复合无人飞行器气动特性研究

基于对复合无人飞行器三维流场数值模拟计算,比较分析了串列翼布局方案和单机翼布局方案复合无人飞行器在巡航状态下的气动性能优劣.分析了串列翼系统中前后翼气动特性上的差别,前翼的气动效率要高于后翼,前翼要先于后翼失速.研究了前后翼垂直相对距离对串列翼气动性能的影响.计算了不同迎角下全机的气动力系数,通过分析机身和机翼对全机气动力贡献情况,建议对于复合无人飞行器气动设计,机翼设计以获得较大的升力系数为目标,机身设计以获得最小的阻力系数为目标.     

进排气对尾吊短舱布局飞机气动特性影响研究

在尾吊短舱式布局飞机设计中,发动机进排气对其他部件的气动影响是需要关注的重要问题,为了全面研究发动机进气与喷流对全机气动特性的影响,在某尾吊舱短舱布局飞机巡航条件下(H=11 000m、Ma=0.78)对流场开展了数值仿真研究,重点分析了短舱通气模型与带进排气模型的全机升阻力特性及流场分布情况。计算结果表明:采用近距尾吊短舱布局的飞机,发动机进排气对全机气动特性的影响主要体现在短舱与机翼的气动干扰方面,在所研究的迎角范围内(-2°～8°),发动机进气所带来的抽吸作用改变了机翼及短舱表面的压力分布,使得机翼上表面的负压区面积增大、短舱上唇口激波强度减弱,导致全机升力系数增加、阻力系数减小、升阻比提高,但这一气动特性的改善趋势随着迎角的增大而逐渐减缓。     

三翼面飞机前／后操纵面协调偏转对飞行载荷的影响

基于静气动弹性分析方法，对三翼面布局飞机进行飞行载荷分析，研究了平尾升降舵和前翼操纵面协调偏转关系的变化和动压变化，对配平关系和气动面载荷分布的影响。结果表明：平尾升降舵和前翼操纵面协调偏转关系对于配平和前翼、平尾的载荷分布有重要影响，在开展这类飞机的气动性能和结构强度设计时，有必要通过特殊方法（如优化方法）对协调偏转关系进行综合设计。     

大型运输机设计中平尾布局的研究

从气动力、结构与全机设计角度出发，通过变化尾翼位置与机翼下洗、尾翼动压以及机翼尾迹，寻找确定平尾面积和满足结构设计需求的尾翼静与动载荷等影响因素。从飞机的稳定性与控制角度来看，高尾翼布局方案在飞机失速迎角以下可以提供优异的操纵品质。     

旋转机翼对CRW飞机气动特性影响的动态试验研究

鸭式旋翼/机翼（CRW）飞机是一种新型复合升力飞机。旋转机翼的焦点位置、迎风面积随旋转机翼方位角剧烈变化,同时旋转机翼气动力受前机身上洗流影响明显,综合影响使得旋转机翼在旋转状态下全机气动特性随旋转机翼方位角剧烈变化。通过风洞试验对纵向气动特性进行了研究,结果表明：旋转机翼的升阻特性变化对全机升阻及俯仰特性的影响以振荡的形式表现,频率为旋转机翼的旋转频率,幅值都在固定翼状态稳态值的5%以上。     

盒式机翼布局大型飞机横航向飞行品质研究

经计算并和常规布局大型飞机对比分析,给出了盒式机翼布局大型飞机的气动特点;然后研究了盒式机翼布局大型飞机本体横航向飞行品质;针对盒式机翼布局本体飞机横航向飞行品质较差的问题,研究了提高盒式机翼布局飞机横航向飞行品质的有效方法.研究结果表明:盒式机翼布局大型飞机具有良好的升阻特性和特殊的横航向气动特性;修改布局参数对提高...     

