可变形翼帮助鸟类自由滑翔

通过肌肉控制骨骼的活动关节,鸟类可以不断变换羽毛的交叠状态,从而改变翅膀的形状和大小,不必拍打翅膀就能在空中轻松滑翔。为了深入了解其中的机理,荷兰研究者研究了风洞中的普通雨燕。具有高超滑翔本领的雨燕,大部分时间都处在空中(甚至不用拍打翅膀)。他们发现雨燕翅膀在充分向外展开时最适于缓慢滑翔,此时需要的新陈代谢最少。当雨燕翅膀向外伸展并以每秒8~10米的稳定速度滑翔时,实际上是在休息。而翅膀朝尾部后掠收回(见图)不仅能高速滑翔,而且动作更加轻盈。特别是翅义常行.8.膀后掠可以负担更多载荷,在每秒30米高速转弯时承受住不断…     

离心力和滑翔距离对于高超声速巡航飞行性能的影响

高超声速巡航飞行器(HCV)是21世纪国际空天技术竞争的焦点, 它的飞行性能可以用初始发射质量与广义有效载荷之比衡量. 文献[1]建立了该性能的耦合分析框架. 在这个框架下进一步考虑了离心力和滑翔距离两个重要因素的影响. 定量分析表明: 给定飞行距离, 对HCV飞行性能影响最大的是巡航速度, 其次是升阻比, 再次是巡航发动机比冲. 随着飞行距离的增加, 由于离心力和滑翔距离的计入, 火箭动力HCV的飞行性能大幅提高, 从近中程到远程均显著优于经典的最小能量弹道. 吸气式冲压发动机尽管比冲大幅优于火箭发动机, 但在巡航速度适用范围和飞行器升阻比方面, 均不及后者. 综合而言, 火箭动力HCV是现阶段非常有竞争力的选择.      

应用中学物理知识分析高速滑翔飞行器的关键气动参数

利用初等物理学与数学的知识, 针对一种无动力、 长距离、 长航时的高速飞行器, 重点分析了滑翔飞行 器的初始速度、 初始高度、 升阻比、 重阻比等参数对滑翔飞行航程和飞行末速度的影响, 指出最关键的参数是初始速 度和升阻比, 这两个参数数值大, 滑翔飞行的距离就远, 飞行末速度就大. 这与较复杂的3 D弹道方程的数值计算结 论一致. 本文采用的物理数学分析方法, 建立了简便的解析式, 对设计高超声速滑翔飞行器有一定的工程应用价值     

莱特兄弟（Wright，brothers）／（Wright，Orville 1871-1948 and Willbur．1867-1912）美国发明家（Inventor，America）

莱特兄弟仅读完中学课程，自幼对飞行怀有浓厚兴趣，早年从事自行车修造。 莱特兄弟刻苦钻研当时能找到的有关飞行的书籍，打下航空知识的基础。他们充分利用前人的成就，着手飞行器研制。他们走先滑翔飞行、进而实现动力飞行的道路；同时坚持一切经过试验的科学态度。     

基于翼身融合布局载机的组合空射飞行器概念设计与气动优化

提出了一种使用翼身融合布局载机背载火箭助推空天飞行器的概念设计及其载机平台的气动优化设计, 本设计第1级是1个大型亚跨声速翼身融合布局载机, 第2级是两个推进剂外贮箱, 第3级是一种有翼火箭推进飞行器, 空基发射相对陆基或海基发射的优势是在同等入轨质量条件下, 可以大幅度减小初始发射质量, 大幅度节省推进剂, 显著降低发射成本, 提高空天发射的便捷性, 经过设计估算, 可以1×106 kg量级起飞达到陆基多级火箭2×106 kg量级发射航天飞机级质量的目的, 并可以重复使用。对于第3级飞行器, 利用空天飞行器因其具有的高度和速度而蓄积的引力势能和动能, 具有实现环球飞行量级的大航程高速无动力滑翔飞行的潜力, 探索空射型助推滑翔式系统如何将这些巨大能量缓慢释放用于实现无动力远距离高空高速滑翔飞行。考虑到高超声速飞行器部分的气动优化潜力有限, 利用多点多约束气动优化设计方法实现了载机平台高空发射状态升阻比的较大增加和起飞状态升力系数的显著增长, 用以增大载机平台的载重能力, 而载重能力的增加可用于提升空射系统的入轨质量或者滑翔航程, 从而优化系统整体。      

