小展弦比高效率氣動布局研究.pdf

1、為了提高小展弦比飛機的氣動效率，本文從飛機布局發(fā)展的歷史角度，考察了為提高氣動效率所能采取措施，結(jié)合小展弦比機翼的氣動特性，提出了減小浸濕面積、增大浸濕展弦比以減小熵增阻力；采用展向載荷近橢圓分布設(shè)計，提高展向效率因子，減小誘導(dǎo)阻力的兩種解決途徑。利用面元法進(jìn)行展向載荷設(shè)計，計算空氣動力學(xué)方法進(jìn)行阻力的細(xì)致分析。同時，通過對國外研究結(jié)果的分析，提出翼梢小翼作為進(jìn)一步減小誘導(dǎo)阻力、提高氣動效率的手段是可行的。圍繞以上研究內(nèi)容，做了以下工作

2、： 1、分析了依據(jù)Caylay原則設(shè)計的傳統(tǒng)飛機布局形式在改善氣動性能上的機身限制因素。從飛機布局發(fā)展歷史的角度，跟蹤研究了全升力飛行器概念，著重分析了升力機身概念及其進(jìn)而發(fā)展的融合升力機身概念，研究表明，在相同的裝載空間下，升力機身可有效減小浸濕面積，減小摩擦阻力，使展向載荷分布更加合理。同時，分析了小展弦比飛行器的氣動特點和設(shè)計難點。針對小展弦比布局誘導(dǎo)阻力較大的問題，提出利用融合升力機身概念實現(xiàn)展向載荷近橢圓分布也可有效

3、減小誘導(dǎo)阻力。 2、通過對計算空氣動力學(xué)的發(fā)展歷史和現(xiàn)狀的分析，從應(yīng)用計算空氣動力學(xué)的角度，對當(dāng)前所應(yīng)用的方法進(jìn)行了評述。通過對美國航空航天協(xié)會空氣動力學(xué)阻力預(yù)測工作組三次阻力預(yù)測結(jié)果得出的當(dāng)前計算空氣動力學(xué)應(yīng)用情況的分析，以及作者在超音速減阻上的應(yīng)用經(jīng)驗，獲得在飛機氣動布局概念設(shè)計階段，利用計算空氣動力學(xué)方法來實現(xiàn)與評價布局設(shè)計思想，確定了本文研究應(yīng)采用的應(yīng)用計算空氣動力學(xué)的研究思路，即，在附著流動情況下，通過比較各種布局形

4、式氣動力的相對量來判斷布局形式的優(yōu)劣的設(shè)計方法。 3、介紹了本文所用的計算空氣動力學(xué)方法，并通過國際上普遍采用的三個翼型、機翼和翼身組合體數(shù)值計算驗證模型進(jìn)行了驗證，表明了本文所用方法能較好地得到與物理現(xiàn)象相一致的流場，而且有一定的空氣動力計算精度，對把握布局之間的相對量的差異有足夠的能力。通過對遠(yuǎn)場阻力分解計算方法的驗證及與壁面積分法結(jié)果的對比表明，該方法有一定計算精度，使得對產(chǎn)生阻力的物理機制和阻力分布有更深入的認(rèn)識，從而

5、在布局設(shè)計時，能有效地針對形成阻力的不同物理機制，采取相應(yīng)的措施，、達(dá)到減小相對應(yīng)的物理阻力分量的目的。 4、利用面元法對布局的展向載荷分布進(jìn)行了設(shè)計。非融合升力機身布局展向載荷能實現(xiàn)近橢圓分布，優(yōu)于傳統(tǒng)布局形式，但設(shè)計理想的展向載荷分布時，很難通過調(diào)整翼身結(jié)合處當(dāng)?shù)叵议L和幾何扭轉(zhuǎn)角來實現(xiàn)，融合升力機身布局很好地解決了這一困難。 5、應(yīng)用計算空氣動力學(xué)方法，著重分析了布局誘導(dǎo)阻力、熵增阻力、總阻力和氣動效率及俯仰力矩

6、特性。從誘導(dǎo)阻力上看，可以通過展向載荷的近橢圓分布設(shè)計來達(dá)到減小小展弦比布局較大的誘導(dǎo)阻力的目的。從熵增阻力上看，能通過升力機身設(shè)計有效減小浸濕面積從而減小熵增阻力，減小傳統(tǒng)布局形式機身所帶來的氣動力負(fù)擔(dān)?？傋枇w現(xiàn)在氣動效率上，因為升力機身設(shè)計在減小誘導(dǎo)阻力和熵增阻力上得到的好處，使得其氣動效率較高。從工程應(yīng)用實際看，融合升力機身布局是較理想的布局形式。 6、分析了翼梢小翼減小小展弦比飛機誘導(dǎo)阻力的潛力及其設(shè)計方法。提出翼梢