針對某連結(jié)翼布局無人機(jī),采用松耦合方式,耦合計(jì)算流體力學(xué)(CFD)和計(jì)算結(jié)構(gòu)動力學(xué)(CSD)對其靜氣動彈性進(jìn)行了計(jì)算研究;CFD求解模塊采用非定常雷諾平均N-S方程,CSD模塊采用直接積分法求解結(jié)構(gòu)動力學(xué)方程,在時域內(nèi)推進(jìn)求解,收斂后獲得靜氣彈計(jì)算結(jié)果。研究表明:連結(jié)翼靜氣彈變形后,前翼發(fā)生負(fù)扭轉(zhuǎn),后翼發(fā)生正扭轉(zhuǎn),前翼升力損失,后翼升力增加;無論是剛體構(gòu)型還是靜氣彈變形后,前翼和后翼的展向升力系數(shù)分布規(guī)律均存在很大差異;靜氣彈變形使得連結(jié)翼升力線斜率增大4.3%,縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)增大145.8%,但會帶來較大的低頭力矩增量;與單獨(dú)前翼對比表明,連結(jié)翼后翼大大限制了前翼的負(fù)扭轉(zhuǎn)變形,使得升力損失降低為單獨(dú)前翼的21%;與單獨(dú)后翼對比表明,連結(jié)翼前翼大大限制了后翼的正扭轉(zhuǎn)變形,降低了后翼扭轉(zhuǎn)發(fā)散的風(fēng)險;研究結(jié)果揭示了連結(jié)翼布局特殊的靜氣動彈性特性,對連結(jié)翼的氣動/結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)具有一定的工程指導(dǎo)價值。

【文章頁數(shù)】：6 頁

【文章目錄】：
1 計(jì)算方法
2 計(jì)算模型
3 計(jì)算結(jié)果分析
    3.1 迎角α=4°時連結(jié)翼靜氣彈特性
    3.2 靜氣彈變形對氣動特性的影響
    3.3 單獨(dú)前翼靜氣彈特性比較
    3.4 單獨(dú)后翼靜氣彈特性比較
4 結(jié)論



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