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依据CCAR-25部偏航机动的设计准则,研究了螺旋桨滑流对垂尾载荷设计的影响.以T型尾翼布局、桨叶右旋的某支线客机为例,分析了螺旋桨滑流对飞机气动特性的影响:拉力系数越大,则滑流对飞机侧向力系数和偏航力矩系数的影响越大;在负侧滑时,滑流对飞机气动特性数据的影响显著;正侧滑时,滑流对飞机气动特性的影响较小.基于飞行力学六自由度非线性微分方程,开展了有/无滑流影响情况下偏航机动仿真和垂尾载荷设计.结果表明:螺旋桨滑流使得飞机的响应幅值增大,算例飞机的垂尾侧向力、弯矩和扭矩限制载荷分别增大5.21%、8.21%和4.85%. 相似文献
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采用一个典型的双垂尾鸭式布局模型,利用CFD手段对垂尾导致大迎角升力减小现象的机理进行了研究。发现在低速大迎角条件下,前体脱体涡在机身后体诱导出向外的速度分量,致使垂尾处于"侧滑"气流中,增大了垂尾内侧压力,与此伴生的逆压梯度,削弱了前体涡强度和稳定性,从而使飞机升力减小。根据这一发现,设计了减小垂尾面积、垂尾前缘内偏和变化外倾角3种改善措施。通过风洞试验验证,减小垂尾面积和垂尾前缘内偏具有明显的改善大迎角升力特性的效果。 相似文献
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小展弦比飞翼布局作战飞机偏航轴飞行品质评定 总被引:1,自引:1,他引:0
依据MIL—STD—1797A飞行品质规范,对小展弦比飞翼布局作战飞机的偏航轴飞行品质进行了评定研究。评定结果表明:由于构型的原因,飞翼布局飞机本体的稳定特性和阻尼特性都较差,因此飞行控制系统对其动态响应特性的调节作用更加明显。稳态配平特性主要受构型的影响,飞翼布局飞机一般不能完全满足飞行品质的要求。由于可控性的设计要求需采用多操纵面的组合操纵,控制分配技术导致某些现有的品质准则需要修改。小展弦比飞翼布局飞机取消了垂尾(方向舵)并采用了新型操纵面(ICE),在某些情形下对偏航轴操纵效能的需求与常规飞机相比存在较大的差异。总之,在飞翼布局作战飞机的构型设计、飞控系统设计以及飞行品质评定条款的制定、实施中,均需考虑这些新的飞行品质特性。 相似文献
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对边条翼双垂尾布局模型的流场进行了激光片光源显示实验研究。实验在西北工业大学NF-3风洞三元实验段进行。实验记录了沿机身轴向从边条到垂尾后缘共8个剖面位置的流动状态。测试迎角范围10°~35°,风速4m/s。通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与前期双垂尾抖振实验获得的模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现:垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关。从而得出结论:边条涡破裂是引起边条翼布局双垂尾抖振的主要原因。 相似文献
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本文采用非结构网格N-S方程数值模拟技术对单发动机飞机喷流进行数值模拟。对比实验数据。证明数值模拟方法实用、正确。在此基础上,给出喷流存在条件下前置垂尾、后置垂尾两种布局的飞机后体阻力系数差异: 相似文献
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边条翼布局双垂尾抖振特性与机理风洞实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对两种平面形状的边条翼布局模型分别作了双垂尾抖振实验和涡流场激光片光源显示实验研究。抖振实验测量了两种模型双垂尾的翼根弯矩响应和翼尖加速度响应,涡流场显示实验记录了两种模型上典型位置上的涡流场发展状态。通过边条涡流场随迎角的发展和破裂特性与模型垂尾抖振响应特性的对比分析发现:(1)垂尾翼根弯矩、翼尖加速度响应随迎角的变化均与边条涡的发展状态、是否破裂以及破裂程度密切相关;(2)主翼后掠角较大的情况下,机翼前缘涡与边条涡相互干扰,不但加快了涡的破裂使得双垂尾抖振起始迎角减小,而且使得垂尾的抖振响应较大。 相似文献
