CJ828大型客机“鲨鱼鳍”式翼梢小翼的气动设计

诱导阻力是飞机阻力的重要组成部分,在机翼翼尖加装翼梢小翼是减小飞机诱导阻力的一种重要手段.针对CJ828干线客机机翼进行翼梢小翼的气动设计及研究,确定翼梢小翼的六个主要参数:展长、后掠角、尖削比、倾斜角、安装角和翼型;综合blended winglet与raked tip形式的小翼特点,从raked tip衍生出一种bladedwingtip式翼梢小翼.通过CFD技术,对设计的小翼进行气动性能计算,计算结果表明,该翼梢小翼能够有效提高CJ828机翼巡航时气动性能,减小巡航飞行时阻力,在巡航状态下升力系数提高1.50％,阻力系数降低6.80％,升阻比提高8.92％.并且,添加小翼可以延长机翼上表面的等压线长度,耗散机翼翼梢涡,降低尾涡强度,减小飞机翼尖效应的影响区域.     

基于iSIGHT的跨声速翼型鼓包优化设计

<正>对于在跨声速下飞行的大型客机,机翼上表面流动比较复杂,存在亚声速气流、超声速气流以及激波和边界层干扰的流动现象,特别是在由超声速区过渡到亚声速区时,流动急剧的变化会产生波阻力。此时,由波阻导致的阻力增加使飞机燃油的消耗增大,并且随着波阻强度的增加阻力会迅速增大;与此同时,激波强度的增加会使得激波后的逆压梯度逐渐增大以至于边界层不能维持在机翼表面而产生流动分离,从而使得升阻比迅速下降。这对于     

基于涡流发生器的风洞侧壁附面层控制

为降低风洞侧壁附面层对半模型数据的影响,在前期数值模拟的基础上,研制了一种适用于2.4m跨声速风洞半模型试验段侧壁的梯形涡流发生器,并进行了试验验证.结果表明:加装涡流发生器效果明显,亚声速范围内能够使附面层厚度降低20%~30%,对主气流均匀性影响可忽略;加装后半模型零升阻力系数降低,升力线斜率增大,压力中心向机身移动,体现了明显的附面层减薄效果,证明所研制的涡流发生器可应用于亚声速半模型试验中.      

下单翼布局飞机不同整流减阻特性研究

下单翼常规布局飞机的机翼机身结合处存在严重的相互干扰,该处的附面层堆积是造成气流分离的主要原因,分离会致使飞机的阻力增加。通过整流将机翼机身结合处的附面层外推,在远前方来流的作用下吹除,通过减小附面层厚度减小阻力;对比分析三种不同整流方案的特点,并进行数值分析。结果表明:本文的三种整流减阻方案能够达到整流减阻的效果,改善了气动性能,可为下单翼常规布局飞机整流减阻提供参考。     

民机先进翼尖装置气动特性对比研究

在民机上加装翼尖装置能够有效减小诱导阻力,提高巡航效率.采用计算流体力学方法,针对上反小翼、鲨鱼鳍和阶梯式三种先进翼尖装置进行了气动特性研究.对高、低速情形下诱导阻力、俯仰力矩和翼根弯矩进行了分析比较,所得结果可为民机翼尖装置的综合评估与选择提供一定参考.     

环境辐射对亚声速飞行器红外特征影响的数值仿真研究

为了研究复杂环境对典型亚声速飞行器红外辐射特征的影响,本文建立了考虑环境辐射的飞行器红外特征反向蒙特卡罗计算模型。以X45C无人机为对象,分析了其亚声速飞行状态下红外辐射强度的空间分布规律以及飞机红外辐射与环境背景的对比特征。结果表明,亚声速飞行状态下,环境背景对飞机下表面辐射亮度的影响大于飞机上表面,飞机的红外辐射特征与背景的对比随探测方向存在明显差异。     

中国航空研究院空气动力学验证模型

<正>中国航空研究院(CAE)作为中航工业基础性、前瞻性、共用性技术研发的龙头单位,承担着新概念飞行器研究和行业共用数值软件开发等任务。该飞机模型是在CAE巡航马赫数0.87,航程13000千米的绿色小型高亚声速飞机设计研究的基础上,结合CFD软件开发的需要设计的马赫数0.85高性能验证模型CAE-AVM,旨在验证高亚声速跨洋飞行     

