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在双尾撑无人机上配置倒V 形尾翼,其夹角会影响全机的气动特性和静稳定性。提出一种双尾撑倒V形尾翼布局,采用数值方法与U 形尾翼布局进行对比分析;对倒V 形及U 形尾翼布局的计算模型进行校核和验证,分析两种布局在不同迎角和侧滑角下的纵向、横向和航向气动特性及静稳定性。结果表明:倒V 形尾翼可减小浸润面积,使全机升阻比提高2.2%,增大了尾翼失速迎角,但横向静稳定度明显下降;当尾翼夹角小于90°时,倒V 形尾翼能够增强全机横向稳定性,夹角增大也会使航向静稳定度略有降低,而纵向静稳定度有一定增强。 相似文献
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为获得双S形尾翼末敏弹弯折角对气动特性的影响,基于计算流体力学方法对两片尾翼弯折角分别为10°、20°和30°的九种组合结构模型气动特性展开研究。获得了模型表面压力分布及阻力系数、升力系数和转动力矩系数随迎角由-30°到30°变化的规律。并通过高塔投放的自由飞行试验进行了动态气动特性研究。双S形尾翼无伞末敏弹流场计算结果显示,随着尾翼弯折角增大,双S形尾翼末敏弹阻力系数减小而转动力矩系数增加。弯折角变化对双S形尾翼末敏弹升力系数影响作用较小。试验结果显示,尾翼弯折角增大时,试验末敏弹弹轴与铅直轴夹角亦增加,即扫描角变大,但随着弯折角继续增加末敏弹的稳定性下降甚至出现翻转失稳而不能实现稳态扫描。通过本文的研究可以为改进末敏弹稳态扫描平台设计提供参考。 相似文献
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X型尾翼布局对无人机静稳定性的影响 总被引:2,自引:1,他引:2
针对某型无人机所采用的X型尾翼布局,利用求解三维Euler方程的数值计算方法,得到了不同尾翼夹角和安装角状态下的全机纵向及横航向力矩值,并以此分析和研究了X型尾翼的夹角和安装角对无人机纵向及横航向静稳定性的影响。在此基础上,根据飞机的静稳定性要求,确定了该型无人机的尾翼夹角及安装角。 相似文献
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V尾飞机流动特点及静稳定性数值模拟研究 总被引:1,自引:0,他引:1
《飞行力学》2021,(4)
采用数值模拟方法对V形尾翼飞机开展流动特点与静稳定特性研究,并与常规尾翼飞机进行对比。计算结果表明,相对于常规尾翼,V尾的使用可较大幅度降低尾翼浸润面积,并提高后机身的升力贡献。V尾同时具有良好的纵向及横向稳定性,但航向稳定性不足。通过对流场的对比研究,发现V尾飞机的机身干扰导致两侧V尾侧向力及偏航力矩方向相反且相互抵消,会引起航向稳定性的损失。进一步分析表明,通过增加V尾上反角可有效提升V尾侧向力及偏航力矩,改善航向稳定性。 相似文献
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螺旋桨飞机产生的滑流会对其扫掠过的部件产生显著干扰,研究尾翼部件对滑流的影响有助于将滑流与尾翼的干扰进行解耦分解。采用动态重叠网格方法模拟螺旋桨定轴转动,通过求解三维非定常雷诺平均Navier-Stokes (URANS)方程,数值模拟了某螺旋桨飞机带尾翼构型的有/无滑流状态,通过试验结果对计算方法的正确性进行了验证。在此基础上,分别开展了有/无尾翼构型的滑流计算,结果表明:扣除尾翼气动力后,有/无尾翼的升阻力变化规律基本一致,俯仰力矩由于机身后体修形不同呈线性平移关系;对比有/无尾翼空间切面的速度分布云图、不同空间位置和拉力系数下的下洗角和侧洗角变化曲线,发现尾翼对滑流的影响仅局限在其周围,不同拉力系数下尾翼的干扰规律也基本类似。通过研究认为,在飞机初期设计和选型阶段,螺旋桨滑流与尾翼的相互干扰,可简化为滑流单向对尾翼产生影响,尾翼对滑流的影响可以忽略。 相似文献
