發(fā)布時間：2017-12-26 23:29

  本文關(guān)鍵詞：大型水陸兩棲飛機吹氣襟翼設(shè)計與分析驗證　出處：《航空動力學(xué)報》2016年04期 　論文類型：期刊論文

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【摘要】：針對大型水陸兩棲飛機的使用特點和指標(biāo)要求,以原型機翼為基礎(chǔ),重點開展機翼附面層控制增升裝置設(shè)計技術(shù)研究,設(shè)計了附面層控制的吹氣襟翼方案.采用計算流體動力學(xué)方法作為初步設(shè)計的評估手段,全面分析評估了設(shè)計方案的氣動力特性和流場結(jié)構(gòu),最后通過風(fēng)洞試驗驗證了該方案的增升效果.結(jié)果顯示該設(shè)計方案在較寬的吹氣動量系數(shù)范圍內(nèi),最大升力系數(shù)均有不同程度的增幅,在吹氣動量系數(shù)約為0.2左右時,獲得最大的升力系數(shù)增量約為1.0,按照原型機的滑流影響規(guī)律推算,當(dāng)采用吹氣襟翼的主動流動控制方案后,起降速度能下降約30%,達(dá)到了設(shè)計指標(biāo).
[Abstract]:According to the requirements of the characteristics and indexes of large amphibious aircraft, with the prototype wing based on the boundary layer control design technology research of lift device, the design scheme of boundary layer blowing flap control. Using the method of computational fluid dynamics as a preliminary evaluation of the design method, comprehensive analysis and evaluation of design scheme of gas power the characteristics and the flow field structure, finally verified by wind tunnel test the increasing effectiveness of the scheme. The results show that the design scheme of the blowing momentum coefficient of a wide range, the maximum lift coefficient have different degrees of increase in the blowing momentum coefficient is about 0.2, the maximum lift coefficient increment is about 1, according to the projections influence of slipstream prototype, when using blown flap active flow control scheme, the landing speed can be decreased by about 30%, reached the design target.
【作者單位】： 中國航空工業(yè)集團公司中航通飛研究院有限公司總體氣動研究室;
【分類號】：V224
【正文快照】： 隨著航空技術(shù)的高速發(fā)展,對軍用飛機和民用飛機的各項性能指標(biāo)提出了更高的要求,特別是追求良好的機動性、短距離起降能力和起降安全性,因而對影響它們的各種因索的研究也不斷深入[1].飛機的起降性能是飛機設(shè)計必須考慮的關(guān)鍵指標(biāo),增升系統(tǒng)設(shè)計是影響起降性能的主要因素,它不

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3 ;中國運20運輸機[J];航空世界;2013年03期

4 ;[J];;年期

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本文編號：1339332