翼身融合體飛機氣動外形設(shè)計及分析.pdf

1、翼身融合體飛機也稱飛翼布局飛機是一種新型布局的飛機，由于翼身融合體在橫向環(huán)量分布產(chǎn)生的彎矩比常規(guī)布局飛機小，可以使得飛機的結(jié)構(gòu)重量變小，翼身融合體飛機比同等級的常規(guī)布局飛機擁有有更輕的結(jié)構(gòu)質(zhì)量、更高的升阻比和更高的燃油效率。因而歐、美、俄等航空大國投入了很多資源和精力對翼身融合飛機體飛機進行研究。對于軍用翼身融合體飛機來說，其優(yōu)異的隱身性能和翼身融合飛機阻力的降低也是其頗受歡迎的另外的一個原因。
　　但是由于翼身融合體飛機去掉了傳

2、統(tǒng)意義上的尾翼，所以翼身融合體飛機的研究在相當(dāng)長的一段時間受到了其操縱穩(wěn)定性較差的制約而停滯不前，本文根據(jù)以往翼身融合體飛機的一些設(shè)計經(jīng)驗，并結(jié)合學(xué)校相關(guān)實驗條件設(shè)計了一種翼身融合體飛機，并研究翼身融合體飛機初始模型在不同風(fēng)速和迎角的情況下的氣動特性，利用CATIA生成翼身融合體飛機初始模型，由于考慮到該型飛機的具體尺寸、選用翼型以及制作重量，所以飛機的巡航速度設(shè)計為30m/s,通過風(fēng)洞實驗和FLUENT計算流體力學(xué)軟件計算得出初始翼身

3、融合體飛機模型的速度云圖和壓力云圖以及初始模型飛機周圍流場分布情況，然后根據(jù)FLUENT計算流體力學(xué)軟件得出的初始模型流場分布情況，確定4種在初始模型基礎(chǔ)上經(jīng)過改進的模型，分別為渦流器模型、翼梢小翼模型、鴨翼模型、平尾模型，研究經(jīng)過改進的4個模型氣動特性（包括升力系數(shù)阻力系數(shù)升阻比）隨速度和迎角的影響的思路是：建立精確的改進渦流器模型、改進翼梢小翼模型、改進鴨翼模型、改進平尾模型，利用風(fēng)洞實驗和CFD計算流體力學(xué)軟件計算在不同風(fēng)速迎角分