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本文应用欧拉方程对翼身组合体加装前缘机动襟翼构型进行数值计算,通过跨音速气动特性的计算和分析,得出前缘机动襟翼对翼身组合体气动特性的影响规律,为某型机加装机动襟翼的改进设计提供数值计算依据。 相似文献
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微型涡流发生器在飞机增升装置中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
开启21世纪 空气动力之窗 随着对21世纪的飞行器提出的一系列新的要求,对21世纪的空气动力学也提出了新的挑战。 未来的军用飞机将更突出低可探测性、高机动性、超声速巡航和短距起降等要求,对民用飞机则突出经济性更好、乘坐更舒适、环保性更突出等要求,而传统的飞行器外形很难满足新的要求,必须开拓全新的气动外形和飞行方式,建立新的气动数据库。 在开拓新飞行器外形和飞行方式的同时,还必将发展出许多新颖的空气动力技术。例如通过主动流动控制技术,包括吸气、吹气、微振动、微涡流发生器、特定的表面粗糙度分布等,改善飞机的升阻特性和操稳特性,用智能材料和智能结构,让飞行器的主要气动面按飞行状态自适应地改变外形,使飞行器在不同的飞行状态都处于最佳外形,从而产生最佳的气动性能等。 本刊从这期起开启"空气动力之窗"栏目,将陆续刊登围绕21世纪空气动力学新概念和新技术的系列文章,欢迎大家投稿。 相似文献
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前缘缝翼尾流与主翼边界层混合的改变对主翼气动力具有重要影响.利用数值模拟手段,通过在前缘缝翼尾缘添加一定动量系数的喷流,改变前缘缝翼尾缘的尾流,进而改变尾流与主翼边界层的混合状况.求解二维多段翼模型30P30N在各个不同喷流条件下的二维非定常流场,结果表明:提高前缘缝翼尾缘喷流的动量系数,将使前缘缝翼尾流和主翼边界层混合开始点后移,提高主翼上表面负压峰值和主翼升力;混合开始点对主翼的负压峰值及升力均有一定的影响;增大来流攻角会抑制前缘缝翼尾流和主翼边界层的混合. 相似文献
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大涵道比翼吊发动机喷流气动干扰研究 总被引:2,自引:0,他引:2
研究了涡扇动力翼吊布局飞机考虑动力效应时的流场数值模拟和气动干扰的若干问题。在数值模拟方法方面,介绍了便于实际工程应用的发动机进排气边界状态参数设定算法;通过设定无总温总压增量的喷口边界模拟发动机的无动力状态,避免了研究喷流效应时由通气短舱和喷气构型之间的几何外形差异带来的网格差异对计算结果的影响,提高了复杂构型流场数值模拟结果的可信度。通过数值模拟发现,发动机喷流的引射虽然可使气流加速从而降低翼面压力,但发动机做功导致的翼面压力抬升亦不可忽视。发动机喷流可能引发强烈的挂架气动干扰,其原因是由机身、发动机、机翼和挂架构成的收缩-扩张流道引起的气流加速。通过适当延长和增厚挂架可以削弱这种干扰。 相似文献
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当前中国民用飞机高速发展,噪声排放问题受到广泛关注。在飞机起降阶段,飞行高度较低且处于机场附近,其噪声直接影响到机场地面周围环境。该阶段内起落架噪声占比较大,成为研究的重点。此外,起落架在收放过程中,除自身脱落涡产生的噪声外,当起落架舱门开启时,舱体空腔内产生自持性振荡噪声,与起落架噪声一起形成更为复杂的起落架+舱体耦合噪声,直接影响到整个着陆系统噪声水平,因此研究起落架与舱体耦合噪声产生机理和抑制措施显得尤为必要。以简化的起落架及其舱体为研究对象,提出一种低马赫数(0.2Ma/0.25Ma)条件下,利用前缘锯齿扰流单元对起落架/舱体耦合噪声进行抑制的方法,并在0.55 m×0.4 m航空声学风洞进行试验验证。首先,从起落架及其舱体耦合噪声产生原因进行分析,分别明确起落架和舱体在耦合噪声各个频段的贡献作用。随后,在舱体空腔前缘安装锯齿扰流单元,以改变自由来流状态,验证降噪措施;同时采用参数化研究方法,研究锯齿扰流单元不同偏角对降噪效果的影响。最后,将起落架模型安装于舱体空腔内,分析锯齿扰流单元对耦合噪声的抑制能力。研究结果表明,锯齿形扰流单元对舱体腔体噪声与起落架/舱体耦合噪声具有明显降低作用,在本试验条件下,30°安装角最佳。预期成果可以应用于起落架/舱体耦合降噪。 相似文献
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对于商用飞机来说,经济性是制造商和运营商共同关注的焦点问题。飞机制造商是飞机研发的投资者和决策者,从市场获得投资收益;运营商是飞机的使用者,也是飞机研发的间接决策者,需要通过飞机经营收益获得现金流回馈。如何协调制造商和运营商的利益冲突,取得项目的商业成功,是民机经济性设计工作的焦点和难点所在。 相似文献
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李强陈迎春李亚林 《民用飞机设计与研究》2013,(2):8-12,44
基于混合求解法,通过对声源区计算域进行分区,研究了二维多段翼不同部件对远场声压级的贡献,给出了声场分布和远场指向性,发现前缘缝翼噪声和主翼尾缘噪声对远场的贡献较小,襟翼后缘噪声的贡献在总声压级中占主导地位,是值得关注的噪声来源。 相似文献
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