机翼前缘后掠角对飞机RCS影响的数值模拟

为了在飞机总体设计时改善其隐身性能,对机翼前缘后掠角参数化可调的飞机三维数字样机的RCS特性进行了研究。使用CATIA软件,建立机翼前缘后掠角参数化可调的飞机三维数字样机;基于物理光学法和等效电磁流法,采用RCSAnsys软件,使用X波段雷达对飞机进行探测,雷达入射波的俯仰角在-15＆#176;、0＆#176;和15＆#176;条件下,数值模拟机翼前缘后掠角在-30＆#176;~＋60＆#176;之间变化时飞机的RCS特性,并对数值模拟结果进行数理统计分析。在机翼前缘后掠角变化的条件下,飞机RCS特性数值模拟结果表明：飞机头向RCS峰值之一的方位角与机翼前缘后掠角的角度相等;飞机头向RCS算术平均值特性为直机翼大、前掠翼和后掠翼小、大后掠翼更小;飞机侧向和尾向的RCS算术平均值变化相对不大。     

隐身结构机翼RCS分析与优化设计

以前缘内部填充吸波材料的隐身结构飞机机翼为研究对象,采用矩量法对其向前的雷达散射截面(RCS)进行数值分析;根据代理模型优化策略,对上述机翼隐身结构中的吸波材料厚度与劈角的选取进行RCS特性分析与优化。研究表明,和全金属机翼相比,隐身结构机翼具有更好的隐身特性;经过优化设计,可在典型方位上显著降低翼面结构RCS,提高了原隐身结构的吸波性能。     

鸭翼的雷达散射截面影响研究

针对鸭翼对鸭式布局战斗机整机的雷达散射截面（RCS）影响进行了较详细的研究与分析。首先，分析了鸭翼的散射机理，然后运用多层快速多极子方法（MLFMM）进行特定模型的整机外形RCS计算，通过鸭式布局和常规布局的RCS对比，分析了鸭翼散射对整机RCS的影响，包括鸭翼偏转状态下对整机的影响。然后，通过试验方法研究了鸭翼边缘散射和对缝散射的影响以及相应的抑制措施。研究结果表明，对鸭翼散射进行抑制或消除之后，鸭式布局完全可以应用于高隐身飞机的布局设计，其隐身性能与常规布局相当。最后，总结得出鸭翼隐身设计的指导性原则。     

非共面近距耦合鸭式布局鸭翼展向脉冲吹气增升特性

对40°前缘后掠角的主翼和40°前缘后掠角的鸭翼所构成的近距耦合鸭式布局简化模型进行了风洞测力、测压实验,系统研究了鸭翼展向脉冲吹气的增升效果,给出脉冲吹气频率以及脉冲宽度与布局升力之间的变化关系。测力结果表明,鸭翼展向吹气提高了该布局在大迎角时的升力,延迟了失速。测压结果表明,鸭翼展向脉冲吹气改善了中大迎角时主翼翼面流态,增加了翼面吸力峰值,延缓了涡的破裂。这说明利用鸭翼展向脉冲吹气涡控技术,可以直接改善鸭翼流场,继而间接改善主翼流场。     

双后掠鸭翼气动特性的数值模拟

首先针对具有中等前缘后掠角梯形鸭翼的缺点提出双后掠鸭翼概念,然后分别对安装梯形鸭翼和双后掠鸭翼的近距耦合鸭式布局的气动性能进行数值模拟研究,分析影响双后掠鸭翼气动性能的流动机理。研究表明：在大迎角时,对于双后掠鸭翼,具有较大前缘后掠角的外翼段可以使鸭翼涡在涡核破裂后仍能形成稳定集中涡并保持较高的强度,增加鸭翼本身的失速迎角,并通过诱导作用改善机翼外翼段流场,进而提高全机大迎角性能,但在小迎角时会破坏鸭翼附着流或前缘气泡涡的发展,造成略微的升力损失。拥有较大失速迎角的双后掠鸭翼在小迎角时具有较大的可用偏度,可以增强布局的抬头控制能力。双后掠鸭翼在满足隐身约束的前提下,超声速阻力较小,具有较好的超声速性能。     

