剪切式滑動蒙皮變后掠翼氣動特性研究.pdf

1、近些年來，隨著航空航天領域?qū)Ω咝芤约白凅w飛行器需求的增長，并且伴隨著智能材料結(jié)構(gòu)研究與仿生飛行的快速發(fā)展，可變后掠翼飛行器的研究再次迅速成為了航空航天技術(shù)創(chuàng)新領域的熱點?？勺兒舐右盹w行器采用智能變形技術(shù)，可以解決普通固定翼飛行器只能采用單一氣動布局設計的缺陷，從而改善飛行器多功能性，針對飛行各階段的不同要求改變機翼后掠角，使之適應不同的飛行狀態(tài)，達到實時最優(yōu)性能。
　　本文參考目前世界上現(xiàn)有的變后掠技術(shù)，采用了一種新型變后掠方式

2、——剪切式滑動蒙皮變后掠，通過對變后掠翼身組合體變后掠過程中不同氣動布局的實驗模型進行數(shù)值仿真，找到一種較優(yōu)的變后掠規(guī)律。主要內(nèi)容如下：
　　一、闡述了“剪切式滑動蒙皮變后掠”方案的概念，指出“剪切式滑動蒙皮變后掠”方式與傳統(tǒng)“旋轉(zhuǎn)式變后掠”方式的不同之處，在理論上找出兩種變后掠方式可能形成的氣動特性的差異，并簡單設計了“剪切式滑動蒙皮變后掠”機構(gòu)。
　　二、列出幾種常用計算空氣動力學基本方程，并進行了基本推導，找出適用本文

3、實驗所需的湍流模型。利用計算機輔助設計軟件對變后掠翼身組合體進行三維建模，通過CFD軟件對模型劃分網(wǎng)格并進行數(shù)值模擬計算。
　　三、根據(jù)數(shù)值模擬計算，得出不同后掠角布局模型在不同條件下的氣動數(shù)值。對可變后掠翼身組合體模型在各變形狀態(tài)下的氣動特性進行分析比較，找出產(chǎn)生氣動特性差異的原因。分析表明：在亞聲速飛行階段，由于壓差阻力和摩擦阻力較小，小后掠角的升阻比較大，氣動特性較好；而在跨聲速和超聲速階段，由于激波阻力的急劇上升，導致阻力

4、系數(shù)急劇增大，此時機翼后掠會延緩激波的產(chǎn)生，這對飛機高速飛行是十分有利的。
　　四、通過模擬計算傳統(tǒng)“旋轉(zhuǎn)式變后掠”方式的大后掠角翼身組合體模型流場，與“剪切式滑動蒙皮變后掠”翼身組合體的氣動數(shù)據(jù)進行對比分析，發(fā)現(xiàn)新型變后掠氣動布局在寬廣速域范圍內(nèi)均比傳統(tǒng)變后掠氣動布局具有更優(yōu)的升阻比，并找出了兩種不同變后掠方式形成氣動特性差異的機理。
　　五、最后根據(jù)前面模擬計算的數(shù)據(jù)，以及對比各氣動特性變化圖，以升阻比最佳作為約束條件，