连载:兰利研究中心的创新历程(之六)涡襟翼技术的应用研究

涡襟翼概念是通过采用一些特殊设计的机翼前缘襟翼,改善对前缘涡流的控制,增加大后掠机翼的升阻比,改进飞机在跨声速飞行条件下的机动性能和在近距格斗中的大迎角机动性能。     

高机动性歼击机升阻特性研究

本文通过理论分析,工程估算和11000多次风洞试验,研究了后掠机翼、三角机翼和曲前缘机翼参数对歼击机升阻特性的影响,以及对改善高机动性歼击机升阻特性的各种气动力措施、增升装置、放宽静安定度等进行了系统研究。研究结果表明,中等展弦比、中等后掠角的切尖三角翼是一种较好的高机动性歼击机机翼。利用压缩飞机最大迎风面积和面积律修形降低跨、超音速零升阻力,利用机翼前缘扭转减小小迎角阻力,利用机动襟翼和机翼边条减小大迎角阻力,这样可使飞机在各种迎角情况下都具有最佳阻力。利用边条增大飞机升力。综合使用边条和机动襟翼降低抖振强度,提高抖振边界。从而全面满足了战术性能指标要求。     

螺旋桨滑流与机翼之间气动干扰影响研究

基于多参考系方法,利用RANS方程对某型螺旋桨飞机的全机有滑流和无滑流空间流场进行了数值模拟,分析了滑流在机翼干扰作用下的发展趋势,机翼气动特性在滑流作用下的改变,滑流对飞机失速特性的影响。研究结果表明,螺旋桨旋转卷起的涡流经机翼时被切割成上下两部分,形成了绕机翼的横向二次流,机翼的存在改变了滑流的涡量分布和涡的结构。在弦向,滑流影响最严重的部位是机翼前缘,滑流旋转效应改变了机翼绕流的当地迎角,加速效应增加了桨后气流的速度,这是引起机翼气动特性改变的主要原因。虽然滑流的诱导作用使机翼外段提前发生了分离,但是其推迟了机翼根部分离现象的发生,改善了飞机的失速特性。     

大飞机机翼结冰条件下的纵向飞行动力学特性研究

为了研究机翼结冰对飞机气动特性的影响,采用线性化小扰动分析方法和非线性全局稳定性分析方法,对大飞机机翼对称结冰情况下的飞行动力学特性展开了研究。结果表明:机翼结冰主要影响飞机的升阻特性,使得飞机的平衡迎角和需用推力增大、临界迎角和运载能力减小;机翼结冰后,飞机阻尼减小,振荡加剧;同时操纵升降舵和水平安定面,飞机可能出现不稳定情况。研究结果可为不同结冰程度下的操纵策略、飞行安全边界评估、结冰实时探测等工程应用提供理论支持。     

超音速飞机的失速和尾旋研究(二)

三、尾旋特性 1.尾旋的机理尾旋是在超临界迎角区飞机在同时相对于它的三个体轴旋转的自转状态下,沿小半径,陡的下降螺旋轨迹的自发运动。 (1) 自转飞机在超过临界迎角后,机翼会产生自转力矩。例如在失速状态下,当飞机受到外界干扰或者副翼偏转作用下产生相对于纵轴的旋转,那么下沉半翼各截面上的迎角增大,上升半翼各截面上的迎角减少,但在超临界迎角区大的迎角对应的升力系数小,即下沉半翼各截面的C_y小,而上升半翼各截面的C_y反而比它大,因而助长了倾斜力矩继续     

机翼摇晃运动研究

机翼摇晃运动作为现代高机动性飞机在失速迎角附近飞行时出现的一种现象而受到普遍重视.迄今为止,对机翼摇晃的研究工作一般沿两种途径进行。一种为分析产生机翼摇晃的气流流动机理;另一种根据机翼摇晃时飞机运动的特点进行讨论。本文从飞机六自由度方程入手,建立描述大迎角机动飞行的空气动力模型。在此基础上,按照微分方程定性理论和传播矩阵,研究机翼摇晃的产生原因和飞机运动的特点。结果认为,机翼摇晃是一种非线性系统的Hopf分支现象.对具有中等后掠角机翼的飞机,产生机翼摇晃的主要原因是滚转阻尼力矩随迎角和侧滑角的变化.     

