航空航天大學(xué) 交通科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100191)為了降低賽車固定式尾翼產(chǎn)生的較大空氣阻力，開發(fā)了一種可變尾翼系統(tǒng)，進(jìn)行了賽車空氣動(dòng)力仿真。設(shè)計(jì)了一個(gè)包含高扭矩舵機(jī)的連桿機(jī)械執(zhí)行機(jī)構(gòu)，制作了基于嵌入式技術(shù)的系統(tǒng)控制器。研究結(jié)果表明：該可變尾翼系統(tǒng)可使賽車整車空氣阻力降低17.4%，并可快速變換尾翼襟翼攻角，變換角度為45°～5°，舵機(jī)旋轉(zhuǎn)60°的變換時(shí)間為0.1 s。可變尾翼系統(tǒng)；方程式賽車；空氣動(dòng)力仿真

10159)?含尾翼張開運(yùn)動(dòng)的膛口流場(chǎng)三維數(shù)值模擬岳明凱,邱 浩,焦志剛,張 驄(沈陽(yáng)理工大學(xué)裝備工程學(xué)院,沈陽(yáng) 110159)帶尾翼穩(wěn)定裝置的彈丸,尾翼在張開過(guò)程中會(huì)受到膛口流場(chǎng)的強(qiáng)烈擾動(dòng),導(dǎo)致尾翼結(jié)構(gòu)變形甚至損壞,致使彈丸不能正常飛行。因此有必要對(duì)含尾翼彈丸的膛口流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬分析。運(yùn)用三維N-S方程結(jié)合FLUENT局部重構(gòu)法,對(duì)彈丸飛出制退器以及尾翼張開過(guò)程的膛口流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬和分析;根據(jù)數(shù)值仿真結(jié)果分析了膛口流場(chǎng)對(duì)尾翼受力狀況和運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的影響;

提高材料利用率的尾翼裁片方法張 華 羅 奔本文針對(duì)系留氣球尾翼裁片問(wèn)題，敘述了傳統(tǒng)的分片及展開方法，同時(shí)提出了一種新的分片設(shè)計(jì)方法，并利用CATIA軟件進(jìn)行展開。用實(shí)例對(duì)兩種裁片方法進(jìn)行對(duì)比，證明新方法極大地提高了材料利用率。在保證系留氣球性能的基礎(chǔ)上，實(shí)現(xiàn)其生產(chǎn)制造的經(jīng)濟(jì)性逐漸成為各研制廠家關(guān)注的重點(diǎn)。進(jìn)行合理、良好的裁片設(shè)計(jì)，提高系留氣球生產(chǎn)制造時(shí)的材料利用率是提高其經(jīng)濟(jì)性最重要的因素之一。系留氣球裁片主要包括氣囊裁片、副氣囊裁片、整流罩裁片及尾翼裁片

070）某款汽車尾翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與優(yōu)化劉慷慷，李福洋，郭巍*（武漢理工大學(xué)汽車工程學(xué)院，湖北 武漢 430070）我國(guó)汽車的保有量增加對(duì)汽車的行駛穩(wěn)定性提出了更高的要求。尾翼的安裝會(huì)顯著改變汽車的氣動(dòng)特性，影響汽車的燃油經(jīng)濟(jì)性、操控穩(wěn)定性等性能,但國(guó)內(nèi)很多汽車尾翼的安裝只是為了外觀要求，安裝的不合理甚至?xí)档驼嚨男阅?。文章?span id="tn5r5tt" class="hl">尾翼及整車的氣動(dòng)特性研究采用仿真手段。首先，運(yùn)用三維畫圖軟件制作尾翼模型，將CFD仿真所必需的各環(huán)節(jié)集成化，實(shí)現(xiàn)模型、網(wǎng)格及數(shù)值計(jì)算的

高的要求[1]。尾翼EFP是通過(guò)一定的技術(shù)措施使EFP尾部發(fā)生規(guī)律性的褶皺,形成具有呈星形布置多個(gè)鰭狀尾翼的特殊EFP,具有良好的空氣動(dòng)力穩(wěn)定性和飛行彈道性能,適合于攻擊遠(yuǎn)距離目標(biāo)[2]。實(shí)現(xiàn)尾翼EFP方法有多種,研究表明采用多點(diǎn)同步起爆網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)同步起爆是形成尾翼EFP一種簡(jiǎn)單可行的方式[3-5]。近年來(lái),許多學(xué)者對(duì)多點(diǎn)同步起爆網(wǎng)絡(luò)及其起爆精度做了大量的研究,如溫玉全等[6]、白穎偉等[7]分別設(shè)計(jì)了剛性、柔性多點(diǎn)同步起爆網(wǎng)絡(luò),測(cè)量其同步誤差分別為80 n

