排翼布局飞行器气动性能的实验研究

通过低速低湍流度风洞实验,研究了利用排翼布局改善充气飞机采用大厚度翼型机翼带来的气动效率偏低问题。首先比较了采用不同厚度翼型的单翼与排式双翼布局的气动特性。在此基础上,为了优化排翼布局的气动特性,研究了给后翼安装偏转角对排翼布局气动特性的影响。同时,基于NACA0030翼型,设计了波纹型外形的充气机翼,比较了此外形下单翼和排翼布局气动性能的差异。实验结果表明,采用排翼布局能够改善采用厚翼型单翼布局的气动性能,而给后翼安装一定偏转角可以进一步提高排翼布局的升力和升阻比。采用波纹外形和光滑外形机翼模型的对比结果表明,波纹外形能够在大迎角时改善充气机翼的失速性能。分析认为,造成这一现象的流动机理是由于波纹型机翼在实验条件下提前由层流转捩为湍流,使失速推迟,流动分离现象有所减弱。     

伸缩翼飞机纵向飞行动力学研究

研究了可变翼展飞机在变翼展过程中的气动特性及纵向飞行动响应。首先基于多刚体系统动力学方法建立了可伸缩机翼飞机的动力学模型,进而获得了纵向飞行动力学方程;然后分析了飞机质心、质量矩、惯性矩随翼展的变化规律;最后通过实时气动力计算和纵向飞行动力学方程联立求解,获得了不同翼展下的飞机升力、阻力、力矩及纵向飞行动响应。结果表明:在相同迎角条件下,大翼展飞机的升力性能与小翼展飞机的升力性能相比有较大的优势;未加控制时机翼收缩导致飞机阻力和升力减小,飞行速度增大;为维持变翼过程的稳定飞行,需要对俯仰运动施加控制。     

扑翼飞行器带翼刀机翼气动特性实验研究

通过进行微型扑翼飞行器低速风洞试验,研究了带弯度机翼下翼面翼刀对扑翼飞行器升阻特性的影响。文中进行了带翼刀机翼和不带翼刀机翼在不同迎角下的风洞吹风试验。试验结果表明,带翼刀机翼升力系数大于不带翼刀机翼升力系数,从而证明了翼刀可以阻止机翼下表面气流展向流动,起到增加机翼升力的作用。当扑翼在小迎角飞行时,带翼刀机翼可以有效地提高扑翼的气动效率,改善扑翼的飞行性能。研究结果可为带翼刀机翼在扑翼飞行器上的应用提供技术支持。     

机翼上反角对纵向气动特性的影响研究

利用有限体积法离散求解雷诺平均 Navier-Stokes方程,计算了具有不同机翼上反角的翼身组合体构型;着重研究了机翼上反角对纵向升阻、俯仰力矩特性的影响规律;并通过展向压力分布的对比,首次从机理上对这种影响进行了探索解释,为气动布局机翼安装参数的设计提供了思路和参考.研究结果表明:由于上反角主要改变了弦向前50%部分的压力分布,所以机翼上反角越大,前缘上表面吸力峰与下表面正压力下降越多,激波向前移动越大、强度更弱,从而升力、阻力、升阻比均减小.本文在上反角小于9°范围内,上反角每增加1°,升力系数降低0.005,阻力系数降低0.0002,升阻比降低0.04,俯仰力矩导数降低0.001,典型剖面压力最小值降低1%,激波位置前移1.6%.     

