低雷诺数下50°后掠三角翼的旋涡流动

采用数值模拟和流动显示的方法研究了50°后掠角三角翼在低雷诺数下的旋涡流动,结果表明:低雷诺数下,非细长三角翼在5°攻角时就形成了稳定的前缘涡,较小攻角时前缘主涡就开始破裂,并观察到泡型和螺旋型两种旋涡破裂方式。另外,在一定的攻角范围内,前缘主涡的外侧又生成一对新的集中涡,构成双涡结构;随着攻角的增大,前缘涡涡核不断升高,主再附线向中心移动,二次分离区扩大。     

超临界翼型Gurney襟翼增升技术实验研究

通过在二元翼型风洞中进行测力实验,研究了不同高度Gurney襟翼对超临界翼型气动力和力矩的影响规律.实验结果表明:在亚声速条件下,Gurney襟翼同样可以明显增加翼型的升力系数,使整个升力曲线向上平移,并使翼型低头力矩增加.高度为翼型弦长0.5%的Gurney襟翼可以带来超临界翼型的最大升阻比.同Gurney襟翼对NACA 0012翼型气动特性改变的对比表明,其在超临界翼型上带来的升力系数增量要大于在NACA 0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小.     

Gurney襟翼在某型靶机上的应用

通过改变Gurney襟翼的高度,在风洞中研究了Gurney襟翼对某型靶机气动特性的影响.实验中襟翼高度为0.83%c~4.2％c(c为靶机机翼根弦长).无侧滑时Gurney襟翼可以在中小攻角下增加靶机的升力,使靶机最大升阻比对应的攻角提前.除4.2％c襟翼外,其余高度的襟翼在中小攻角下可以提高靶机的升阻比和最大升阻比.有侧滑时,在纵向上Gurney襟翼对靶机气动特性的影响和无侧滑时类似,但在横航向上,随着襟翼高度的增加,滚转力矩增加,偏航力矩则在襟翼高度为0.83%c~3.3％c时增加,而襟翼高度为4.2％c时急剧降低.Gurney襟翼对靶机气动特性的影响存在最佳高度,实验发现在襟翼高度为1.7％c时,能够在靶机力矩变化较小的情况下,提高飞机的升力和最大升阻比.     

弹性与后掠角对三角翼绕流结构的影响

为了研究低雷诺数下微小型飞行器布局的流动机理,在水槽中对展长/根弦长之比为0.5的一系列变弹性和后掠角机翼的绕流结构进行了氢气泡流动显示实验.结果表明,在低雷诺数条件下,流动结构变化规律如下:随着后掠角增大,弹性翼绕流遵循"Ω涡一对前缘涡一对前缘涡与双涡一对前缘涡、双涡与三涡一对前缘涡与双涡一对前缘涡"的变化规律,刚性翼绕流的涡结构变化规律与弹性翼相似,但不存在三涡结构.     

来流局部干扰对三角翼气动特性的影响

通过在三角翼上游加入干扰圆柱的风洞实验方法,研究了来流干扰对微小型飞行器MAV(Micro Air Vehicle)气动特性的影响.结果表明,在刚性和弹性三角翼顶点上游加入圆柱干扰时,两者均出现缓失速,刚性翼产生缓失速与干扰圆柱尾流关系密切,弹性翼的缓失速不仅与此有关,还与弹性翼的振动有关.无干扰或在机翼顶点加入干扰时,在攻角为4°~18°内弹性翼的升力系数比刚性翼的要大,但升阻比相对要小.由于弹性翼的振动与机翼绕流结构、气动力之间的耦合,弹性翼顶点与翼尖振动的主频随着攻角增大呈规律性的变化,失速攻角附近翼尖的振动主频是其涡脱落频率.      

分段式Gurney襟翼对某型靶机气动特性的影响

研究了分段式Gurney襟翼对某型靶机气动力特性的影响,目的在于寻找在改善靶机纵向气动特性的同时兼顾横航向特性的方法。在靶机模型上加装长度为机翼半展长一半的平板Gurney襟翼进行风洞测力实验,在有/无侧滑角的条件下研究安装位置、襟翼高度对靶机纵向气动特性和横航向气动特性的影响,并与全长度Gurney襟翼的情况进行了对比。研究发现:半长度Gurney襟翼布置方案能够在靶机纵向力气动特性和横航向气动特性间取得性能平衡,因此,相比于全长度Gurney襟翼具有更好的应用前景。     

超临界翼型Gurney襟翼增升技术实验研究

通过在二元翼型风洞中进行测力实验,研究了不同高度Gurney襟翼对超临界翼型气动力和力矩的影响规律。实验结果表明：在亚声速条件下,Gurney襟翼同样可以明显增加翼型的升力系数,使整个升力曲线向上平移,并使翼型低头力矩增加。高度为翼型弦长0.5%的Gurney襟翼可以带来超临界翼型的最大升阻比。同Gur-ney襟翼对NACA 0012翼型气动特性改变的对比表明,其在超临界翼型上带来的升力系数增量要大于在NACA0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小。     

下一代战斗机布局设计探讨

2010年11月，美国国防部航空系统中心面向国内工业界发布了空军下一代战术飞机能力信息征询书，标志着下一代战斗机研究的大幕已经拉开。那么，下一代战斗机布局形式是什么？布局特点有哪些？将采用哪些新技术？本文将针对上述问题进行一些探讨。     

高超声速飞机动力需求探讨

近年来,随着高超声速技术的长足进步,特别是在超燃冲压技术逐渐面向工程化的背景下,关于高超声速飞机及其动力系统的讨论也频繁出现。为了在宽速域条件下工作,基于不同热力循环工作模式的组合动力系统相继被提出,高超声速飞机的动力发展形式出现了百花齐放、百家争鸣的局面,也对高超声速飞机动力系统的选型提出了巨大挑战。通过对飞机发展史及高超声速相关发展技术的综述,阐述了现阶段组合动力是高超声速飞机动力主要发展方向这一结论,针对高超声速飞机需求,梳理和分析了几种高超声速组合动力系统的工作原理、工作特性及优缺点,并展望了采用组合动力系统对未来高超声速飞机研究带来的挑战。随着飞行速度的提高,高超声速飞机和动力系统的一体化势在必行。