3)小型PELE尾翼設(shè)計(jì)的試驗(yàn)研究陳偉1,2，陳秋紅3,殷春武1，陳瑤4，張?chǎng)?(1. 中國(guó)人民解放軍73853部隊(duì)，江蘇 南京 211811； 2. 南京理工大學(xué)，江蘇 南京 210094； 3. 南京祿口國(guó)際機(jī)場(chǎng) 江蘇 南京 211113 ； 4. 南京軍區(qū)聯(lián)勤部信息中心，江蘇 南京 210016；5. 中國(guó)人民解放軍73841部隊(duì)，江蘇 南京 210003)摘要：圍繞小型PELE研究過(guò)程中出現(xiàn)彈丸飛行不穩(wěn)定的問(wèn)題，針對(duì)PELE彈丸的特點(diǎn)，加裝與之相適

999)某火箭彈尾翼展開過(guò)程分析*楊世全,孫傳杰,錢立新(中國(guó)工程物理研究院總體工程研究所,四川綿陽(yáng)621999)摘要:針對(duì)火箭彈飛行過(guò)程中的尾翼展開強(qiáng)度問(wèn)題,以某火箭彈尾翼為對(duì)象,通過(guò)尾翼展開過(guò)程的理論分析,建立了尾翼展開分析模型,分析了尾翼展開過(guò)程中展開角和轉(zhuǎn)速隨時(shí)間的變化關(guān)系以及所受外載荷情況?；诜治鏊幂d荷條件,采用數(shù)值模擬方式分析了兩種不同結(jié)構(gòu)尾翼展開過(guò)程中與尾翼座形成沖擊時(shí)的應(yīng)力響應(yīng)情況。通過(guò)外彈道飛行試驗(yàn)對(duì)分析結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證。結(jié)果表明,分析

舵后緣拖出的渦在尾翼處形成不對(duì)稱洗流場(chǎng)，誘導(dǎo)出一個(gè)與鴨舵滾轉(zhuǎn)控制力矩方向相反的力矩［1］。該反向滾轉(zhuǎn)力矩減小甚至抵消了鴨舵產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩，這使得鴨舵不能有效地進(jìn)行橫滾控制。為了研究鴨舵下洗的規(guī)律，前人采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的方法，研究了鴨舵的軸向位置［2］、鴨舵相對(duì)尾翼的展長(zhǎng)比［3］、鴨舵前緣后掠角、尾翼結(jié)構(gòu)布局等對(duì)鴨式布局彈箭滾轉(zhuǎn)控制特性的影響?？偨Y(jié)出“斷牙”鴨舵、雙鴨舵、自旋尾翼［4］、環(huán)形尾翼和T型尾翼等布局結(jié)構(gòu)，有利于克服鴨舵下洗，能夠有效地進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制。其

于傳統(tǒng)飛機(jī)的垂直尾翼會(huì)產(chǎn)生很強(qiáng)的鏡面散射以及形成角反射器，對(duì)飛機(jī)隱身性能極為不利，因此典型隱身飛機(jī)通常采用傾斜雙垂尾布局(如F－22、F－35、T－50)或無(wú)尾布局(如B－2)［1－2］。對(duì)于戰(zhàn)斗機(jī)這類對(duì)操縱性和穩(wěn)定性有特別要求的飛機(jī)，無(wú)尾布局常常不能滿足飛行性能要求，故美俄四代機(jī)均采用傾斜雙垂尾。傾斜雙垂尾雖然提高了飛機(jī)隱身性能，但尾翼依然對(duì)全機(jī)雷達(dá)散射截面(Radar Cross Section，RCS)產(chǎn)生貢獻(xiàn)，因此需要精心設(shè)計(jì)。然而，相關(guān)研究少有報(bào)

0000)?扭曲尾翼彈箭的馬格努斯數(shù)值研究趙博博1, 2，劉榮忠1，郭 銳1，張 迪3，袁 軍1，陳 亮1(1.南京理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，南京 210094；2.中國(guó)人民解放軍73917部隊(duì)，南京 290014；3.中國(guó)人民解放軍陸軍軍官學(xué)院，合肥 230000)為提升掠飛攻頂彈箭較高轉(zhuǎn)速下的飛行穩(wěn)定性，運(yùn)用數(shù)值計(jì)算方法研究了彈體-扭曲尾翼組合體在飛行過(guò)程中的馬格努斯效應(yīng)氣動(dòng)機(jī)理，并應(yīng)用標(biāo)準(zhǔn)尾翼彈(BFM)模型的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)數(shù)值方法進(jìn)行了驗(yàn)證。分別研究了帶

型應(yīng)用程序，對(duì)有尾翼干擾的軸對(duì)稱噴管-后體流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬研究，在一定程度上彌補(bǔ)了試驗(yàn)對(duì)于數(shù)據(jù)的采集能力不足，以及難以通過(guò)觀察詳細(xì)流場(chǎng)來(lái)分析結(jié)果的缺陷。1 噴管-后體模型及網(wǎng)格生成本文采用的軸對(duì)稱噴管-后體模型，選取現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)各部分幾何尺寸。在試驗(yàn)中，模型的不測(cè)力部分被定義為前體，測(cè)力部分被定義為后體。模型機(jī)身的基本尺寸數(shù)據(jù)如圖1所示，尾翼的尺寸數(shù)據(jù)見(jiàn)表1。其余數(shù)據(jù)詳見(jiàn)文獻(xiàn)[9]。圖1 噴管-后體模型表1 模型的尾翼尺寸數(shù)據(jù)計(jì)算的噴管－后體模型共有4種：（