超声速和高超声速机翼俯仰导数—当地流活塞理论解法

本文给出计算超声速和高超声速尖前缘三维机翼俯仰导数的一个近似解析方法。该方法是根据当地流活塞理论和片条理论导得的。在激波附着于机翼前缘情况下,本方法可用于计算任意迎角,颇为一般的平面形状、尖前缘剖面机翼的俯仰导数。中小平均迎角的数值结果与有限的试验数据和其它理论作了比较,示例表明本方法的结果令人满意。     

折叠翼飞机的气动特性分析

常规飞机具有单一的最优性能,折叠翼飞机通过改变机翼的折叠角度来改变飞机的气动性能,从而能够更好地完成多种任务。对折叠翼飞机进行建模并运用计算流体力学软件进行数值计算,根据计算结果分析折叠翼飞机的气动性能。结果表明：机翼折叠角度的改变,对飞机的失速迎角、俯冲性能、副翼操纵响应和纵横向操稳特性等产生很大影响;飞机失速迎角在机翼折叠后变大,飞机机翼折叠后飞机俯冲更迅速。     

机翼大迎角气动力的快速算法

在定常势流 Green函数方法计算位流气动力的基础上 ,应用前缘吸力比拟法计算机翼大迎角气动力 ;并考虑了涡破裂所产生的影响。计算结果与实验结果吻合良好 ,为高机动飞机初步设计提供了一种快捷、准确的气动力计算方法     

机翼弹性变形对气动特性影响的实验研究

在低速风洞中研究了弹性对40°切角三角翼气动特性的影响,用激光测振仪测量模型在气动载荷作用下的变形,实验结果表明:相对刚性机翼而言,弹性可以极大地改善低雷诺数下机翼的气动特性,使小迎角下的升力系数和升阻比明显提高,从而有利于飞行。另外,弹性机翼顶点最大平均变形出现的迎角为α=15°,这与刚性机翼前缘涡在机翼顶点破裂的迎角一致;而在失速迎角α=20°附近,机翼顶点和翼梢变形的方差最大。     

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。     

大飞机机翼结冰对飞行动力学特性影响研究

机翼结冰会严重影响飞机的气动特性,威胁飞行安全。采用线化小扰动分析方法和非线性全局稳定性分析方法,对大飞机机翼对称结冰情况下的飞行动力学特性展开研究。研究结果表明:机翼结冰主要影响飞机的升阻特性,使得平衡迎角和需用推力增大,临界迎角和运载能力下降,对起降特性尤为不利;在操稳特性方面,机翼结冰会影响纵向短周期模态自由振荡频率,在少数情况下会降低短周期模态的阻尼比,同时操纵升降舵以及水平安定面进行纵向操纵时,在少数飞行状态下会出现不稳定情况。     

俯仰姿态保持模式下飞机结冰边界保护方法

在研究飞机结冰机翼和平尾失速机理的基础上,以飞机迎角作为关键参数,飞机俯仰指令作为指令参数,提出一种基于飞机自驾仪的结冰后边界保护方法.通过引入铰链力矩检测模块,提前告警飞机失速,为边界保护提供了裕度.建立飞机纵向动力学方程,针对俯仰姿态保持（PAH）模式下机翼失速进行了仿真计算.结果表明:结冰条件下,通过铰链力矩的检测,飞机能在失速迎角为2°之前,进入边界保护模式,增加飞行安全的裕度.通过控制指令的限制,自动驾驶模式下飞机迎角能保持在失速迎角之内.      

