前/后掠机翼气动特性对比分析

基于NACA0012对称翼型设计了前掠机翼、后掠机翼和平直机翼,采用CFD方法计算了3种机翼的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数,通过压力云图和流线图分析了3种机翼的气动特性及流动机理。研究结果表明:前掠机翼上表面的流动是由翼尖流向翼根,翼根首先出现分离,而后掠机翼上表面的流动是由翼根流向翼尖,翼尖首先出现分离,平直机翼由于受翼尖涡的下洗影响,翼根首先出现分离;在30°斜掠角下,前掠机翼形成了机翼前缘涡,表现出旋涡流态气动特性。研究结果揭示了不同机翼之间的流动差异,有助于在飞行器设计过程中选择合适的气动布局。     

飞翼布局气动外形设计

双后掠前缘飞翼布局具有较好的气动隐身特性,是近年的一项研究热点。其纵向气动特性设计的主要难点是如何在小俯仰力矩的约束下实现高升阻比设计。本文从平面形状选择、重心位置选择、翼型选择/优化与配置等方面提出了一些设计思路,设计了一种双后掠前缘飞翼布局,并通过数值模拟和风洞试验两种手段,验证了设计思路的合理性。CFD计算表明该布局在亚声速设计点具有较高升阻比和较小的俯仰力矩系数。     

翼型前缘变形对动态失速效应影响的数值计算

翼型或机翼的动态失速效应所引起的低头力矩和正气动阻尼限制了飞行器气动性能的提高,甚至可能诱导发生不稳定运动。应用于小尺寸机翼的前缘动态变形（DDLE）技术,通过实时改变前缘形状,能够改善翼型前缘区域的速度梯度,进而抑制动态失速效应。采用转捩剪切应力输运（SST）黏性模型结合分区混合动态网格技术,研究了这种前缘变形对机翼俯仰运动所引起的非定常流动的影响,得到通过小幅度前缘变形抑制和延迟动态失速的方法,从而提高翼型的气动性能。翼型NAC A0012的数值模拟结果与动态失速风洞试验结果比较表明：所使用的数值计算方法能够较为准确地模拟翼型在动态失速过程中升力系数与俯仰力矩系数的变化情况,可用于研究前缘变形对翼型俯仰运动所引起的非定常流动的影响。前缘动态变形翼型俯仰运动过程的非定常流场的数值模拟表明：在大迎角下不同幅度的前缘下垂运动能够抑制流动分离的发生,从而抑制动态失速,但在大迎角下小幅度高频率的前缘下垂变形能更高效地抑制动态失速;前缘变形幅度以及变形沿中弧线的分布对升力系数和俯仰力矩系数的影响并不明显。     

伸缩机翼变体飞机气动布局初步研究

针对侦察-打击一体化飞机的性能需求,提出了一种伸缩机翼变体飞机气动布局概念方案,采用气动力计算、风洞试验、缩比飞行模型研究等手段,对其机翼展开与收缩等不同状态的气动特性进行了分析,验证了机翼展开状态升阻比高、续航时间长和机翼收缩状态阻力小、加速冲刺性能好的设计思想。研究结果表明,伸缩机翼变体飞机能够适应侦察-打击一体化飞机的需要,具有广阔的应用前景。     

国外亚音速大型飞机的气动布局综述

本文简述了世界航空运输业的发展和前景,亚音速大型旅客机和运输机的方案评定准则,国外对亚音速大型飞机的气动外形研究,苏俄对正常式布局的亚音速大型飞机研究,最后归纳了几架飞机的几个基本参数。     

变掠翼无尾飞机气动布局设计研究

为了使得作战飞机在不同的速度阶段始终保持良好的空气动力性能,提出了一种通过改变机翼前掠角进而改变机翼平面形状的方法,来始终保持最佳气动效率——变前掠翼无尾气动布局,即超声速飞行状态(三角翼)、低速飞行状态(平直翼)以及高机动飞行状态(前掠翼)。采用仿真的方法,对上述3种外形进行了数值模拟计算,得出了3种外形的纵向气动性能数据。结果表明,变前掠翼无尾气动布局具有良好的气动性能和隐身性能,并且可为后续的型号研制奠定理论基础。     