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依据固定翼舰载预警机的布局和使用特点,从雷达天线罩对尾翼的遮蔽、螺旋桨滑流对尾翼的影响、舰上空间对飞机几何尺寸的限制、舰上起降对操纵稳定性的要求等方面,阐述了固定翼舰载预警机尾翼布局设计的一些特殊考虑。 相似文献
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针对某前掠翼翼身融合无尾布局由鸭面与尾舵组成的纵向基本控制舵面在大迎角状态操纵效率降低的问题,采用数值模拟方法研究一种机身下表面嵌入式新概念纵向操纵舵面实施大迎角纵向操纵补充的可行性。提出了嵌入式舵面的设计思想,研究了嵌入式舵面高度、偏度及其与尾舵组合时的相对位置等参数影响,提出了嵌入式舵面的设计原则、流动机理以及提供低头力矩增量的作用原理。研究结果表明:嵌入式舵面是无尾布局飞机大迎角纵向操纵的高效补充措施,单独使用,最大可提供约平衡10°迎角的低头操纵力矩,并对升阻特性影响很小;与尾舵组合使用,在研究迎角范围内(迎角α≤32°),可提供约6°迎角的低头平衡力矩增量,且对升阻性能产生有利影响。本文工作可为其他翼身融合无尾布局的气动舵面设计提供借鉴。 相似文献
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为了研究微型扑翼飞行器尾流对其平尾设计、飞行器稳定性以及飞行控制的影响,选取微型扑翼飞行器ASN-211为原模型,采用将其简化为二维的前后串列翼模型进行具体计算和分析。首先以Fluent动网格技术为背景,在用户自定义函数控制扑翼的非定常运动条件下进行不可压、非定常二维流动的计算,并研究在扑翼非定常运动条件下的模型的俯仰力矩特性。然后通过计算不同来流攻角、扑翼扑动频率、扑翼与平尾间距以及不同力矩中心下扑翼、平尾及总的力矩系数,讨论各个参数对力矩特性的影响。最后得出不同的扑翼扑动频率以及扑翼与平尾间距将会对平尾与扑翼的俯仰力矩间的相位差产生影响,所得结论为扑翼飞机的重心布置设计提供参考。 相似文献
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边条机翼布局战斗机稳定性改进研究 总被引:2,自引:0,他引:2
对边条机翼布局战斗机的纵,横向稳定性改进措施进行了研究,结合具体战斗机布局,给出了边条机翼布局战斗机纵,横向稳定性的一般特征,对前缘襟翼下偏,翼刀,平尾下反和机身截面修形等几种气动布局改进措施的风洞试验结果进行了简要讨论,结果表明,所研究的气动布局改进措施都能有效提高边条机翼布局战斗机的稳定性,其中,前缘襟翼下偏既能完全克服俯仰力矩曲线非线性上翘问题,又能较好地解决横侧向稳定性丧失问题。 相似文献
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水平尾翼是保证飞机纵向平衡、俯仰安定性和操纵性的重要部件。在进行飞机系统功能考核试验的时候,为确保飞机飞行的安全、可靠,采用平尾模拟件代替水平尾翼。因此,平尾模拟件的工艺研究就显得极其重要。本文介绍了平尾模拟件的加工前准备、零件的加工、平尾模拟件的装配和平尾模拟件在铁鸟试验台上的安装4个过程,并从模拟件选材、加工工艺、装配工艺等多渠道进行了研究,为飞机各系统的试验考核提供了高质量、低成本的模拟件。 相似文献
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边条翼布局双垂尾抖振的数值模拟 总被引:4,自引:0,他引:4
对边条翼布局的双垂尾抖振进行了较为深入的数值模拟研究。模拟来流马赫数为0.2,迎角为10°~40°。通过非定常Euler方程计算各迎角下的非定常流场及垂尾根部弯矩系数。并将随时间脉动的根部弯矩系数进行计算得到根部弯矩系数均方根值,从而得出根部弯矩响应大小随迎角的变化曲线。结合流场特性对该布局双垂尾抖振的发生机理及抖振响应随迎角的变化规律作了深入分析。结果表明:该边条翼布局双垂尾抖振主要是由于边条破裂涡作用在垂尾上的脉动载荷引起的。最后,将垂尾根部弯矩响应的计算结果与该模型双垂尾抖振的风洞实验结果作了比较,结果符合得较好。 相似文献