加装格尼襟翼的自转旋翼气动特性研究

为了研究格尼襟翼对自转旋翼气动特性的影响,首先建立了翼型加装格尼襟翼的二维气动特性计算模型,分析了NACA0012翼型及该翼型加装1%、2%弦长高度格尼襟翼的气动特性,理论计算结果与试验结果的对比表明了本计算模型的正确性。基于叶素理论建立了自转旋翼动力学模型,采用Pitt-Peters动态入流模型捕捉自转旋翼诱导速度沿桨盘的非均匀分布特性。最后进行了自转旋翼加装不同高度格尼襟翼的气动特性分析,结果表明:翼型加装1%弦长高度的格尼襟翼后,在20 m/s到35 m/s的来流速度下,自转旋翼的阻力平均减小可达26%;加装高度为2%弦长的格尼襟翼后,在20 m/s到35 m/s的来流速度下,自转旋翼的阻力平均减小达17%。自转旋翼的气动效率得到明显提高。     

发动机进排气系统对飞机气动特性影响的数值研究

为了分析发动机与飞机系统耦合过程中产生的气动力特性,准确获取实际使用条件下的飞机升阻特性,以带动力的某半模飞机模型为研究对象,开展了三维流场数值仿真计算,利用风洞试验数据对计算方法进行了验证,总结了溢流阻力及排气干扰阻力的变化规律,结果表明:发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,在选定的发动机工作参考状态下,溢流阻力在飞机系统升力与阻力方向的分量随捕获面积比的增大分别增大、减小,排气系统实际工作状态偏离选定的参考状态越远,干扰阻力在飞机系统升力和阻力方向分量的绝对值越大。     

起落架舱对运输类飞机机身阻力特性的影响研究

通过对后体上翘的运输类飞机机身（机身＋起落架舱）的CFD数值模拟,研究了起落架舱对机身最小阻力攻角的影响。结果表明：对于后体上翘较大的运输类飞机,相对于净机身,加上起落架舱后,机身阻力增加,但最小阻力攻角明显减小。     

翼梢装置对机翼颤振特性影响研究

机翼加装翼梢装置在气动上可以起到减小飞机的诱导阻力、提高升阻比、耗散强翼梢涡等作用,但是它也使飞机的结构特性发生了变化,尤其是颤振特性。采用MSCPatran,MSCFlds建立基本翼及几种带翼梢装置机翼的动力学有限元模型和非定常空气动力网格,应用MSCNastran求解序列SOL103对其进行固有模态分析,利用求解序列SOL145进行颤振分析,通过对比分析得到翼梢装置对机翼的振动和颤振特性影响,为飞机翼梢装置设计提供依据。     

“平衡木”式探测雷达天线舱支架的气动设计研究

在飞机背部加装平衡木式探测雷达舱后，雷达舱支架的支撑形式和支杆剖面形状是重要的设计参数，对飞机阻力和横航向静稳定性有明显的影响。     

超声速进气道进发匹配安装性能快速计算方法

为了研究超声速进气道与发动机的匹配特性,改善推进系统的安装性能,结合准一维进气道流场计算方法和基于部件法的发动机总体性能仿真模型,发展了一种考虑进发匹配的超声速进气系统安装性能快速计算方法。该方法能够计算不同飞行条件和不同进气道工况下,超声速进气系统的性能和安装阻力。利用文献中的数据对本文的模型进行了校核,并以两斜一正外压式进气道为例,研究了亚声速飞行时的附加阻力和进气道的调节方法。与文献中数据对比表明,进气道总压恢复和流量系数误差小于1.4%,发动机安装推力计算结果误差小于9%。超声速进气道在亚声速巡航状态下由于发动机节流带来较大的附加阻力,而进气道调节可降低高马赫数下的溢流阻力并增加进气道的稳定裕度。     

加装推力矢量喷管对飞机起飞性能影响研究

矢量喷管是实现推力矢量的关键部件,对矢量喷管的分类和设计方案进行了初步研究,在某型发动机上加装了轴对称矢量喷管,建立了起飞特性的数学模型,得出在不同状态下飞机起飞滑跑距离与推力矢量偏角之间的关系,对减小飞机起飞滑跑距离有重要意义。     

