双尾撑倒V尾无人机气动特性及静稳定性计算分析

在双尾撑无人机上配置倒V 形尾翼，其夹角会影响全机的气动特性和静稳定性。提出一种双尾撑倒V形尾翼布局，采用数值方法与U 形尾翼布局进行对比分析；对倒V 形及U 形尾翼布局的计算模型进行校核和验证，分析两种布局在不同迎角和侧滑角下的纵向、横向和航向气动特性及静稳定性。结果表明：倒V 形尾翼可减小浸润面积，使全机升阻比提高2.2%，增大了尾翼失速迎角，但横向静稳定度明显下降；当尾翼夹角小于90°时，倒V 形尾翼能够增强全机横向稳定性，夹角增大也会使航向静稳定度略有降低，而纵向静稳定度有一定增强。     

应用协同射流原理的旋翼翼型增升减阻试验研究

协同射流技术作为一种新型主动流动控制技术,是突破旋翼翼型高增升减阻设计的最有潜力的发展方向之一。以 OA312 旋翼翼型作为基准翼型,研制微型涵道风扇组为驱动的旋翼翼型 CFJ 风洞测力模型,开展基于前缘高负压零质量内循环协同射流原理的旋翼翼型高增升减阻低速风洞试验,研究吹气口大小、吸气口大小和上翼面下沉量等基础参数对增升减阻的影响规律,探讨 CFJ 旋翼翼型关键参数最佳取值。结果表明：与OA312 基准翼型相比,小攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著降低阻力系数,甚至出现“负阻力”现象,实现了零升俯仰力矩基本不变;大攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著提升最大升力系数和失速迎角,其中,最大升力系数可提升约 67.5%,失速迎角推迟了近 14.8°。