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在北航的水槽和风洞中进行了加装翼刀的75°后掠双立尾/三角翼的立尾抖振实验,目的是研究翼刀对立尾抖振的影响。采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验翼刀对立尾抖振减缓的效果。流动显示的实验结果表明三角翼前缘涡涡核从翼刀上方经过时,会提前破裂,这在一定程度上减弱了前缘涡。激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在28°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,B1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无翼刀的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善。立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,频谱分析也能得到前缘涡提前破裂的结论,前缘涡的提前破裂起到了减缓立尾抖振作用。 相似文献
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为了研究鼓包对立尾抖振的影响,在北航的水槽和风洞中进行了在机翼头部放置了鼓包的75°后掠双立尾-三角翼的立尾抖振实验,采用了流动显示、立尾表面动态压力测量、激光测立尾顶部加速度的实验来检验鼓包对立尾抖振减缓的效果。流动显示的实验结果表明三角翼机翼头部加上鼓包后,前缘涡涡核会发生弯曲和扭转,这在一定程度上减弱了前缘涡。激光测立尾顶部加速度实验的结果表明,在25°到48°这段立尾抖振比较显著的迎角范围内,A1立尾位置的立尾抖振强度曲线比无鼓包的曲线数值上有明显的减小,抖振得到一定的改善。立尾表面动态压力的脉动强度也有明显的减小,前缘涡涡核的弯曲和扭转起到了减缓立尾抖振的作用。 相似文献
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螺旋桨飞机俯仰力矩特性改进方法 总被引:2,自引:0,他引:2
螺旋桨滑流对飞机各部件的气动干扰造成飞机的俯仰力矩特性恶化,危害飞行安全。开展螺旋桨滑流对螺旋桨飞机俯仰力矩特性的影响机理研究和螺旋桨滑流作用下螺旋桨飞机俯仰力矩特性改进方法研究十分重要。采用动态重叠多块结构网格,通过求解非定常雷诺平均可压缩Navier-Stokes方程,数值模拟了某螺旋桨飞机不同拉力系数下降落构型的绕流流场。结果显示螺旋桨滑流对机翼、平尾的气动干扰是导致飞机俯仰力矩特性恶化的主要原因,改进螺旋桨飞机俯仰力矩特性的关键是改进其平尾的升力特性。以拉力系数等于0.4时的降落构型为优化对象,开展了俯仰力矩特性的改进方法研究,包括降低平尾高度、改变平尾上反角、抬高螺旋桨轴线等方法。研究发现在不增大机翼对平尾整体下洗强度的前提下,减小平尾和螺旋桨轴线的垂向距离,可以明显地改善螺旋桨飞机的俯仰力矩特性。 相似文献
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双垂尾对边条翼布局大迎角升力影响机理研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对边条翼双垂尾布局的垂尾导致大迎角升力减小现象的机理进行了研究。采用CFD方法分析一个类似于F-22战斗机的模型,发现在低速大迎角条件下,脱体涡流经垂尾外侧;垂尾下部附近气流方向向后并向外;垂尾外侧存在低压区,而垂尾内侧和垂尾间的机身上表面存在高压区。认为脱体涡在垂尾外侧表面产生吸力,在涡核下方诱导出向外的速度分量,致使垂尾处于侧滑气流中,从而使其表面压力内高外低,除了产生指向外侧的法向力外,也传递内侧高压至机身上表面。外倾垂尾上向外的法向力和机身上表面的高压区,是减小大迎角升力的直接原因。 相似文献
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基于西北工业大学高亚声速平面叶栅风洞,测量了维氏收缩段的出口流场,发现其方向场品质较差,相比速度场和总压场,核心区沿周向减小了15%。对四种收缩段进行数值模拟后,对比了收缩段的出口核心区、均匀性及分离特性,发现维氏曲线在前部收缩,进口收缩过急引起旋涡,但出口稳流段较长,因此出口均匀性更好。双三次曲线在后部收缩,主流区顺压梯度更大,因此附面层更薄,气流偏角更小,分离特性更好,但出口过冲更大。现有维氏收缩段的三维结构在拓宽核心区同时对气流扰动较大,恶化速度场与方向场,气流偏角增加最大达43%。进口管径对双三次收缩段的流场特性影响不大。 相似文献
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针对某双体飞机颤振特性复杂的问题,本文采用片条理论修正后的偶极子网格方法,建立了双体飞机非定常气动力模型,同时基于地面振动试验建立了不同机身刚度双体飞机等效梁模型。通过有限元方法,分析了机身刚度对双体飞机结构动力学的影响,同时通过求解耦合得到的频域方程,探究了机身刚度对双体飞机颤振的影响规律。研究结果表明,机身截面垂向刚度对机身一阶垂直对称弯曲模态、机身一阶垂直反对称弯曲模态与平尾滚转模态频率影响较大。机身截面垂向刚度降低到原设计刚度67%时,机身反对称弯曲模态对平尾扭转效应增强,机身一阶垂直反对称弯曲模态、平尾滚转模态与平尾一阶垂直反对称弯曲模态耦合,双体飞机在269.34 m/s时发生颤振,颤振频率为37.2 Hz。 相似文献