直升机尾桨参数对RCS影响分析

在执行战时任务时,对武装直升机的隐身性能提出了较高要求,为降低直升机在执行任务时被发现的概率,基于几何光学法和一致性绕射理论,研究直升机尾桨翼型厚度、弯度、剪刀角角度对RCS 的影响。选用两种照射雷达方位,通过对尾桨不同参数和涂敷吸波材料的RCS 峰值、均值对比,判断更有利于直升机尾桨隐身的条件。结果表明：雷达从地面照射时,尾桨厚度小、弯度小的RCS 会适当减小,剪刀角角度的变化会导致RCS 峰值相位变化;雷达平行照射时,厚度小的尾桨RCS 小,弯度小的RCS 峰值更小;在桨叶前缘与桨尖端面涂敷吸波材料可以有效降低桨叶整体RCS。选择尾桨的厚度越小、弯度越小,有利于降低直升机尾桨的RCS,对桨尖端面和桨叶前缘进行吸波材料涂敷可以有效降低整体RCS。     

平面形状对MAV气动特性的影响

通过风洞测力实验研究了平面形状(后掠角)对展长/根弦长之比为1.0的机翼的气动特性的影响,实验结果表明,模型后掠角在很大程度上影响小展弦比机翼的气动特性,当模型后掠角Λ≤35°时,能增大模型的最大升力系数和失速迎角,推迟失速;当模型后掠角Λ=56°~64°时,能得到较好的升力曲线,改善机翼的失速特性。此外,实验结果表明模型前缘背风面倒角与迎风面倒角相比,有效地提高了模型的最大升阻比和失速后的升力系数。     

腹部油箱对飞机雷达隐身特性的影响

采用物理光学(PO)与一致绕射理论(UTD)混合方法,分别计算了某战斗机不携带副油箱以及腹部携带外挂副油箱、保形油箱时的雷达散射截面积(RCS)。根据计算结果,讨论了腹部油箱对飞机雷达隐身特性的影响。研究表明,在飞机下方及侧方RCS较小的方位,外挂副油箱对飞机RCS的贡献较为明显,而保形油箱对飞机RCS的贡献始终很小。     

动态复杂流动显示

本文给出不同后掠角的三角翼模型在低速风洞中大幅度俯仰运动时和带鸭翼飞机模型主翼面上的动态流显示；分析了动态流动迟滞特性的流动机理及缩减频率的影响和鸭翼涡对主翼涡的干扰影响及随鸭翼振动时主翼涡位置、强度、涡破散点位置的变化。     

F-22飞机隐身技术分析

介绍了当前飞机的雷达波隐身和红外隐身技术，分别从低RCS外形设计特点、低RCS材料技术的应用、红外辐射技术的应用以及电子对抗技术的应用等方面，对F-22飞机的隐身技术作了简要分析。     

一组近耦合鸭式布局的低速气动力数值模拟

本文使用位流中前缘离体涡模拟的数值计算方法,对于不可压流动,大迎角情况下的气流流经一组近耦合鸭式布局的流动,进行了数值模拟。分析表明,在大迎角下,在一定的主翼-鸭翼的参数选择和位置配置下,鸭式布局的升力较之单独主翼为高的主要原因是因为鸭翼有推迟主翼离体涡破碎的作用,鸭翼离体涡在主翼翼面上形成的负压以及鸭翼离体涡流动造成的主翼流场的变化,也是提高主翼升力的因素。     

Aerodynamic characteristics of morphing wing with flexible leading-edge

The morphing wing can improve the flight performance during different phases. However, research has been subject to limitations in aerodynamic characteristics of the morphing wing with a flexible leading-edge. The computational fluid dynamic method and dynamic mesh were used to simulate the continuous morphing of the flexible leading-edge. After comparing the steady aerodynamic characteristics of morphing and conventional wings, this study examined the unsteady aerodynamic characteristics of morphing wings with upward and downward deflections of the leading-edge at different frequencies. The numerical results show that for the steady aerodynamic, the leading-edge deflection mainly affects the stall characteristic. The downward deflection of the leading-edge increases the stall angle of attack and nose-down pitching moment. The results are opposite for the upward deflection. For the unsteady aerodynamic, at a small angle of attack, the transient lift coefficient of the upward deflection, growing with the increase of deflection frequency, is larger than that of the static case. The transient lift coefficient of the downward deflection, decreasing with the increase of deflection frequency, is smaller than that of the static case. However, at a large angle of attack, an opposite effect of deflection frequency on the transient lift coefficient was demonstrated. The transient lift coefficient is larger than that of the static case when the leading edge is in the nose-up stage, and lower than that of the static one in the nose-down stage.     