昆虫飞行——非常规空气动力学

<正> 许多证据表明,昆虫飞行的机理与飞机及直升机的机理大不相同。zanker&Gotz测出了被系住的果蝇所产生的瞬时力。并发现这些力不能用常规空气动力学理论来解释。这些力也是这些果蝇使用不一般的方法来产生升力的证据。 在飞机稳态飞行时,空气在机翼上方流动比下方快。这时绕机翼周围有一纯环流。正是具有附体环流的机翼在空气中的运动产生了升力。可是,如果机翼从静止开始加速,那么它必须移动比它本身宽度长几倍的距离,才会有环流绕流机翼而产生足够的升力以使飞机达到稳态飞行。这一现象叫做Wagner效应。     

提高飞机着陆气动性能的一种新方法探索研究

提出了一种新型气动技术,其主要原理是:将机翼上表面的一部分翼面设计为活动翼面,当飞机进入降落阶段、迎角较大时,适当抬高该活动翼面,从而在该活动翼面后形成一个台阶,通过台阶中产生的稳定驻涡来控制机翼上表面的流动;与此同时,打开安装在机翼上的Gurney襟翼,可达到同时提高机翼升力和失速迎角的目的。将该技术在DLR-F4上应用,数值模拟结果表明:机翼的最大升力系数提高了17.37%;失速迎角从11°提高到13°,提高了18.18%。本文为提高飞机的着落性能探索出一种具有发展潜力的方法。     

两种椭圆翼型高速气动特性实验研究

新概念旋转机翼飞机的主机翼既能高速旋转作为旋翼,又可锁定作为固定翼,所以只能使用特殊的前后对称翼型。针对主机翼翼型的这一特殊要求,对16％相对厚度,相对弯度分别为0％和3％的两种椭圆翼型的高速气动特性进行了风洞实验研究,试验分别在中国空气动力研究发展中心FL-21风洞和荷兰代尔夫特大学TST-27风洞进行,采用表面测压和尾排型阻测量技术。试验结果的对比分析表明,有弯度椭圆翼型的升力和力矩特性优于无弯度椭圆翼型,而阻力特性和最大升阻比劣于无弯度椭圆翼型。试验结果为旋转机翼飞机主机翼翼型的选取提供了参考。     

临近空间高超声速气动布局研究

临近空间飞行器存在多种不同的布局形式,而针对不同气动布局概念之间的系统研究则相对缺乏．采用数值模拟方法,对临近空间飞行器三类典型气动布局概念--扁平升力体、翼身融合体和翼身组合体开展系统的计算与分析,通过对比不同布局的升阻特性、静稳定特性、舵效特性等,获得不同布局概念气动性能优劣的初步评估．结果表明：扁平升力体的升力和阻力比较大,升阻比最低,容积率则最大,侧向稳定性最好;翼身组合体的升力和阻力比较小,升阻比最高,容积率比较低,侧向静稳定性较差;翼身融合体布局的特性介于翼身组合体和扁平升力体布局之间．     

船用舵的改进

在航空工程的发展过程中,人们创造了多种多样增加机翼升力的有效的装置,如使用各种襟翼、前缘缝翼和边界层控制等等。近年来,关于增加机翼升力的这些方法受到造船界的重视,试图用以改进船用舵的操纵装置。 普通船用舵是一种简单和有效的操纵装置,长久以来未进行过重大的改进。但是它存在着一些严重的问题,例如当操舵角大于35°左右时,即将使舵叶失速而丧失其操纵性;     

大迎角横向流动分离控制器设计

大迎角下横向流动引起的外翼过早分离是后掠翼飞机常见的一大问题,对此提出在机翼下翼面安装分离流控制器来抑制流动分离的方案.二维计算中采用Gamma-Theta转捩模型,三维研究使用SST湍流模型,研究发现分离流控制器的设计使流过上翼面的高能气流通量增加,这些高能流体具有更强的抵抗流向逆压梯度的能力,同时阻碍了边界层向外流动,从而改善了外翼的失速性能.通过参数化设计所得的分离流控制器与原始构型相比失速迎角增加,最大升力系数显著提高,阻力系数显著减小,达到了设计目标.     

