双垂尾不利影响改善措施研究

采用一个典型的双垂尾鸭式布局模型,利用CFD手段对垂尾导致大迎角升力减小现象的机理进行了研究。发现在低速大迎角条件下,前体脱体涡在机身后体诱导出向外的速度分量,致使垂尾处于＂侧滑＂气流中,增大了垂尾内侧压力,与此伴生的逆压梯度,削弱了前体涡强度和稳定性,从而使飞机升力减小。根据这一发现,设计了减小垂尾面积、垂尾前缘内偏和变化外倾角3种改善措施。通过风洞试验验证,减小垂尾面积和垂尾前缘内偏具有明显的改善大迎角升力特性的效果。     

前掠翼融合体无尾布局流动控制技术

通过风洞试验研究了前掠翼融合体无尾气动布局（FBB布局）的流动控制技术。研究结果表明,FBB布局设计使前掠翼的前缘涡与融合于机体的大后掠侧缘的侧缘涡的发展过程达到了较为理想的匹配,有效控制布局的流动是FBB布局获得突出纵向气动性能的主要物理根源。针对大迎角状态提出的两段可动式侧板流动控制技术,通过可动段与固定段前缘之间形成收缩型缝道,将机身下表面的高能气流引入上表面增强了机体侧缘涡,加强了对机翼根部和后体流动的控制、减缓机翼根部分离、控制机头分离区,既可提供俯仰控制力矩,又不损失升力,改善了失速特性,有利于FBB布局的纵向配平和俯仰控制。FBB布局的流动控制设计思想和两段可动式侧板控制技术为无尾布局飞机设计提供了一条崭新的思路。     

机翼掠角对前掠翼布局气动性能影响的流动机理

采用N-S方程和SST模型数值模拟方法,对比了前掠翼和后掠翼飞机气动性能的差异,对不同前掠角前掠翼布局的飞机纵向气动性能进行了比较,分析了其流动特性,总结了前掠角对前掠翼布局气动性能的影响.研究结果表明,前掠翼与后掠翼气动性能差异的根源是展向速度的不同;小迎角(α<16°)时,前掠角较小的模型气动效率较高,升力系数和升阻比也较大;大迎角(α>16°)时,随着前掠角的增大,前缘涡和侧缘涡增强,对翼面流动产生有利控制,因而前掠角大的模型升力系数较大.该研究可为前掠翼布局的设计提供理论依据.     

前体边条控制技术应用

采用各种不同形状和安装位置的前体边条对前体涡进行控制，研究各种前体边条对全机大迎角气动特性的影响。     

鸭翼-前掠翼气动布局纵向气动特性实验研究

前掠翼布局由于其潜在的优势,在未来战斗机的研制中将占有日益重要的地位.本实验通过可变前掠翼和鸭式前翼布局的风洞测力实验,重点分析比较了平板机翼在不同掠角下的纵向气动性能以及鸭翼的影响.实验结果表明,前掠翼在大迎角时能有效提高模型的升力系数,小迎角时其升阻比也略优于后掠翼.前掠翼布局能有效推迟失速,具有良好的失速特性;前掠角较大时,升力系数曲线在失速迎角附近有一个升力系数的"平台",该布局具有"缓失速"特性.距离主机翼较远的鸭式前翼(模型M2)在主机翼前掠和后掠情况下,均可改善整体布局的失速特性,增大失速迎角,增强前掠翼布局缓失速的特点.近距耦合鸭翼(模型M3)显著提高了模型在大迎角下的升力系数.另外,主翼前掠和鸭式前翼布局飞行器具有较好的机动性.     

HiLiftPW-3高升力构型数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes方程和拼接网格技术，采用MUSCL-Roe格式和Spalart-Almaras一方程湍流模型，对第3届高升力构型性能预测会议提供的两组高升力标模进行了数值模拟，主要目的是确认本文计算方法模拟复杂高升力构型的能力。研究内容主要包括高升力构型网格生成技术、网格收敛性研究及气动特性数值模拟。通过与JAXA （Japan Aerospace eXploration Agency）提供的测压、测力试验结果的对比分析，表明，在失速迎角之前，数值模拟得到的气动力系数和压力分布均与试验结果吻合；较好地模拟了局部外形变化引起的气动特性差量。本文建立的数值模拟方法对典型运输机三段翼布局的低速问题具有良好的适用性，可以为大飞机低速构型的气动设计及评估提供技术支撑。     

