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双尾撑布局飞机气动特性计算分析 总被引:1,自引:0,他引:1
《飞行力学》2020,(4)
为研究双尾撑布局飞机气动性能,提出了常规布局和双尾撑两种布局方案,并进行了计算和分析对比。对计算模型进行了网格收敛性分析,计算了两种布局巡航速度时迎角在-9°~18°范围内的气动特性,并对比分析了两种布局升阻特性和俯仰力矩特性。结果表明,两种布局的升阻比变化趋势一致,在最大升阻比附近,双尾撑布局的升阻比略大于常规布局;在俯仰力矩系数的线性变化区间,双尾撑布局斜率较常规布局高29.8%。就本文算例而言,双尾撑布局的失速改出特性优于常规布局。 相似文献
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基于NACA0012对称翼型设计了前掠机翼、后掠机翼和平直机翼,采用CFD方法计算了3种机翼的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数,通过压力云图和流线图分析了3种机翼的气动特性及流动机理。研究结果表明:前掠机翼上表面的流动是由翼尖流向翼根,翼根首先出现分离,而后掠机翼上表面的流动是由翼根流向翼尖,翼尖首先出现分离,平直机翼由于受翼尖涡的下洗影响,翼根首先出现分离;在30°斜掠角下,前掠机翼形成了机翼前缘涡,表现出旋涡流态气动特性。研究结果揭示了不同机翼之间的流动差异,有助于在飞行器设计过程中选择合适的气动布局。 相似文献
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飞翼式布局在气动效率、隐身特性和结构强度等方面具有的突出优势使其成为未来无人攻击机的一种良好的布局形式.以0.7马赫为巡航设计点,设计了一架起飞总重在18吨左右,最大载荷2吨,最大航程在5000km以上的执行对地攻击任务的无人攻击机.以欧拉方程数值解法加粘性修正的方法对其气动性能进行了计算和评估,并在初始外形的基础上进行了改进,进一步提高了升阻比,并改善了力矩特性.结果表明该设计思路具有一定的可行性. 相似文献
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一种高亚音速Ma数、前掠机翼、带有外侧水平稳定面(OHS)的飞机气动布局方案.通过风洞试验对其进行了试验性研究。由于风洞模型使用的翼面是对称翼型,增加了一项理论研究.来分析把机翼换成非对称翼型.例如换成常常作为高亚音速飞行使用的所谓超临翼型,对OHS飞行性能的影响。该翼型产生明显的负俯仰力矩系数。风洞试验表明.OHS方案与正常式气动布局相比较获得了非常好的减阻收益.基本上与较早验证的无前掠机翼OHS飞机的情况相同。根据理论研究可以得出.对于两种OHS气动布局和对应的正常式布局飞机.负俯仰力矩系数降了飞机升阻比性能.而OHS气动布局保持了明显的总体优势。 相似文献
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毫秒脉冲等离子体激励改善飞翼的气动性能实验 总被引:3,自引:0,他引:3
在来流速度为30m/s时,进行了毫秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励改善飞翼气动性能的风洞实验.等离子体激励器布置在飞翼前缘,峰峰值电压为9.5kV时,放电的脉冲能量在0.1mJ/cm量级.通过六分量测力天平测力研究了脉冲激励频率和占空比对升/阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数的作用效果.结果表明:等离子体激励可以有效改善飞翼大攻角气动特性;在最佳无量纲脉冲激励频率F+≈1时,临界失速迎角由14°提高到17°,最大升力系数提高10%;占空比对流动控制效果影响较大,减小占空比可以降低能耗,实验中最佳占空比为5%;俯仰力矩系数的变化表明施加等离子体激励改善了飞翼纵向静稳定性. 相似文献
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飞翼布局飞机是现代先进飞行器设计的重要构型之一。由于缺乏平尾、垂尾等传统舵面,飞翼布局飞机在大攻角状态面临滚转、滚转与俯仰耦合、滚转与偏航耦合等失稳问题,严重影响飞机气动性能及飞行安全。对此开展了合成射流主动控制研究,提出了通过增强前缘涡进而改善动态稳定性的控制策略,分析了合成射流对飞翼布局滚转及其耦合运动的控制规律,揭示了飞翼布局飞机动态运动及耦合效应对合成射流控制效果的影响机理。研究结果表明,布置于飞翼布局飞机机翼前缘的合成射流可以有效增强前缘涡,进而改变气动力及力矩,特别是采用与滚转运动角速度方向相反的控制力矩策略能够增加滚转阻尼,改善横向稳定性。本文结果可为飞翼布局飞机增稳控制提供重要的技术支撑。 相似文献