尾吊发动机空气流量对机翼高速升阻特性的影响研究

尾吊式发动机短舱在全机影响下的气动设计非常复杂,与机翼、机身、平尾等部件的气动干扰对全机的气动特性有较大影响。为了评估不同发动机空气流量对机翼高速升阻特性的影响,本文在计算流体动力学软件Fluent中对飞机的全机流场进行了数值模拟,着重考察了不同发动机进口流量对机翼表面流场的影响情况。计算结果表明,对于尾吊式发动机短舱而言,发动机空气流量增加将导致机翼的升、阻力系数增加,但升阻比会有所下降。     

中等后掠机翼平面参数设计与实验研究

采用Euler数值计算方法,对60多种中等后掠角及展弦比的切尖菱形机翼、双三角机翼纵向气动力特性进行了计算、分析和比较,从中筛选出16种切尖菱形机翼、14种双三角机翼进行了全机高速风洞实验研究,给出了机翼的展弦比、前缘后掠角、根梢比(后缘前掠角)及几何扭转变化对全机升力、阻力及俯仰力矩的影响曲线和数据分析,在此基础上提出了用于定量估算两类机翼纵向气动力特性的关系式及修正因子。本文研究结果为建立战斗机机翼气动力设计数据库及飞机气动布局设计提供了实用的数据和设计参考。     

Z型翼变体飞机的纵向多体动力学特性

机翼变形时,变体飞机的翼面积、惯性特性、全机焦点和重心位置等均会发生较大的变化,从而引起飞机的动态特性也随之改变。为此对机翼变形过程中的Z型翼变体飞机进行了纵向多体动力学建模仿真;推导了变形过程中变体飞机的六自由度非线性动力学方程,并通过简化得到了解耦后的纵向动力学方程。机翼折叠动态过程的气动特性数值模拟结果表明,不同折叠角速度下飞机的气动力相差不大。在机翼折叠角速度较小且忽略非定常气动效应的情况下,采用气动力准定常假设对变形过程中不同机翼折叠角速度下变体飞机的纵向响应进行了数值仿真,并研究了重心位置移动和气动特性变化对飞机变形过程动态特性的影响规律。结果表明,折叠过程中气动特性的变化是影响飞机动态特性的主要因素,机翼折叠后飞机的速度和迎角增加,且飞行高度下降较大。     

环翼机低速气动特性风洞实验研究

环翼机具有前、后翼,前翼后掠,后翼前掠,机翼在翼尖处连接,形成一个环状结构。为了解环翼的气动特性及环翼的几何参数对环翼机气动特性的影响,本文在低速风洞中对3种不同几何参数环翼飞机进行了纵向及横向测力实验,其中包括前、后翼几何参数改变对气动特性的影响。实验结果表明,与常规飞机相比,环翼机具有如下优点：诱导阻力小,失速特性好,操稳性能易于满足。实验得到的有价值结果,对环翼布局飞机的气动计算和合理设计具有重要意义。     

Investigation of Vortex Interaction in Canard-FSW Configurations Based on the Numerical Wind Tunnel Method

The vortex interference mechanism on low Reynolds number between the canard and main wing of the canard-forward sweep wing (Canard-FSW) configurations is simulated numerically by employing the numerical wind tunnel method. The variations of aerodynamic characteristics of Canard-FSW configurations with different positions of the canard are investigated, finding that the aerodynamic interference and mutual coupling effect between the canard and main wing have made great contributions to the lift and stability characteristics of the whole aircraft. Canard can radically improve the surface flow pattern of the main wing. And its own vortex can have a favorable interference on the main wing and can effectively control the airflow boundary layer separation. At small angles of attack, the aerodynamic characteristics are sensitive to the positions of the canard and the main wing, but at high angles of attack, the aerodynamic performances of the configuration are not only related to the shape of the canard (forward or backward), but also with the size of control force as well as the features of the vortices generated above the main wing and the canard. The different configurations and vortices are illustrated using the velocity vector, streamlines and pressure contours.     

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。     

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.     