超声速薄翼錐形流问题的一种解法

本文在已有的超声速薄翼錐形流問題解法的基础上,提出了一种比較普遍适用而計算又比較簡便的方法。本文的方法是以扰动速度势函数对座标的n阶偏导数为未知函数,将問題化为解析函数的边值問題求解。利用解析函数的性貭,討論了利用留数定理来比較簡便地計算超声速后緣的三角形机翼的升力、俯仰力垣和滾轉力矩的方法。簡要討論了本文方法对十字形三角机翼問題的应用。 本文方法可以計算边界条件中齐次函数是任意齐次函数的情形,而不象某些文献中主要仅限于研究齐次函数是n-1次多項式的情形。这点在实际問題中也是有意义的,例如:具有錐形扭轉的三角机翼的一阶錐形流問題,机翼上各种操纵面的偏轉和运动問題,超声速边緣的問題以及某些升力抵消流場的問題等。 本文方法适用于比較普遍的情形:錐形流可以是一阶的,也可以是高阶的;机翼形状可以是平面形的,也可以是十字形的;边界条件可以是已知翼剖面形状,也可以是已知压力分布,或者一部分已知翼剖面形状而另一部分已知压力分布。 附录中討論了和正文有关的解析函数边值問題及其某些簡单的推广。     

飞机机翼气动外形优化设计研究

本文首先对某飞机原机翼外形进行了详尽的气动分析计算,然后确定了设计思路和方案,探讨了后掠角变化对机翼气动性能的影响,研究选定了减小外翼后掠角的机翼新平面形状,采用先进的CFD软件优化机翼的气动设计,根据不同设计思想进行了多个机翼的外形优化,包括新的翼剖面和弯扭配置,最后将优化设计结果与原机翼进行了对比,对比结果表明,以Q5-M2T和Q5-N2T为代表的优化结果取得了十分理想的改进效果,优化机翼提高了气动性能,机翼升阻比提高了20%-30%,满足了飞机载弹量增大后性能仍可以全面提高的设计要求。     

基于Busemann双翼构型的超音速导弹减阻技术研究

针对超音速飞行器在飞行过程中要承受的强激波带来的不利波阻,本文与传统单翼进行对比,分析了Busemann超音速双翼构型的减阻原理并充分利用了双翼间激波膨胀波的有利干涉和机翼厚度减小所带来的激波减弱效应。以常规气动布局的超音速导弹为研究对象,数值计算结果表明:设计巡航条件下,来流马赫数为2.5时,采用新型双翼气动布局能够使波阻减小42%。同时,为了消除非设计马赫数下Busemann双翼构型的壅塞问题,本文探索了一种转折变形翼面技术,计算结果表明:通过控制机翼前缘入口处和最大厚度处的面积比,该方案在非设计条件下能够基本消除阻力剧增问题。此外,在Busemann双翼基础上改进的上下翼非对称的超音速双翼构型可进一步改善实际有升力飞行条件下模型的气动性能,将所计算导弹模型巡航状态的升阻比提高了22%。综合以上结果表明,本文介绍的减阻技术可以为超声速导弹的研制和发展提供新的设计思路。     

激光片光流动显示技术在高机动飞机布局设计中的应用

采用激光片光流动显示技术,针对某高机动布局飞机开展大迎角流动机理研究.结果表明激光片光流动显示技术具备捕捉复杂流动结构的能力,可以清晰观察双前翼布局大迎角下机头涡、第一前翼涡、第二前翼涡以及机翼涡等涡结构的生成、发展、融合等复杂流动结构的演化,并且揭示出涡结构扫略垂尾内侧使布局航向更加安定,偏转前翼将使旋涡绕流的涡心降低,造成布局升力提高,低头力矩增加.片光流动显示结果进一步表明,布局航向安定性不足,垂尾需要沿展向外移动,为布局深化设计提供了设计依据.     