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针对两种不同气动布局的前、后掠翼无人机,采用CFD/CSD松耦合方法,对弹性飞行器承受过载为10和20情况下的气动特性与刚性飞行器进行了对比分析。计算结果表明,与刚性飞行器假设情况相比,考虑过载作用下的弹性前掠翼飞机升力减小、阻力减小;而弹性后掠翼飞机的升力增大、阻力增大;两种气动布局的弹性飞行器与刚性情况相比,升阻比都略微增大,而且俯仰力矩系数明显增大。这对于飞行器纵向气动操纵特性会产生较大影响,同时也说明在大机动飞行过程中计入飞行器的弹性变形是非常必要的。 相似文献
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全动翼尖对无尾飞翼布局飞机气动特性影响的实验研究 总被引:4,自引:0,他引:4
通过风洞实验对无尾飞翼布局飞机的本体气动特性和全动翼尖的操纵效能进行了研究。结果表明,此布局飞机是纵向静稳定的,但零升俯仰力矩系数为负值,这对飞机的起降不利。全动翼尖作动时将增加飞机的阻力,降低全机的最大升阻比,产生抬头力矩。全动翼尖单侧作动可在升力基本保持不变的条件下提供偏航力矩,但同时也伴随着较大的滚转力矩和俯仰力矩。此外,全动翼尖的单侧作动和侧力是弱耦合的。全动翼尖同步作动的纵向特性和单侧作动规律相似,但幅度相对要大。 相似文献
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一种新的变前掠翼无人机气动布局 总被引:3,自引:1,他引:3
研究了一种新的变前掠翼无人机气动布局概念,在低、亚、跨和超声速状态下可通过改变机翼的前掠角来获取最佳的气动性能。根据设计指标和翼身融合技术初步设计了其几何外形,并采用三维Navier-Stokes方程数值模拟和对比分析了5种不同任务构型的气动特性。结果表明:①在Ma=0.6巡航时,平直翼加挂副油箱构型最大升阻比为14.55,而三角翼构型仅为8.29;②在Ma=0.4机动时,45°前掠翼构型失速迎角达到38°且具有最大的升力系数2.455,较平直翼构型提高了4.9%;③在Ma=1.5高速突防时,三角翼零升阻力系数最小,比平直翼加挂副油箱构型减小了14.4%,最大升阻比提高了34.6%;④所有计算状态下俯仰力矩特性均良好。研究结果验证了变前掠翼无人机气动布局新概念的合理性和先进性,可为高性能无人机的设计提供参考。 相似文献
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通过风洞试验研究了前掠翼融合体无尾气动布局(FBB布局)的流动控制技术。研究结果表明,FBB布局设计使前掠翼的前缘涡与融合于机体的大后掠侧缘的侧缘涡的发展过程达到了较为理想的匹配,有效控制布局的流动是FBB布局获得突出纵向气动性能的主要物理根源。针对大迎角状态提出的两段可动式侧板流动控制技术,通过可动段与固定段前缘之间形成收缩型缝道,将机身下表面的高能气流引入上表面增强了机体侧缘涡,加强了对机翼根部和后体流动的控制、减缓机翼根部分离、控制机头分离区,既可提供俯仰控制力矩,又不损失升力,改善了失速特性,有利于FBB布局的纵向配平和俯仰控制。FBB布局的流动控制设计思想和两段可动式侧板控制技术为无尾布局飞机设计提供了一条崭新的思路。 相似文献
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针对飞翼布局力矩控制问题,采用纳秒脉冲表面介质阻挡放电(NS-DBD)激励,在来流风速30 m/s时,开展飞翼等离子体流动控制风洞试验,研究了不同激励参数和位置对飞翼升阻特性和力矩特性的影响。结果表明,NS-DBD激励能够有效改善飞翼大迎角气动特性。激励频率对飞翼升阻特性影响较大,激励频率为0.2 kHz时,增升效果最好,最大升力系数提高14.5%,失速迎角推迟5°。随着激励频率的增加,增升效果逐渐变差,减阻效果变好。单侧施加激励时,能够实现大迎角下飞翼模型的力矩控制,随着激励频率的增加,滚转力矩的控制效果减小,激励频率为0.2kHz时,平均滚转力矩系数变化为ΔMX=0.005691;偏航力矩的控制效果增大,激励频率为1kHz时,平均偏航力矩系数变化为ΔMY=-0.001571;俯仰力矩的控制效果减小,激励频率为0.2kHz时,平均俯仰力矩系数变化为ΔMZ=-0.002576。在中翼段和内翼段施加激励,破坏了飞翼的俯仰力矩特性,在外翼段和机翼右侧施加激励,能够显著改善飞翼的俯仰力矩特性。流场测量结果表明:等离子体激励对飞翼气动力矩的控制,主要是通过控制流动分离和控制横向流动来实现的。NS-DBD激励为改善飞翼布局稳定性和操纵性提供一种潜在的技术手段。 相似文献
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串列翼飞行器由于其前后翼以及机身之间的相互干扰,气动特性复杂且难以预测。针对一款串列翼飞行器,以前后翼之间的垂直距离为变量,设计了五种气动布局,并使用CFD方法进行了数值模拟计算。通过对五种布局升阻特性与俯仰特性的比较及分析,发现前后翼垂直方向距离会显著影响整机升阻比、俯仰稳定性、气动中心位置以及压力中心位置。两翼间垂直方向上的距离越大,飞行器升阻比越高,且气动中心更加靠后。而在两翼间距离相同的情况下,前翼在下的布局拥有更高的升阻比,而前翼在上的布局拥有更好的俯仰静稳定性。 相似文献