高机动性歼击机升阻特性研究

本文通过理论分析,工程估算和11000多次风洞试验,研究了后掠机翼、三角机翼和曲前缘机翼参数对歼击机升阻特性的影响,以及对改善高机动性歼击机升阻特性的各种气动力措施、增升装置、放宽静安定度等进行了系统研究。研究结果表明,中等展弦比、中等后掠角的切尖三角翼是一种较好的高机动性歼击机机翼。利用压缩飞机最大迎风面积和面积律修形降低跨、超音速零升阻力,利用机翼前缘扭转减小小迎角阻力,利用机动襟翼和机翼边条减小大迎角阻力,这样可使飞机在各种迎角情况下都具有最佳阻力。利用边条增大飞机升力。综合使用边条和机动襟翼降低抖振强度,提高抖振边界。从而全面满足了战术性能指标要求。     

带尾翼干扰的喷管- 后体一体化流场数值模拟

当飞行器处于高亚声速或者是跨声速飞行状态时,其喷管-后体部分一般都会产生相当可观的气动阻力。为研究喷管-后体的气动特性,使用WJ2000显式代数雷诺应力模型和CG K-epsilon 2方程模型对几种单发带尾翼、不带尾翼的喷管-后体模型在外流马赫数Ma=0.9时进行了数值模拟。计算结果表明:尾翼的干扰是有利于减小喷管阻力的;除了无尾翼模型外,尾翼错位布置的喷管-后体模型的总阻力是最小的,这主要是因为同位布置的尾翼本身会产生较大的压差阻力;后体形状对喷管-后体流场也有重要影响。     

加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能

为研究加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能,建立了加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行动力学模型。采用UH-60A直升机试飞数据验证了计算模型的正确性。在此基础上,分析了样例直升机加装格尼襟翼后重量系数、格尼襟翼高度、沿径向位置和加装方式对旋翼需用功率的影响,以及加装格尼襟翼后旋翼桨叶剖面迎角分布、旋翼操纵量和机身姿态角的变化等。研究表明,直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,旋翼加装格尼襟翼能够明显降低直升机的需用功率,且加装转动格尼襟翼的效果优于加装固定格尼襟翼。功率降低幅值随格尼襟翼高度的增加先增加后减小。格尼襟翼在桨叶上布置的位置越靠近桨尖,其对需用功率的影响越大。直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,加装格尼襟翼能够使旋翼后行侧最大迎角显著减小。加装格尼襟翼后旋翼总距和纵横向周期变距减小。     

问与答

河北省保定市的林秋生问:1、飞机在跨声速时会遇到声障,这是什么现象?飞机会出现哪些状况?答:飞机以亚声速速度飞行,一旦向声速逼近时,飞机便很难增速,也很难操纵,有时甚至发生自动低头俯冲而失去控制,造成飞行事故的惨剧。过去把这种现象称为声障,意思是指飞机平飞速度要超过声速遇到了不可逾越的障碍。飞机亚声速飞行时,速度一旦超过该飞     

风雨对飞机飞行安全性的影响

风雨严重影响飞机的飞行安全。基于动量定理建立了一种根据降雨条件、风场特性、飞机特征和飞行状态计算雨滴对飞机产生的撞击力和力矩的方法,研究了风雨对飞机气动特性的影响,进而建立了飞机在风雨中飞行的运动方程。通过引入驾驶员的操纵模型,对飞机在风雨中飞行的运动特性进行了数值仿真研究。仿真结果表明:降雨会使飞机的升力减小,阻力增大,平衡迎角增加,不利于飞机的飞行安全;当降雨过程中伴随有风时,风会改变飞机的飞行迎角,使得飞机更容易出现因失速而造成的飞行事故;降雨时飞机的抗风能力降低。     

NASA未来先进民用飞机与推进系统设计

NASA将未来亚声速固定翼民用飞机设计的发展分为3个阶段,在N＋2代飞机之后,研究人员在高效巡航短距起降飞机的基础上,提出了新的涡轮电力分布式推进系统概念飞机．以满足N＋3代民用飞机的设计目标。