融合式翼梢小翼升阻特性及參數(shù)優(yōu)化研究.pdf

1、學(xué)校代碼：10406分類號：V211.3學(xué)號：130085232008南昌航空大學(xué)南昌航空大學(xué)碩士學(xué)位論文（專業(yè)學(xué)位研究生）融合式翼梢小翼升阻特性融合式翼梢小翼升阻特性及參數(shù)優(yōu)化研究及參數(shù)優(yōu)化研究碩士研究生：羅越導(dǎo)師：王琦教授申請學(xué)位級別：碩士學(xué)科、專業(yè)：航空工程所在單位：飛行器工程學(xué)院答辯日期：2016年6月授予學(xué)位單位：南昌航空大學(xué)I摘要翼梢小翼是一種先進(jìn)的增升減阻技術(shù)，它能夠有效地減小飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力，提高的飛機(jī)的升阻比，從而降低飛

2、機(jī)的油耗。對于民航客機(jī)而言，加裝翼梢小翼能夠有效地降低航空公司的運(yùn)營成本，提高經(jīng)濟(jì)性。但翼梢小翼由多個設(shè)計(jì)參數(shù)構(gòu)成，每個參數(shù)均對飛機(jī)的升阻特性產(chǎn)生影響，研究翼梢小翼參數(shù)對升阻特性的影響，具有科學(xué)和現(xiàn)實(shí)意義。本文主要工作內(nèi)容及研究結(jié)果如下：1.以融合式翼梢小翼作為研究對象，參考“長牛角”飛機(jī)的機(jī)翼構(gòu)建基本平直翼，在基本平直翼上加裝融合式翼梢小翼。利用數(shù)值模擬法，分別就是否加裝翼梢小翼對機(jī)翼升阻特性進(jìn)行了比較。結(jié)果表明，機(jī)翼加裝翼梢小翼會增

3、大摩擦阻力，但由于翼梢小翼具有阻擋機(jī)翼下翼面往上翼面繞流的端板作用，以及具有耗散翼尖渦強(qiáng)度的作用，減小了機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力，從而降低了總阻力；同時，翼梢小翼能夠產(chǎn)生側(cè)向力，側(cè)向力的一部分分力可增加機(jī)翼升力，從而使得加裝翼梢小翼之后，機(jī)翼的升阻比得到有效地提高。2.對于翼梢小翼各個參數(shù)變化對機(jī)翼升阻特性的影響規(guī)律進(jìn)行研究。針對翼梢小翼的5個基本構(gòu)成參數(shù)，首先構(gòu)建一個翼梢小翼基礎(chǔ)構(gòu)型，在此構(gòu)型基礎(chǔ)上，分別研究每個參數(shù)的變化對機(jī)翼升阻比及誘導(dǎo)阻力

4、影響的變化規(guī)律。結(jié)果表明，各參數(shù)的變化都會影響機(jī)翼的升阻特性，但影響程度不一。3.對于翼梢小翼各參數(shù)對機(jī)翼升阻特性影響的主次順序進(jìn)行了研究。采用正交試驗(yàn)法，構(gòu)建融合式翼梢小翼正交試驗(yàn)?zāi)Ｐ停瑢σ砩倚∫砀鲄?shù)變化對機(jī)翼升阻比的影響力進(jìn)行研究。研究表明，影響力由大到小的順序分別為：安裝角、外傾角、高度、后掠角、尖削比。其中安裝角、外傾角、高度三個參數(shù)對升阻比影響相對較大，且三者之間影響效果很接近。利用正交試驗(yàn)法，最終得到翼梢小翼最優(yōu)參數(shù)構(gòu)型。