全性非常關(guān)鍵，而尾翼對(duì)全機(jī)的穩(wěn)定性又具有決定性作用。常規(guī)布局的飛機(jī)其縱向力矩平衡需要靠平尾來(lái)實(shí)現(xiàn)，對(duì)于尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的布局，其尾翼布局一般采用低置平尾的“+”型尾翼布局或高置平尾的“T”型尾翼布局。某民機(jī)設(shè)計(jì)了兩種不同的尾翼布局形式，本文通過(guò)數(shù)值計(jì)算的手段分析兩種尾翼布局對(duì)全機(jī)縱向、航向穩(wěn)定性的影響。1 尾翼參數(shù)設(shè)計(jì)某民機(jī)的機(jī)翼是下單翼、發(fā)動(dòng)機(jī)尾吊布局，設(shè)計(jì)時(shí)進(jìn)行了兩種不同布局形式的尾翼設(shè)計(jì)，分別為“+”型尾翼和“T”型尾翼布局?！癟”型尾翼由于垂尾存在后

100081)尾翼板對(duì)輪式兩棲車輛航行阻力特性影響的研究彭 錕， 劉 影(北京理工大學(xué) 機(jī)械與車輛學(xué)院，北京 100081)針對(duì)某輪式兩棲車輛，采用k-ω湍流模型和Level Set多相流處理方法對(duì)兩棲車體繞流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬．通過(guò)與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比，驗(yàn)證了數(shù)值方法的可行性，并對(duì)比了基礎(chǔ)車型與加裝尾翼板和防浪板的車型在不同工況下的航行阻力特性．研究結(jié)果表明：對(duì)于輪式兩棲車輛，尾翼板減阻與Fr密切相關(guān)．當(dāng)Fr2.087時(shí)，加裝尾翼板反而起到增阻作用，此時(shí)需收起

。因此，必須設(shè)計(jì)尾翼，使末敏子彈的氣動(dòng)外形滿足戰(zhàn)技指標(biāo)要求。本文從末敏子彈氣動(dòng)外形的戰(zhàn)技指標(biāo)出發(fā)，以鈍頭短圓柱為彈體，設(shè)計(jì)了一種軸向折疊尾翼氣動(dòng)外動(dòng)外形進(jìn)行了風(fēng)洞測(cè)力實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬，對(duì)外形氣動(dòng)力、計(jì)算區(qū)域流場(chǎng)及彈體表面壓力分布進(jìn)行分析。1 氣動(dòng)外形和布局設(shè)計(jì)彈體采用了如圖1的外形，長(zhǎng)細(xì)比λ≈1．2，頭部為鈍頭，后部無(wú)船尾，整個(gè)彈體母線不連續(xù)。通過(guò)設(shè)計(jì)合理的尾翼外形和布局，為子彈提供足夠的阻力，保證彈體在軸對(duì)稱平面內(nèi)穩(wěn)定，并產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩使子彈繞彈軸勻速旋轉(zhuǎn)。

集成在一起。2 尾翼系統(tǒng)動(dòng)作原理2.1 尾翼系統(tǒng)結(jié)構(gòu)該尾翼系統(tǒng)是某制導(dǎo)炮彈的穩(wěn)定裝置，主要由尾翼、解閉鎖機(jī)構(gòu)、彈起機(jī)構(gòu)等組成，布局示意圖如圖1。圖1 尾翼系統(tǒng)結(jié)構(gòu)布局示意圖2.2 作用原理該系統(tǒng)作用原理可以概括為:發(fā)射前，慣性器件被固定在安全位置，解鎖機(jī)構(gòu)的滑動(dòng)套鎖住4片尾翼;發(fā)射時(shí)，慣性器件后座，聯(lián)合鎖定滑動(dòng)套;彈丸出炮口泄壓后，慣性器件與滑動(dòng)套聯(lián)合體回彈，尾翼脫離滑動(dòng)套束縛，處于待展開的狀態(tài);在尾翼彈起機(jī)構(gòu)的作用下，尾翼迅速展開到位并鎖緊，保證彈丸的穩(wěn)

072)飛機(jī)T型尾翼顫振計(jì)算的若干關(guān)鍵問(wèn)題楊 飛1， 楊智春2(1.中國(guó)商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 強(qiáng)度部，上海 200232;2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072)由于飛機(jī)T型尾翼的結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)布局特點(diǎn)，T型尾翼顫振計(jì)算不能套用常規(guī)尾翼的分析方法，而需要考慮平尾面內(nèi)運(yùn)動(dòng)以及靜升力等因素的影響。從T型尾翼的工程顫振分析出發(fā)，討論了T型尾翼顫振計(jì)算中的若干關(guān)鍵問(wèn)題，闡述了T型尾翼顫振特性的特點(diǎn)和影響T型尾翼顫振特性的關(guān)鍵參數(shù)，分別介紹了現(xiàn)有的幾種T型尾翼