可变形儒可夫斯基翼型亚音速非定常气动力的研究

对于翼面变形速度远小于来流速度情况下的儒可夫斯翼型亚音速绕流问题,通过仿射变换将可压缩流动转换成不可压缩流动,将解析解和离散涡方法相结合计算变形机翼的不可压缩流动速度场,再利用逆变换得到变形机翼的亚音速流动速度场,进而分析非定常气动力特性,建立变形机翼的准定常升力系数和非定常附加升力系数在可压缩和不可压缩两种状态下的简单近似对应关系。计算结果显示变形机翼的非定常气动升力近似等于准定常计算结果叠加上虚拟质量力导致的非定常附加升力,该非定常附加升力随翼型变形速率呈线性关系,由机翼当前时刻飞行姿态、翼型及其变形速率确定,与具体变形历史过程无关。低来流马赫数时虚拟质量力导致的非定常效应显著,高亚音速流动时准定常升力起主导作用。同时还分析了不同马赫数下机翼往复变形过程中升力的变化特性,指出尽管高亚音速变形机翼的气动升力近似等于准定常气动升力,但不能忽视非定常附加升力的影响,非定常附加升力将导致完成往复变形需要外界输入正比于Ma∞/[(1-Ma2∞)]的功。     

一种新型外挂物动力学计算模型

翼下外挂物是现代作战飞机的必不可少的装备,由于其非线性环节多,一般的有限元模型不能很好地反映它的动力特性.本文通过计算和试验研究,探索出一种新的外挂物建模方法,并用于某型飞机机翼带外挂物振动特性计算.实践表明,这种外挂物有限元模型是适合工程应用的简洁明了的模型.     

高速小展弦比机翼颤振的微分求积法分析

引入微分求积法,分析高速小展弦比机翼的气动弹性问题。将小展弦比机翼等效为悬臂板,基于一阶活塞气动力理论建立机翼颤振偏微分方程,采用微分求积法将偏微分方程转化为常微分方程,根据频率重合理论对颤振问题进行求解。分析了机翼的固有频率及颤振速度,并与有限元软件计算结果进行比较,误差在2％以内,很好的验证了微分求积法求解小展弦比机翼颤振问题的有效性。分析了机翼面积、展弦比及厚度对颤振速度的影响,结果表明,小展弦比机翼的颤振速度受结构尺寸的影响较大,颤振速度随面积和展弦比的增大而减小,随机翼厚度的增大而增大。     

孤帆一片日边来——漫谈船、鸟、飞机的"帆"

简述在不同风向情况下,“帆”的受力状况,分析从船上的“帆”到鸟羽翼、飞机机翼上加“帆”的助航原理.     

雷诺数对运输类飞机气动特性影响的试验研究

开展了某背景飞机的高低速变雷诺数风洞试验,并对试验结果进行了分析;结合国外的一些变雷诺数风洞试验结论,给出了大展弦比运输类飞机雷诺数对升力、阻力以及俯仰力矩特性的影响规律。试验研究表明:升力特性方面,在中小迎角下,随着雷诺数增大,迎角相同时升力增加,大迎角时最大升力系数增大,失速迎角增大;阻力特性方面,随着雷诺数的增大阻力减小,并且最小阻力系数随着雷诺数对数的增加基本呈线性减小;俯仰力矩特性方面,随着雷诺数增大机翼后部载荷增大,低头力矩增大,稳定性增强。除此之外,文中还从雷诺数对气动特性影响机理角度出发,分析了这些规律形成的原因。     

飞行器的升力、阻力及升力与环量定理的起源

本文介绍了空气动力学中几个基本概念与定律的起源。其中,升力与阻力分别是空气对物体作用力的两个方向上的分量,它们均是由空气与物体的相对运动而产生的,并与该运动速度的平方成正比。库塔儒可夫斯基升力环量定理给出了翼型升力与翼型绕流之间的关系,开启了20世纪早期各国对翼型性能的研究。同时,鉴于理想流体圆柱绕流无阻力的理论结果与实验观察存在的矛盾开始激发人们对黏性流体运动的研究兴趣,并由此诞生了纳维斯托克斯方程组。而后普朗特提出边界层概念,巧妙解决了局部流动与整体流动的关系问题。针对大展弦比直机翼,普朗特又提出了基于升力线假设的升力线模型,并根据翼型气动数据得到三维机翼的气动性能。