水翼型水上飞机偏转机翼布局数值研究

针对水上飞机水面起飞过程阻力峰值较大,提出一种可偏转机翼水翼型水上飞机,飞机水面滑行时偏转机翼割划水面产生水动升力将飞机抬离水面,空中飞行时偏转机翼根据飞行条件可偏转角度。采用空气动力和水动力耦合求解并结合动力学平衡方程方法分析了该布局水动特性并进行空中巡航气动特性分析,同时计算同尺寸双浮筒型水上飞机,比较两种构型水动与气动特性。数值计算结果表明,水面起飞过程中双浮筒型水上飞机总阻力峰值约为水翼型水上飞机偏转机翼布局的1.97倍；飞机空中飞行时,偏转机翼偏转角为0°时气动性能最优且所受阻力低于双浮筒型水上飞机,从而证明了水翼型水上飞机偏转机翼布局能够有效提高水上飞机的水动与气动性能。     

螺旋桨飞机俯仰力矩特性改进方法

螺旋桨滑流对飞机各部件的气动干扰造成飞机的俯仰力矩特性恶化，危害飞行安全。开展螺旋桨滑流对螺旋桨飞机俯仰力矩特性的影响机理研究和螺旋桨滑流作用下螺旋桨飞机俯仰力矩特性改进方法研究十分重要。采用动态重叠多块结构网格，通过求解非定常雷诺平均可压缩Navier-Stokes方程，数值模拟了某螺旋桨飞机不同拉力系数下降落构型的绕流流场。结果显示螺旋桨滑流对机翼、平尾的气动干扰是导致飞机俯仰力矩特性恶化的主要原因，改进螺旋桨飞机俯仰力矩特性的关键是改进其平尾的升力特性。以拉力系数等于0.4时的降落构型为优化对象，开展了俯仰力矩特性的改进方法研究，包括降低平尾高度、改变平尾上反角、抬高螺旋桨轴线等方法。研究发现在不增大机翼对平尾整体下洗强度的前提下，减小平尾和螺旋桨轴线的垂向距离，可以明显地改善螺旋桨飞机的俯仰力矩特性。     

伸缩机翼变体飞机气动特性研究

伸缩机翼变体飞机通过机翼伸缩调整机翼展长,从而改变机翼面积和展弦比,改变飞机的气动布局和机翼的气动特性,满足多任务点的设计要求。简要介绍伸缩机翼变体飞机的发展历史,重点研究一种采用伸缩机翼设计的超音速飞机的气动特性变化。研究结果表明：亚音速时机翼展长伸长,展弦比增大,飞机诱导阻力降低,升阻比提高,可以明显提高飞机的航程;超音速时机翼展长缩短,展弦比减小,飞机的波阻降低,升阻比增大,提高了超音速飞行性能。伸缩机翼概念用于超音速飞机设计时能很好地兼顾亚音速巡航和超音速冲刺。     

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。     

弹性飞行器大机动飞行气动特性分析

针对两种不同气动布局的前、后掠翼无人机,采用CFD/CSD松耦合方法,对弹性飞行器承受过载为10和20情况下的气动特性与刚性飞行器进行了对比分析。计算结果表明,与刚性飞行器假设情况相比,考虑过载作用下的弹性前掠翼飞机升力减小、阻力减小;而弹性后掠翼飞机的升力增大、阻力增大;两种气动布局的弹性飞行器与刚性情况相比,升阻比都略微增大,而且俯仰力矩系数明显增大。这对于飞行器纵向气动操纵特性会产生较大影响,同时也说明在大机动飞行过程中计入飞行器的弹性变形是非常必要的。     

前掠翼布局中鸭翼气动影响的数值模拟

 采用三维Navier-Stokes方程和剪切应力输运（SST）湍流模型,就鸭翼不同位置和形状对前掠翼鸭式布局气动性能的影响进行数值模拟,并针对风洞试验方法难于分部件研究机翼、鸭翼以及机身各自气动特性的缺点,对布局升阻特性按部件分解研究并分析流动机理。研究结果表明：前掠翼鸭式布局气动性能（特别是在大迎角情况下）与鸭翼位置及其形状紧密相关,高位近距后掠式鸭翼可以与机翼产生更为有利的相互干扰,与无鸭翼布局相比最大升力系数提高约28.3%,最大升阻比提高约15.4%,大大地提高了前掠翼布局的纵向气动性能。该研究结果可为先进前掠翼布局飞机的预研和发展提供一定的理论参考。     