展向动量测定法与前掠翼流动机理研究

为揭示前掠翼与后掠翼的流动差异,研究前掠翼流动的特点和机理,设计了可进行直接比较的具有相同翼型剖面、相同展弦比、无根梢比的前掠45°(Λ=-45°)与后掠45°(Λ=45°)机翼模型,采用基于雷诺平均N-S方程流场求解器对前掠和后掠翼低速纵向气动性能进行数值模拟计算,并提出了展向动量测定法前掠翼流动机理进行了深入分析,研究结果表明:1)前掠翼展向动量输运使得升力向翼根汇聚,前掠翼展向升力分布更接近于椭圆分布,致使前掠翼诱导阻力更小;2)黏性对前掠翼的流场计算影响很大,文献中基于势流理论得到前掠翼比后掠翼气动性能好的结果是不准确的;3)在小迎角时,前掠翼气动效率与后掠翼相当,仅在最大升阻比迎角时前掠翼优于后掠翼,中等迎角下前掠翼翼根分离导致气动效率下降,但前掠翼具有更好的大迎角失速特性,有利于前掠翼大迎角飞行;4)相同总升力的情况下,前掠翼的翼根弯矩只有后掠翼的翼根弯矩的89.4%,采用前掠翼更有利于减轻机翼的结构重量。     

融合于机体的两段可动式侧板流动控制技术研究

通过风洞实验,研究了基于前掠翼融合体无尾气动布局的一种新概念流动控制技术。针对大迎角机翼根部分离问题提出的两段可动式侧板流动控制技术,通过可动段与固定段前缘之间形成收缩型缝道,将机身下表面的高能气流引入上表面增强机体侧缘涡。研究结果表明,此项技术可以加强对机翼根部和后体流动的控制、减缓机翼根部分离、控制机头分离区,既提供俯仰控制力矩、又不损失升力,改善了失速特性,有利于纵向配平和俯仰控制。两段可动式侧板控制技术为无尾布局飞机设计提供了一条崭新的思路。     

采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动特性的风洞试验研究

本文就采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动特性进行了讨论。着重对机头边条的大小，安位置等对飞机稳定性的影响进行讨论。试验是在气动中心低速所４ｍ＊３ｍ和φ３．２ｍ风洞中进行的。     

读者之音

LCA与FC－1比较之我见1布局LCA采用了静不稳定的无尾二角翼布局，而FC－l采用静稳定的常规边条翼布局。前者结构重量轻，超音速阻力小，并且由于采用静不稳定设计，大迎角状态下升降副翼事实上是下偏，起了襟翼的作用，从而大幅度提高了升力，改善了起降性能和机动性，但此类布局诱阻大的缺点仍然存在。后者，人边条翼与中等后掠角机翼相结台，大仰角下升力会有显著提高，但因中等后掠角机翼本身大迎角升力较小，因此与单个大后掠机翼比较，并无优势。静稳定设计又进一步限制了边条翼升力潜力的发挥。两相比较，应是LCA占优，胜在静不…     

无尾布局纵向操纵的嵌入式舵面概念研究

基于提高W型无尾翼身融合布局大迎角俯仰操纵能力的设想,探索一种机身下表面嵌入式俯仰操纵舵面的新概念。采用CFD方法,研究纵向两个位置、两种弦向长度组成的四种机身下表面嵌入式舵面构型对无尾气动布局性能的影响及其流动机理,分析了嵌入式舵面提供纵向操纵控制的作用原理。研究结果表明,下表面嵌入式舵面可作为无尾布局大迎角俯仰操纵的有效补充措施,为无尾布局大迎角俯仰操纵提供了新的技术途径,具有进一步深入研究的价值。     

入口形式对进气道低速特性的影响试验研究

通过4种入口形式的进气道低速特性的典型试验结果，对不同入口形式的进气道低速特性及影响因素进行了分析。结果表明：小迎角下，头部式进气道能提供高的总压恢复系数和低的畸变指数，但对迎角变化较敏感；遮蔽式进气道的综合性能较好，有利于提高飞机在大迎角下的机动性能；它们分别适用于不同布局的飞机。     

连接翼布局直接力控制可能性的初步探索

对连接气动布局实现直接力控制的可能性进行了初步的探索。通过前、后机翼的长降舵面的不同偏转角组合，分别产生直接升力，侧力和阻力，提高了飞机的气动性能，并改善了控制的响应品质，给飞机提供了独立的姿态或轨迹控制的非同寻常的运动模态。增加头部鸭翼可进一步提高和改善了连接翼布局的直接升力特性。     

