机身边条对双三角翼飞机升力特性的影响

通过低速风洞测力试验和七孔探针对空间流场的测量,研究了机身边条对双三角翼飞机升力特性的影响,并分析了机身边条的增升机理。研究表明机身边条在攻角12°以后使升力有了很大提高,这是由于机身边条产生的边条涡在一定迎角下与内翼涡相互诱导、相互作用,内翼涡使边条涡向机翼内侧移动,而边条涡则将内翼涡向外推,并使内翼涡的强度增大,两者的作用提高了双三角翼内翼上的涡升力,起到增升的作用。     

前后掠翼鸭式布局中鸭翼涡的流动机理

基于前后掠鸭式布局的简化模型,通过求解雷诺平均N-S方程,模拟了前后掠鸭式布局的绕流结构,得到了不同布局下鸭翼的升力系数曲线.通过空间流线图,分析了单独鸭翼漩涡的发展特点,以及不同布局中鸭翼涡与机翼前缘涡的干扰机理.结果表明:在后掠翼鸭式布局中,鸭翼涡在大迎角时受到机翼前缘涡的有利干扰,增大了鸭翼的升力系数,提高了失速迎角;在前掠翼鸭式布局中,鸭翼的最大升力系数有所提高,失速迎角基本保持不变.     

具有离体涡的边条布局的低速气动力数值计算

使用等效集中涡和输入涡来模拟边缘离体涡的涡格法,在本文中应用到边条机翼布局的气动力计算中。在进行边条机翼的“混合流型”的气动力计算时,对边条采用了产生离体涡的计算模式,在主翼上则采用了附着流动的计算模式。使用这种方法,对两组边条布局进行了计算,计算结果与实验数据进行了比较。     

基于数值风洞的鸭翼-前掠翼布局涡干扰特性研究(英文)

基于高性能数值风洞,在低雷诺数下对前掠翼布局中鸭翼涡和主翼涡之间的干扰机理进行了研究,着重研究了前掠翼鸭式布局中鸭翼位置对纵向气动特性影响的机理,发现鸭翼和主翼之间的气动力干扰与相互的耦合作用在全机的升力特性和稳定性方面做出了很大的贡献。随着鸭翼的引入,可以从根本上改善主翼表面的流态,由它产生的自身脱体涡涡系对主翼涡系能够产生有利干扰,可以有效的控制边界层的气流分离。中小迎角时,其气动特性的提高主要取决于鸭翼和主翼的相互位置;而大迎角飞行时,则还与主翼和鸭翼自身产生涡系的强度、位置、破裂早晚以及相互的控制力有关等。并展开速度矢量图、空间流线图以及压力云图对其不同的气动布局和涡系进行了分析.     

近耦合鸭式布局鸭翼展向零质量射流控制技术实验研究

结合鸭式布局和机翼展向吹气的优点,采用鸭翼展向零质量射流间接涡控技术提高战斗机大迎角和过失速机动性能。其主要利用鸭翼涡与主翼涡之间的有利干扰,零质量射流直接增强鸭翼涡,同时间接增强主翼涡。本文利用低速风洞测力测压实验,研究展向零质量射流对近耦合鸭式布局增升影响规律。在不同雷诺数下,通过改变零质量射流的频率来揭示零质量射流与鸭式布局气动力之间的关系。本研究为新一代战斗机研制提供一定的技术储备。     

带边条后掠翼融合体隐身布局的应用研究

应用棱边边条和小展弦比大后掠角机翼融合设计，使边条涡稳定机头的脱体涡改善机翼根部流场；同时合理配置前翼，使鸭翼产生的涡流流经机翼时，加强了机翼上表面的主体涡流强度，推迟了机翼表面流态分了，提高了机翼的非线性升力。特别在大攻角时，边条涡处在机翼上表面与鸭翼自由涡和机翼主体涡相干涉，形成了三涡一体的非线性升力，极大地改善了全机的流动特性。经实验证明，该布局提供的方案，具有与同类普通布局为高的升力线斜率     

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。     

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。     

前掠翼根部流动分离的控制

 在风洞和水洞中研究了机翼根部修形、活动边条、固定边条、边条襟翼和链接边条在控制前掠翼根部流动分离方面的作用。分析了上述措施对机翼流动的干扰机理及其对气动性能的影响。研究结果表明,各种措施对控制前掠翼根部流动分离均有明显效果,可提高大迎角升阻特性,改善纵向力矩特性和配平能力。固定边条和边条襟翼还可改善中小迎角的升阻性能,链接边条和边条襟翼则可使失速性能提高。加鸭翼后上述气动收益更加明显。     