大型客机低速构型高雷诺数风洞腹撑支架干扰数值模拟

风洞到飞行相关性修正是获取现代大型客机低速气动特性的重要手段，通常采用增压提高风洞试验雷诺数，而支架干扰修正是该修正体系的一个关键环节。采用数值模拟研究了增压风洞腹撑的支架干扰，并分析了腹撑对飞机各部件的干扰及其对风洞流场的影响。通过数值模拟与风洞试验对比，表明升力系数相差0.006，阻力系数最大相差0.001 2，俯仰力矩系数最大相差0.01，验证了CFD数值模拟方法的可靠性。CFD计算结果表明：腹撑使得全机升力增加、阻力减小，俯仰力矩增加；腹撑对升力影响的主要部件是机翼，腹撑使得风洞中心以上动压增加，提升上翼面流速，从而增加了机翼的升力；与传统认识不同的是腹撑对阻力影响为负，且主要影响部件为缝翼，原因为缝翼下偏使得法矢分量向前从而减小了阻力；腹撑对俯仰力矩影响的主要部件是机身及平尾。研究结果揭示了腹撑对飞机气动特性影响的量级、主要影响部件及其流场变化，可为支架干扰数据修正及支架优化设计提供参考。所得结论可更好用于支架干扰试验的开展及风洞到飞行数据的修正，具有一定的工程实用性。     

问与答

yaysyby-m 问请问苏-47金雕属于什么布局,这样的布局有什么好处?答:从气动布局看,飞机采用串列三翼面结构。与常规布局的战斗机相比,它能在亚声速飞行时保持最好的气动性能;与推力矢量控制系统综合使用,能使飞机在空战中保持绝对优势。该机在试飞中能以90度迎角飞行,完成各种高难度机动动作。机身扁平,表面缝隙较少,还采用了雷达吸波材料。采用前掠机翼布局,布置有机翼翼根     

具有过失速机动能力的不稳定飞机大迎角下俯力矩研究

现代歼击机一般都是纵向不稳定的且有过失速机动能力的飞机。静不稳定飞机作过失速机动的前提是在大迎角时具有足够的、可操纵的下俯力矩。本文结合近年来国外陆续发表的几项判别准则和我国的歼击机先进气动布局研究成果,论述所需下俯力矩大小及在飞机布局上实现的可能性。文中引用的曲线来自具有超音速巡航、高机动能力、隐身、双发、双立尾的三种布局方案的风洞试验结果。三种布局形式即:正常式,鸭式,三翼面布局。     

翼身融合布局缩比模型飞行试验动力影响分析

动力系统的进排气效应是影响翼身融合布局飞机俯仰力矩特性和全机纵向配平的重要因素。为了研究动力对全机俯仰力矩的影响,基于飞行动力学方程,提出了一种动力影响计算方法。以某翼身融合布局缩比模型为研究对象,结合风洞试验数据,分析了模型飞行试验中爬升段、平飞段和下降段动力对全机俯仰力矩系数的影响,同时计算了迎角测量误差对俯仰力矩计算结果的影响。分析结果表明:动力使该翼身融合布局缩比模型低头力矩增加,会对全机纵向配平产生不利影响;迎角测量精度对俯仰力矩计算结果有较大影响。     

剪切式变后掠翼气动特性分析

为了探索变后掠翼飞机在不同飞行状态下保持最优飞行性能的问题,采用一种剪切式变后掠翼的变后掠方式,通过改变机翼后掠角但并不改变翼型来实现实时最优飞行。建立了四组不同后掠角的翼身组合体,并对其进行了宽广速域的扰流流场数值模拟,分析其在不同迎角和马赫数下的气动特性,最后得出最优后掠角变化规律。仿真结果表明,剪切式变后掠翼能显著改善飞机升力、阻力和升阻比等气动特性,使可变形飞机能适应多种环境和任务,在全飞行任务周期内相对固定翼飞机具有更优的性能。     

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.     

双尾撑布局飞机气动特性计算分析

为研究双尾撑布局飞机气动性能,提出了常规布局和双尾撑两种布局方案,并进行了计算和分析对比。对计算模型进行了网格收敛性分析,计算了两种布局巡航速度时迎角在-9°～18°范围内的气动特性,并对比分析了两种布局升阻特性和俯仰力矩特性。结果表明,两种布局的升阻比变化趋势一致,在最大升阻比附近,双尾撑布局的升阻比略大于常规布局;在俯仰力矩系数的线性变化区间,双尾撑布局斜率较常规布局高29.8%。就本文算例而言,双尾撑布局的失速改出特性优于常规布局。     

基于遗传算法的负弯度翼型亚音速多点设计

针对飞翼布局飞机常用的负弯度翼型在单点优化设计时,缺乏对非设计点气动性能考虑的问题,建立了基于遗传算法的亚音速翼型多点设计优化平台,并将其应用于一个负弯度翼型的2点设计优化过程;结果表明,优化后的翼型与初始翼型相比,在巡航设计点和待机设计点的性能分别有了一定程度的改善,实现了多点设计的目的,也说明了所建立的翼型设计平台的可行性,为飞翼布局飞机的设计发展提供了良好的基础。