基于前缘合成双射流的飞翼布局纵向气动控制特性研究

为兼顾飞翼布局飞行器的隐身性和气动操控性,提出了一种基于合成双射流的飞翼布局纵向气动控制技术,研究其对小后掠飞翼布局大攻角下的气动操控能力。采用数值模拟方法,分析了前缘阵列式合成双射流与不同攻角飞翼布局流场的相互作用,探究其对飞翼布局纵向气动特性的影响,最后对比了传统合成射流控制,突出了其优势。结果表明:前缘阵列式合成双射流可有效提高大攻角升力、减小阻力,增大升阻比,同时还会使俯仰力矩出现非线性变化,具备大攻角滚转姿态操控能力;合成双射流在前缘形成周期性涡结构,增强了边界层底部低速流体与主流的动量交换,提高了边界层抗逆压梯度的能力;攻角8°~10°时,合成双射流可完全抑制前缘分离,但攻角10°时,在靠近后缘处形成分离区,使升力略有减小;攻角12°时,合成双射流可推迟流动分离,分离线移动至机翼中段;攻角14°~16°时,合成双射流虽然仅可有效抑制靠近展向分离起始位置处的流动分离,但同时也增加了分离区内的流动能量,有效提高升力;攻角18°时,吸力面近乎完全分离,合成双射流虽未能有效抑制分离,但会使前缘吸力峰值回升,仍有增升、减阻的效果;与合成射流相比,合成双射流控制产生的气动变化量更大,更具应用潜力。

翼型气动性能改进的实验研究

This paper presents the experimental investigations of NACA0012 airfoil aerodynamiccharacteristics improvement by airfoil tail tailoring (30% chord part ) in low speed windtunnel. Experiment Renolds number range is 4.9x 10~5 to 6.5x10^5, and the angle--of--attackrange is -12° to 12°. The comparisons of experimental results show that: tail tailoring canincrease both airfoil lift and lift--to--drag ratio in the positive angle--of--attack range; it candecrease airfoil drag in the negative angle--of--attack range.

发动机位置对大型运输机动力增升效能的影响研究

参照C-17运输机,建立了外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型。采用多块结构化网格技术,基于RANS方法,分别对高升力构型和轴对称发动机动力喷流进行了数值模拟验证,在此基础上开展了发动机短舱位置和喷流方位对动力增升效能的影响研究并总结其设计原则。计算结果表明,短舱垂直位置对动力增升效能影响最为显著,发动机每下沉100 mm升力至少损失0.1。为获得理想的动力增升效果,发动机短舱应在避免巡航状态喷流直接冲刷机翼下表面的前提下尽可能地靠近机翼。发动机水平位置主要影响中等以上迎角的气动力特性,短舱前伸有利于喷流进入缝道并且存在兼顾最大升力系数和失速和缓特性的最佳前伸量。发动机负的安装角每增加1°,升力可增加0.1以上,适当给定负的发动机安装角可使得尾喷流向上倾斜从而被襟翼完全阻挡。通过改变发动机位置,在起到更好的动力增升效果的同时,通常都伴有低头力矩增大,压力中心后移,以至于全机安定性增加的同时平尾配平的负担也相应增加。

喷流流动控制增升效应数值模拟

飞机的增升系统是影响其起降性的重要因素,为了研究飞机下表面喷流流动控制增升效应,采用数值模拟方法与结构网格求解不可压Navier-Stokes方程,对NACA0012翼型和机翼进行研究。通过改变喷气口的参数来研究其对翼型和机翼气动特性的影响。对于翼型,主要研究喷气口速度和位置对翼型气动特性的影响;对于机翼,主要研究喷气口区域沿展向分布和喷气速度对机翼气动特性和能量利用率的影响。计算结果表明:采用喷气控制可以获得较好的气动特性,增升效果也比较明显,控制效果和上述几个参数均有一定关系。本次研究为机翼喷气口设计以及机翼局部喷气控制展向分布的选取提供了依据。

后缘锯齿襟翼对翼型气动特性的影响研究

针对在翼型后缘增加锯齿襟翼与格尼襟翼的差异性,以及二者对翼型的空气动力特性有何改善等问题,在某民用运输机机翼翼型下表面后缘处增加锯齿襟翼,对其进行了空气动力特性试验和计算。结果表明,增加一定高度的后缘锯齿襟翼,能够减弱和改变翼型下表面后缘处气流的流动,从而减少和改变翼型下表面尾涡的涡量和涡量变化率,达到增加翼型升力、减小翼型阻力的目的。