Y7-200A的防冰除冰试飞

Y7-200A飞机按照CCAR-25部进行了我国首次模拟冰型和自然结冰的飞行试验.试飞的目的是评定飞机在结冰环境中使用时,其性能和操作稳定品质下降的情况及剩余的性能水平是否可以接受.Y7-200A在机翼、平尾、垂尾前缘等部位采用了美国进口的气动式除冰系统,在螺旋桨桨叶、风挡玻璃、空速管和迎角传感器等部位采用电加温防冰系统.Y7-100及其选装型飞机各翼面上采用的是发动机热空气防冰,     

等离子体隐身结构机翼的RCS分析

等离子体隐身是利用等离子体回避雷达探测系统的一种技术.本文介绍了飞机等离子体隐身的原理,提出了一种在飞机机翼封闭前缘内产生离子体的隐身结构设计方案,进而采用CST NWS高频电磁分析软件,对等离子体隐身结构机翼与金属机翼的RCS进行了分析、对比.研究表明,在前缘设置等离子体隐身结构可以改善机翼的总体雷达散射特性.     

利用前缘旋转控制边条翼外翼分离

边条翼在边条较小时中等迎角以上外翼就会出现分离,现提出用转动前缘表面来控制边条翼外翼分离。通过测力、油流和烟丝实验研究了转动前缘对机翼气动特性的影响。结果表明,在这种机翼上转动前缘对控制分离是有效的,升力增量最大可达３０％。可以预期,转动前缘与边条的综合作用,机翼的分离特性将有较大的改善     

前缘剖面形状对80°／60°后掠双三角翼上涡流运动影响的数值模拟研究

采用上风高分辨率格式———通量差分分裂格式离散求解三维可压非定常薄层N S方程 ,数值模拟前缘剖面形状对 80°/60°后掠双三角翼上涡流运动的影响。计算模型包括尖前缘、菱形前缘、圆形前缘等三种不同前缘形状的机翼。计算结果表明 :三种不同剖面形状的前缘可以诱导产生不同的前缘分离 ,形成的各前缘剪切层的特点也不同。尖前缘机翼的边条翼涡和外翼涡合并点最靠前 ,其次为菱形前缘和圆形前缘的机翼。在大迎角情况下 ,三种机翼上的内翼涡发生破裂。圆形前缘机翼上的内翼涡破裂点比其它两种情况下破裂点的位置较靠前。涡的合并对二次涡的结构和特点也有显著的影响。     

大后掠翼前缘涡对其颤振特性的影响

大迎角三角翼的前缘涡不仅可以改善其气动力特性,也会显著影响机翼的气动弹性特性.运用基于Euler方程的非定常气动力降阶模型(ROM)方法,耦合结构运动方程,在状态空间内建立了气动弹性分析模型,研究了70°削尖三角翼的大迎角颤振特性.研究结果显示前缘涡对该机翼颤振特性的影响不可忽略.颤振速度随迎角的增加而大幅降低,迎角α=20°时的颤振速度比α=0°时降低了22%.发现了颤振特性随迎角变化时出现的不连续现象,并揭示了该现象是由于系统颤振分支随着静态迎角的增加发生转移所致.     

大后掠翼前缘涡对其颤振特性的影响

大迎角三角翼的前缘涡不仅可以改善其气动力特性,也会显著影响机翼的气动弹性特性。运用基于Euler方程的非定常气动力降阶模型（ROM）方法,耦合结构运动方程,在状态空间内建立了气动弹性分析模型,研究了70°削尖三角翼的大迎角颤振特性。研究结果显示前缘涡对该机翼颤振特性的影响不可忽略。颤振速度随迎角的增加而大幅降低,迎角α=20°时的颤振速度比α=0°时降低了22％。发现了颤振特性随迎角变化时出现的不连续现象,并揭示了该现象是由于系统颤振分支随着静态迎角的增加发生转移所致。