鸭翼-前掠翼气动布局纵向气动特性实验研究

前掠翼布局由于其潜在的优势,在未来战斗机的研制中将占有日益重要的地位.本实验通过可变前掠翼和鸭式前翼布局的风洞测力实验,重点分析比较了平板机翼在不同掠角下的纵向气动性能以及鸭翼的影响.实验结果表明,前掠翼在大迎角时能有效提高模型的升力系数,小迎角时其升阻比也略优于后掠翼.前掠翼布局能有效推迟失速,具有良好的失速特性;前掠角较大时,升力系数曲线在失速迎角附近有一个升力系数的"平台",该布局具有"缓失速"特性.距离主机翼较远的鸭式前翼(模型M2)在主机翼前掠和后掠情况下,均可改善整体布局的失速特性,增大失速迎角,增强前掠翼布局缓失速的特点.近距耦合鸭翼(模型M3)显著提高了模型在大迎角下的升力系数.另外,主翼前掠和鸭式前翼布局飞行器具有较好的机动性.     

脱体涡流型翼面非定常气动力计算方法

本文研究了细长三角翼在脱体涡流型时变攻角所产生的非定常气动力的机理,并采用了一种时间历程的,考虑翼面前、后缘涡面随局部气流拖出并由时间发展逐步形成的数值方法,称之为涡面生成法,计算结果表明该方法是稳定和有效的。     

Numerical Simulation of Rotor-aerodynamic Surface Interaction in Hover Using Moving Chimera Grid

Three-dimensional unsteady Navier-Stokes equations are numerically solved to simulate the aerodynamic interaction of rotor, canard and horizontal tail in hover based on moving chimera grid. The variations of unsteady aerodynamic forces and moments of the canard and horizontal tail with respect to the rotor azimuth are analyzed with the deflection angle set at 0° and 50°, respectively. The pressure map of aerodynamic surfaces and velocity vector distribution of flow field are investigated to get better understanding of the unsteady aerodynamic interaction. The result shows that the canard and horizontal tail present different characteristics under the downwash of the rotor. The canard produces much vertical force loss with low amplitude fluctuation. Contrarily, the horizontal tail, which is within the flow field induced by the down wash of the rotor, produces only less vertical force loss, but the amplitudes of the lift and pitching moment are larger, implying that a potential deflection angle scheme in hover is 50° for the canard and 0° for the horizontal tail.     

低RCS飞行器外形设计实践

 在鸭式布局的基础上 ,对飞行器各部件及部件间的连接方式进行了外形隐身设计。对初步形成的鸭翼 -翼身融合体改变机身头部形状和立尾配置等进行 RCS优化。给出了飞行器各种状态下的 RCS平均值和迎头± 45°区内的 RCS值。测试结果表明 ,尖头机身、 30°双立尾 (立尾与垂直平面成± 30°角 )的鸭翼 -翼身融合体的 RCS值最小。对 RCS优化后的外形 ,风洞测力试验表明其气动性能也较好 (最大升阻比达到 8,失速迎角超过 2 6°)     

联动副翼鸭式导弹滚转控制特性数值研究

为解决鸭式导弹舵翼下洗造成的滚转反效控制问题,提出了一种新的鸭式气动布局方案:在尾翼部位加装联动副翼控制滚转。采用Tecplot和Fluent软件对联动副翼鸭式导弹进行了全弹流场和滚转特性的数值模拟,并运用用经典控制理论分析了滚转控制回路。数值计算结果验证了鸭式导弹采用联动副翼气动方案的可行性,为鸭式导弹的滚转特性研究提供了理论参考。