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研究可伸缩腹部襟翼对飞翼布局飞行器的增升作用,可以分析其对飞行器气动力的影响规律。本文以某飞翼布局飞行器为初始外形,利用数值模拟方法针对可伸缩腹部襟翼伸展时的缝隙分布进行选型;在此基础上,分析腹部襟翼不同收起状态的全机气动力特性。结果表明:可伸缩腹部襟翼完全伸展时,山字形舵片之间的缝隙能够有效减轻其后方的气流分离,增强增升效果,并且当缝隙宽度和山字形舵片宽度一致时,增升效果最好;在可伸缩腹部襟翼收起过程中,俯仰力矩系数随腹部襟翼高度改变呈现准线性变化,并且可伸缩腹部襟翼的增升效果好于相同高度的无缝隙腹部 相似文献
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影响风洞试验质量的因素很多,如流场品质、测量系统误差、支撑干扰以及洞壁干扰等。主要对模型姿态角、马赫数、模型支撑系统等影响因素进行了改进研究。通过改进使模型迎角测量精度达到0.03°、Ma数控制精度达到0.003,并有效降低了支撑干扰影响,提高了2.4m跨声速风洞的试验质量。 相似文献
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为研究飞翼布局模型在不同风洞的测力试验数据的相关性,分析飞翼布局模型风洞测力试验精度水平,为以融合体飞翼布局为代表的未来作战飞机气动力试验精度提供参考,采用同一台测力天平及外形相同的尾支杆在国内三座1.2 m 风洞中对小展弦比飞翼标模进行了重复性试验和对比试验。试验结果表明,小展弦比飞翼标模风洞测力试验精度及不同风洞数据相关性与飞翼布局流动特性关系较大,在小迎角附着流状态,不同风洞的数据相关性较好,测力精度较高,随着迎角的增加,飞翼布局背风面前缘涡会发生破裂,涡破裂后不同风洞的数据相关性和试验精度都有不同程度的降低。跨声速条件下由于飞翼布局背风面复杂的流动特性,使得其试验精度较超声速略差。不同风洞数据的差异主要体现在升力特性拐点起始迎角、近声速附近马赫数的零升阻力系数和零升迎角方面。 相似文献
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2.4m跨声速风洞作为中国目前唯一的大型跨声速气动力试验设备,在中国大型飞机研制中发挥着十分重要的作用。因此,对该风洞试验数据质量的评估、控制和改进提高是一项紧迫的工作。笔者通过完善不确定度计算方法、详细标定基本不确定度源和编制评估软件等工作,建立了该风洞大型飞机试验的不确定度评估方法,并对某大型飞机模型试验结果开展了具体的评估与分析,澄清了该风洞大型飞机试验数据的质量水平。 相似文献
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以某飞翼布局飞行器为初始外形,利用数值模拟方法针对起降状态下腹部襟翼的安装位置及偏度进行了选型研究,并得到了腹部襟翼打开对升降舵舵效以及地面效应的影响规律。结果表明,当腹部襟翼位于重心后40%平均气动弦长时,在保持大迎角良好增升效果的同时对俯仰力矩的改变量也较小;随着腹部襟翼偏角变大,升力系数和阻力系数呈现出准线性增长,而俯仰力矩变化量较小,升降舵偏转1°左右即可配平;相比于腹部襟翼关闭状态,腹部襟翼打开后,升降舵舵效降低约6%,飞行器地面效应引起增升量变大,但纵向静稳定度有所降低。 相似文献