翼身组合体大迎角前体非对称涡流动性态研究

在亚临界流动范围内,对于带有鸭翼、机翼的翼身组合体,在其头尖部带有确定扰动的条件下,研究模型大迎角下的非对称背涡结构及其气动力特性随扰动周向角的演化规律。通过对模型表面的压力分布和侧向力分布分析,结合流场显示结果,表明翼身组合体绕流中鸭翼前各截面均处于非对称二涡区,头部截面侧向力分布随头尖部滚转而呈现出双稳态特性,鸭翼和机翼上方的流动在大迎角下处于完全分离流动状态,从而使得模型上鸭翼之后的截面侧向力接近为零。     

前掠翼纵向气动特性的实验研究

本文基于风洞测力、测压、等试验结果,研究了前掠翼的气动力特点,并与相应的后掠翼做了比较。研究了改进前掠翼根部流动的措施和改进后的收益。在低速情况下,根部适当后掠可以较好地改善前掠翼根部的流动,获得较大的气动力收益。配置鸭翼可以进一步改善前掠翼根部的流动,得到更大的升阻比。例如,根部适当后掠的前掠翼（整流翼）配置鸭翼以后,C_y=0.5时的升阻比可比边条后掠翼配置鸭翼（两种布局升力面面积相等）的升阻比提高24％。 前掠翼在跨音速有较小的零升阻力和诱导阻力。当M_α=1.1,α=6°时,前掠翼的诱导阻力要比后掠翼的小12.5％。低速时改善根部流动的措施在跨音速时仍然有效。前掠翼以及根部适当后掠的前掠翼（整流翼）配置合适的鸭翼,也可使前掠翼的高速性能得到较大改善。     

Investigation of Vortex Interaction in Canard-FSW Configurations Based on the Numerical Wind Tunnel Method

The vortex interference mechanism on low Reynolds number between the canard and main wing of the canard-forward sweep wing (Canard-FSW) configurations is simulated numerically by employing the numerical wind tunnel method. The variations of aerodynamic characteristics of Canard-FSW configurations with different positions of the canard are investigated, finding that the aerodynamic interference and mutual coupling effect between the canard and main wing have made great contributions to the lift and stability characteristics of the whole aircraft. Canard can radically improve the surface flow pattern of the main wing. And its own vortex can have a favorable interference on the main wing and can effectively control the airflow boundary layer separation. At small angles of attack, the aerodynamic characteristics are sensitive to the positions of the canard and the main wing, but at high angles of attack, the aerodynamic performances of the configuration are not only related to the shape of the canard (forward or backward), but also with the size of control force as well as the features of the vortices generated above the main wing and the canard. The different configurations and vortices are illustrated using the velocity vector, streamlines and pressure contours.     

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.     

翼吊发动机短舱对三维增升装置的影响及改善措施研究

运用数值模拟方法,结合风洞试验数据,研究了翼吊发动机短舱对于增升装置气动性能的影响以及在发动机短舱的不同位置安装涡流片进行流动控制的效果.结果表明:翼吊发动机短舱挂架与机翼前缘结合处的缝翼缺口及大迎角时绕过短舱的分离气流会对三维增升装置造成不利影响,其主要表现为在主翼上方形成一个很大范围的低速流动区.在发动机短舱适当位置安装涡流片能明显改善增升装置的气动性能.主要机理在于:涡流片在大迎角时产生的强漩涡能向低速区内注入能量,搅动该区域的流动,从而减小低速流动区的范围.但是涡流片的位置必须进行优化,在不适当的位置安装涡流片会进一步恶化增升装置的气动性能.     

鸭翼位置对前掠翼气动特性的影响

本文依据在低速风洞所取得的测力、油流观察及旋涡测量结果,研究了前掠翼鸭式布局的鸭翼位置对气动性能的影响机理。研究表明,鸭翼位置对气动性能的影响是极为显著的。前掠翼鸭式布局大迎角性能的提高取决于鸭、主翼前缘涡的相对位置及其相互控制,也就是它们间的相互干扰。文中根据前掠及后掠鸭翼与主翼组合的实验结果,提出了采用鸭式布局时鸭、主翼应具有的平面形状及它们的相对位置。文中还对双前掠翼布局提出了一些看法。     

近耦合鸭式布局鸭翼展向吹气涡控技术数值模拟研究

采用鸭翼展向吹气间接涡控技术,对后掠角为50°的主翼和鸭翼气动布局进行数值模拟,给出不同吹气动量系数下的数值模拟结果,建立了鸭翼吹气动量系数与布局气动力系数之间的关系。并针对该布局模型,将风洞测力、测压以及水洞流动显示试验结果与数值模拟结果进行了详细的分析比较,结果表明,对鸭翼实施展向吹气技术,确实可以延迟和控制主翼涡破裂、增大升力的效果,在大迎角下把鸭翼作为涡发生器对主翼进行控制是可行的,计算结果与试验结果定性上是吻合的,是可以模拟这种复杂流场的。