鸭翼位置对前掠翼气动特性的影响

本文依据在低速风洞所取得的测力、油流观察及旋涡测量结果,研究了前掠翼鸭式布局的鸭翼位置对气动性能的影响机理。研究表明,鸭翼位置对气动性能的影响是极为显著的。前掠翼鸭式布局大迎角性能的提高取决于鸭、主翼前缘涡的相对位置及其相互控制,也就是它们间的相互干扰。文中根据前掠及后掠鸭翼与主翼组合的实验结果,提出了采用鸭式布局时鸭、主翼应具有的平面形状及它们的相对位置。文中还对双前掠翼布局提出了一些看法。     

舰载机折叠翼气动特性分析

折叠翼技术是舰载机与航母相匹配的关键,研究折叠翼的气动特性对舰载机飞行动态及安全性具有重要意义。基于离散化的思想对折叠翼进行建模,并利用计算流体力学CAE软件Fluent对其进行数值计算,从升力系数和阻力系数变化及压力分布分析舰载机折叠翼的气动特性。结果表明:当折叠角为75°时,外翼的升力系数及侧向力系数将达到最大,阻力系数最小;一旦折叠机构失效,外翼的折叠将导致机翼整体升力系数及阻力系数大幅度下降,气动特性变差;与折叠机构失效前相比,折叠后的机翼失速迎角变小,且在失速后升力系数有缓慢上升趋势。     

串列翼飞行器机翼耦合特性研究

串列翼飞行器由于其前后翼以及机身之间的相互干扰,气动特性复杂且难以预测。针对一款串列翼飞行器,以前后翼之间的垂直距离为变量,设计了五种气动布局,并使用CFD方法进行了数值模拟计算。通过对五种布局升阻特性与俯仰特性的比较及分析,发现前后翼垂直方向距离会显著影响整机升阻比、俯仰稳定性、气动中心位置以及压力中心位置。两翼间垂直方向上的距离越大,飞行器升阻比越高,且气动中心更加靠后。而在两翼间距离相同的情况下,前翼在下的布局拥有更高的升阻比,而前翼在上的布局拥有更好的俯仰静稳定性。     

旋转机翼飞机旋翼模式前飞状态干扰气动特性

和传统直升机相比,旋转机翼（CRW）飞机在旋翼模式前飞时各部件之间存在更为严重的气动干扰。为了获得旋转机翼/机身/鸭翼/平尾之间的非定常气动干扰规律,基于运动嵌套网格技术,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes（URANS）方程,建立了旋翼前飞流场数值模拟方法。首先对传统直升机旋翼/机身干扰模型进行了计算,验证了方法的可靠性,然后对某旋转机翼飞机全机在旋翼模式前飞状态下的非定常流场进行了数值模拟,并对各个气动部件上的非定常气动力和力矩的变化进行了分析。结果表明：飞机在旋翼模式前飞时,机身部件对旋转机翼的干扰较弱,在经过机身上方时拉力峰值仅略有增加;旋转机翼对鸭翼和垂尾干扰较弱,对机身和平尾干扰较强,随着前飞速度增大,旋转机翼对平尾的干扰会产生较大的升力损失和抬头力矩,需要引起重视。计算结果为该类飞行器的总体综合设计提供了参考。     

Flight dynamics characteristics of canard rotor/wing aircraft in helicopter flight mode

The aerodynamic layout of the Canard Rotor/Wing(CRW) aircraft in helicopter flight mode differs significantly from that of conventional helicopters. In order to study the flight dynamics characteristics of CRW aircraft in helicopter mode, first, the aerodynamic model of the main rotor system is established based on the blade element theory and wind tunnel test results. The aerodynamic forces and moments of the canard wing, horizontal tail, vertical tail and fuselage are obtained via theoretical analysis and empirical formula. The flight dynamics model of the CRW aircraft in helicopter mode is developed and validated by flight test data. Next, a method of model trimming using an optimization algorithm is proposed. The flight dynamics characteristics of the CRW are investigated by the method of linearized small perturbations via Simulink. The trim results are consistent with the conventional helicopter characteristics, and the results show that with increasing forward flight speed, the canard wing and horizontal tail can provide considerable lift,which reflects the unique characteristics of the CRW aircraft. Finally, mode analysis is implemented for the linearized CRW in helicopter mode. The results demonstrate that the stability of majority modes increases with increasing flight speed. However, one mode that diverges monotonously,and the reason is that the CRW helicopter mode has a large vertical tail compared to the conventional helicopter. The results of the dynamic analysis provide optimization guidance and reference for the overall design of the CRW aircraft in helicopter mode, and the model developed can be used for control system design.