基于柯恩达效应的串列翼飞行器气动性能研究

重点研究了柯恩达效应在短距/垂直起降技术方面的应用。无人飞行器采用串列翼布局,并利用正交试验法对布局进行了优化,得到了串列翼布局前、后机翼的最优位置关系。同时,还研究了增升喷管对于飞行器气动性能的影响,得到了不同飞行状态下,此无人飞行器的气动性能。根据计算结果和分析,在不同的飞行速度下,增升喷管对飞行器的气动性能的影响有所不同。低速飞行状态下,增升喷管的增升效果明显,随着飞行速度的增大,喷管的增升效果逐渐减弱;高速飞行状态下,增升喷管可以明显抑制机翼上表面气流的分离,增大机翼的失速迎角,进而改善飞行器的大迎角气动性能,提高飞行器机动性和可操纵性。     

一种分布式电动飞机螺旋桨滑流影响机理

提出了一种分布式电推进螺旋桨飞机，采用二阶精度求解RANS方程的k-ω SST （Shear-Stress-Transport）湍流模型，基于多参考系（MRF）方法，针对低速特性进行数值模拟，得到了分布式螺旋桨滑流效应对全机气动特性的影响规律，重点对螺旋桨后方速度场及机翼表面压力分布进行分析。结果表明有滑流状态增加了全机升力和阻力，升力系数最大增量超过65%，且升力增量随迎角的增加而增大，改善了失速性能，增加了低头力矩；螺旋桨旋转增加了周向速度，改变了径向速度分布，增加轴向速度，高能量螺旋桨滑流改变了机翼当地升阻力特性；螺旋桨桨叶向上旋转一侧气流受上洗影响而局部迎角增加，另一侧局部迎角降低，越靠近桨盘位置，受螺旋桨洗流带来的影响越大；螺旋桨的旋转方向对螺旋桨两侧的机翼表面压力分布有较大影响，尤其是翼尖螺旋桨对全机气动性能影响较大。     

正常式飞机方案边条立尾选型实验研究

本文介绍了93方案的边条又一次精选，得到了满意的新边条，为提高大攻角下横航向气动特性，对93方案的双立尾改动设计加工了三种立尾和一个下反平尾共四种方案，在FL-1风洞中完成了实验选择和分析，认为原立尾向前移的方案是较满意的布局。采用新边条、双立尾前移和弯扭（机翼、所构成的正常式布局方案，其模型实验表现出良好的全机纵横向气动特性，全面满足第四代歼击机气动设计要求，是一个难得的好布局。     

前掠翼根部流动分离的控制

 在风洞和水洞中研究了机翼根部修形、活动边条、固定边条、边条襟翼和链接边条在控制前掠翼根部流动分离方面的作用。分析了上述措施对机翼流动的干扰机理及其对气动性能的影响。研究结果表明,各种措施对控制前掠翼根部流动分离均有明显效果,可提高大迎角升阻特性,改善纵向力矩特性和配平能力。固定边条和边条襟翼还可改善中小迎角的升阻性能,链接边条和边条襟翼则可使失速性能提高。加鸭翼后上述气动收益更加明显。     

大迎角下飞行器的气动外形与飞行动力学优化研究

本文探讨了大迎角下飞行器的气动外形选择和飞行动力学问题,并将其发展为一套计算机程序,以供下一代高性能战斗机的气动外形设计及性能计算所用。该程序可用于带涡升力面飞行器的最优气动外形选择,最优超机动性能计算和大迎角下的动态稳定性分析。     

分布式涵道风扇对BWB无人机气动特性的影响研究

由于分布式推进翼身融合（BWB）无人机综合性能显著，是未来航空领域飞行器发展的趋势，因此分析分布式BWB布局无人机的气动特性对于进行分布式BWB布局设计有着重大的基础意义。本文运用计算流体力学（CFD）数值模拟计算，利用混合网格技术和k-ωSST湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的方法，研究了有/无动力、涵道展向位置以及涵道间距等参数对全机在巡航状态下的气动影响。研究表明，在相同工况下，有分布式动力能够提升全机的气动特性，且外翼段是提供升力的主要方式；涵道风扇合理的间距能产生更好的诱导增升效果，表现为在小迎角下，全机升力系数随涵道间距的增加先增大而后几乎保持不变；在大迎角下，随着涵道间距的增加，全机升力系数逐渐提升，其最大增量为9.3%。以上对此类飞行器的研究分析对分布式推进BWB无人机气动布局设计具有一定的参考价值。     

低速大迎角张线尾撑系统支架干扰影响研究

为了进一步提高低速大迎角试验数据的质量，掌握支架干扰规律，对Ф3．2m风洞张线尾撑系统进行了支架干扰试验研究。研究结果表明：张线尾撑装置的横梁对飞机纵向的远场干扰量较小，大迎角区域内尾支杆对飞机纵向的近场干扰量较大；迎角小于15°范围内，支架使飞机偏航力矩系数减小、滚转力矩系数增大，随侧滑角增大支架干扰量增大；去掉立尾后尾支杆对俯仰力矩的干扰明显减小。