蜻蜓滑翔时柔性褶皱前翅气动特性分析

蜻蜓是自然界优秀的飞行家,滑翔是其常见且有效的飞行模式.蜻蜓优异的飞行能力来源于其翅膀的巧妙结构,褶皱是蜻蜓翅膀上最为显著的结构之一,不仅提高了翅膀的刚度,还改变了其气动特性,而飞行过程中柔性翅膀会产生变形是蜻蜓翅膀的另一特性.为揭示蜻蜓在滑翔时,柔性褶皱前翅的变形,探究褶皱和柔性的共同作用对其气动特性的影响,基于逆向工程,依据前人的测量数据和研究成果,通过三维建模软件建立了蜻蜓三维褶皱前翅的计算流体力学(computational fluiddynamics,CFD)模型和计算结构力学(computational structuralmechanics,CSD)模型,并通过模态分析验证了此模型有足够的精度.基于CFD方法和CFD/CSD双向流固耦合计算方法分别对蜻蜓滑翔飞行时刚性和柔性褶皱前翅的气动特性进行了数值模拟,结果表明,柔性褶皱前翅受气动载荷后,翅脉和翅膜产生形变,柔性前翅上下表面压力差相较于刚性前翅减小了,从而其升力和阻力也减小了,而在大攻角时,变形后的前缘脉诱导出比刚性前翅更强的前缘涡.因此在攻角小于10$^\circ$时刚性前翅的气动特性优于柔性前翅,继续增大攻角,柔性前翅的气动特性则优于刚性前翅.前翅受载后气动响应时间短,翅尖的变形最大,仅仅产生了垂直于翅膀所在平面方向上的变形,而没有发生扭转,翼根处受到应力最大,褶皱上凸部分承受蜻蜓滑翔时前翅的主要载荷.      

垂向双蝠鲼变攻角滑翔水动力性能研究

为了探究垂向间距和攻角对双蝠鲼在沿垂向分布集群滑翔时的水动力性能影响,根据蝠鲼的实际外形建立了蝠鲼计算模型,设置了4种间距排布即0.25, 0.5, 0.75, 1倍体厚排布以及9种攻角状态即-8°～8°,随后借助Fluent软件进行了双蝠鲼变攻角、变垂向间距的集群滑翔数值模拟,结合流场压力云图以及速度云图对集群系统平均升/阻力以及集群中各单体的升/阻力进行了分析.数值计算结果表明:双蝠鲼沿垂向分布在攻角范围为-8°～8°进行集群滑翔时系统平均阻力均高于单体滑翔时所受阻力.单体在集群滑翔过程中获得减阻收益,当双蝠鲼以负攻角集群滑翔时,下方蝠鲼阻力减小,且垂向间距越小,减阻效果越明显;当以正攻角集群滑翔时,上方蝠鲼获得减阻收益.当双蝠鲼以负攻角滑翔时,系统平均升力大于单体滑翔时所受升力;当双蝠鲼以负攻角滑翔时,系统平均升力小于单体滑翔时所受升力,系统平均升力几乎不受垂向间距影响.下方蝠鲼升力始终大于上方蝠鲼升力,但随着垂向间距的增大,升力差距逐渐减小.     

滑翔弹一体化实时半实物仿真平台设计

针对滑翔弹飞行控制系统半实物仿真平台研制中的两个关键问题—仿真实时性与一体化建模,建立了一套基于Windows操作系统的半实物仿真平台,开展了在较低成本的工业控制计算机上实现高效、实时的飞控系统半实物仿真研究。文中采取了Real Time Extension(RTX)插件扩展系统实时性的方案,既满足了仿真平台1ms精确定时的要求,又大幅降低仿真平台的成本;结合Simulink软件高效、安全的基于模型设计的解决方案,建立了扩展实时Windows系统下自动生成代码与手工代码混合编程的方法,重点解决了一体化建模方案在实时平台中的集成问题,并进行了仿真平台实时性能测试。最后完成了发射高度为海拔4 800 m,初始速度为202 m/s以及不同误差组合条件下的滑翔弹半实物仿真试验,整个飞行过程中侧滑角都稳定在-3度与3度之间,满足飞控系统稳定裕度要求。     

On Gliding Hump Properties of Matrix Domains

In this note, we establish several results concerning the gliding hump properties of matrix domains. In order to discuss F-WGHP, we introduce the UAK-property and find that this sort of property has close relationship with F-WGHP. In the course of discussing F-WGHP and WGHP of （C0）cn, we discuss the F-WGHP and WGHP of the almost-null sequence space f0.