融合式翼梢小翼减阻效应研究

有效减小诱导阻力对于飞机降低油耗、提高航程具有重要意义。针对某飞机翼身组合体构型,采用CFD数值模拟方法分析融合式翼梢小翼对飞机气动力特性的影响,尤其是其减阻效应;并给出翼梢小翼附近的空间流场。结果表明:带翼梢小翼后翼尖涡强度减弱,飞机阻力系数明显下降;固定升力系数0.5时,弯矩增加3.2%,阻力系数减小4.2%。     

除冰气囊以及简化模型对气动特性影响研究

除冰气囊作为涡桨类飞机常用的除冰系统,评估其对全机气动特性的影响对飞行性能与安全有重要意义。基于某飞机上安装的气囊除冰系统,采用CFD 方法模拟其工作时的全机气动特性,研究气囊简化模型对计算结果的影响。结果表明：随气囊膨胀高度增加,对全机气动特性影响显著,失速迎角提前约10°,最大升力系数损失近60%,最大升阻比降低约2.9;受膨胀气囊外形影响,机翼前缘呈展向流动特征,后缘流动分离区域长度与除冰气囊的安装长度相当;机翼前缘压力分布受膨胀气囊外形的影响出现震荡,从而影响整个翼面的压力分布;随简化气囊膨胀高度增加,失速迎角最大提前约1°,最大升力系数损失约21%,最大升阻比降低约2.2。     

机翼展向不同部位结冰对飞机气动力特性影响研究

机翼展向不同部位结冰对飞机气动力特性的影响规律是机翼防除冰系统设计需要考虑的重要因素之一。通过风洞试验方法,将机翼不同部位的模拟冰型加装在飞机模型上进行常规测力试验,研究巡航构型、着陆构型下的机翼展向不同部位结冰后的升力特性、阻力特性、俯仰力矩特性的变化规律。同时通过数值计算的手段,分析机翼不同部位结冰的流场细节特征。研究结果表明,机翼中段结冰对飞机气动力特性影响最为严重,翼根和翼尖结冰影响较小,研究结果为制定高效合理的防除冰系统提供技术依据。     

高雷诺数下机翼表面层流段长度对减阻量的影响

层流减阻技术是提高飞机经济性的重要手段,开展可应用于工程实践的层流减阻研究具有重要的意义。针对某民用飞机翼身组合体构型,采用数值模拟法分别研究雷诺数为1.0×107和1.8×107时全湍流以及机翼弦向保持7%、15%、20%、30%、40%层流段长度范围的减阻特性。结果表明:与全湍流情况相比,层流段长度的增加可以有效减小飞机阻力,增加升阻比;当层流段长度保持在40%时,飞机的减阻量可以达到11.0%左右,而升阻比可增加12.3%左右,且在较小雷诺数下有着更大的减阻收益;层流范围增加可有效减小摩擦阻力系数。     

基于RVSM运行需求的波纹度影响分析方法

飞机静压源附近蒙皮存在波纹度会影响高度测量，进而影响飞机缩小垂直间隔最低标准（RVSM）运行能力的适航取证，因此需要对其影响量进行评估。针对典型波纹度模型，建立了基于小扰动假设的快速分析方法和CFD数值方法，对波纹度的压力影响进行了研究，结合风洞试验数据对研究方法进行了验证。验证结果表明，发展的数值计算方法可用于波纹度模型的评估分析，经900个测压孔数据统计分析，97.8%的数据点计算压力值与试验值的偏差在±0.002以内，计算精度较高；经三维修正的快速分析方法可以较为准确、快速地获得波纹度表面的压力影响量，可作为相关工程问题的快速评估手段。