【摘要】：翼梢小翼可以抑制機(jī)翼翼尖渦,從而減小誘導(dǎo)阻力,起到提高升阻比的作用。目前,翼梢小翼被廣泛應(yīng)用于民航客機(jī),同時(shí)也越來越多地出現(xiàn)在無人機(jī)上,對于飛翼布局無人機(jī)來講,由于取消了尾翼,翼梢小翼的作用顯得更加重要,因此有必要對翼梢小翼對無人機(jī)產(chǎn)生的影響展開研究。本文針對作者所在研究組的飛翼布局無人機(jī)模型,基于計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)基本原理,利用CATIA的二次開發(fā)技術(shù)實(shí)現(xiàn)無人機(jī)參數(shù)化建模,通過Pointwise的Glyph腳本語言實(shí)現(xiàn)計(jì)算網(wǎng)格的自動(dòng)生成,通過Fluent軟件的批處理操作,自動(dòng)導(dǎo)出計(jì)算結(jié)果,從而建立基于CFD(Computational Fluid Dynamics,計(jì)算流體動(dòng)力學(xué))技術(shù)的無人機(jī)氣動(dòng)分析流程。通過NACA 0012翼型和ONERA M6機(jī)翼這兩個(gè)流場仿真算例,計(jì)算壓力系數(shù)分布,分析湍流模型及網(wǎng)格疏密對計(jì)算結(jié)果的影響,并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比分析,驗(yàn)證基于CFD技術(shù)的氣動(dòng)分析方法的準(zhǔn)確性�；跍u格法,編寫MATLAB程序,計(jì)算無人機(jī)在小攻角下的升力、誘導(dǎo)阻力及翼根彎矩等氣動(dòng)性能參數(shù),分析整個(gè)無人機(jī)的載荷分布情況等。針對該飛翼布局無人機(jī)模型,利用基于CFD技術(shù)的氣動(dòng)分析方法,通過網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證,結(jié)合渦格法,分析加裝翼梢小翼對無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響。基于該氣動(dòng)分析方法,搭建翼梢小翼各參數(shù)對無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響分析流程,分析翼梢小翼每個(gè)幾何參數(shù)對無人機(jī)升阻比的影響,最后實(shí)現(xiàn)無人機(jī)翼梢小翼的氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)。
【圖文】：

巡航條件下也很重要。這種阻力的減少能量[3]和更大的行駛里程。有翼梢小翼的飛機(jī)型號(hào)有波音 B747-4000、A320、A330、A340，，以及 A380。軍C-135 和 DC10 等[4]，圖 1-1 為波音 737 客

圖 1-2 帶翼梢小翼的 X-48B 無人機(jī)不只是起到改善氣動(dòng)不穩(wěn)定的效果，減小飛機(jī)的誘導(dǎo)阻力，提高飛機(jī)的升空器設(shè)計(jì)人員正在尋找減少商用飛機(jī)在減少誘導(dǎo)阻力，在遠(yuǎn)程巡航條件下
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V279;V211

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2618912