機(jī)翼作為飛機(jī)的關(guān)鍵部件,增升減阻事關(guān)機(jī)翼設(shè)計(jì)及其優(yōu)化的成敗。機(jī)翼增升減阻亟待攻克兩大技術(shù)難關(guān):一是解決低速時(shí)流動(dòng)分離、高速時(shí)產(chǎn)生激波導(dǎo)致升/阻特性惡化的問題,二是解決在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下對(duì)升/阻特性變差如何進(jìn)行改善的問題。流動(dòng)控制的本質(zhì)是控制流場(chǎng)的局部流動(dòng),利用流體間流體動(dòng)力的相互作用,引發(fā)流場(chǎng)的局部或全局流動(dòng)改變。尤其是基于微型流動(dòng)控制器件的流動(dòng)控制,是現(xiàn)代流體力學(xué)及交叉學(xué)科活躍的研究領(lǐng)域,也是飛行器未來創(chuàng)新發(fā)展的重要源頭和新的技術(shù)制高點(diǎn)。盡管控制器件、控制機(jī)理、控制效果三位一體,一直是制約流動(dòng)控制技術(shù)實(shí)用化的瓶頸難題,但隨著流動(dòng)控制技術(shù)自身的研究和發(fā)展,以及計(jì)算、試驗(yàn)和測(cè)量等手段的配套完善,協(xié)調(diào)解決機(jī)翼增升減阻中的流動(dòng)控制問題、達(dá)成實(shí)用化目的成為可能。通過分析升力或阻力的產(chǎn)生機(jī)制,應(yīng)選擇適宜的流動(dòng)主動(dòng)/被動(dòng)控制策略來增加升力或減小阻力。翼型的升力是物面壓強(qiáng)分布積分的結(jié)果,依據(jù)升力的產(chǎn)生機(jī)制和流動(dòng)的性態(tài)對(duì)翼型升力的影響,可利用零質(zhì)量射流改善翼型表面的壓強(qiáng)分布以增加升力。若不計(jì)及機(jī)翼與飛機(jī)其它部件的干擾阻力,機(jī)翼自身的阻力可分為四種:由迎風(fēng)面積而形成的壓差阻力、由存在激波而形成的激波阻力、由... 

【文章來源】：國防科技大學(xué)湖南省 211工程院校 985工程院校

【文章頁數(shù)】：201 頁

【學(xué)位級(jí)別】：博士

【部分圖文】：

新型氣動(dòng)布局的飛機(jī)

圖 1.4 翼身融合布局飛機(jī)中的流動(dòng)控制技術(shù)流動(dòng)控制技術(shù)成為飛行器新的技術(shù)制高點(diǎn)。先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)和戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈通常以大攻角的快速俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航及其耦合運(yùn)動(dòng)為主要戰(zhàn)技標(biāo)志，與此相關(guān)聯(lián)的流動(dòng)以非定常旋渦及其非定常渦破裂等現(xiàn)象為典型流動(dòng)特征。例如，美國在研究第四代戰(zhàn)斗機(jī)大攻角氣動(dòng)特性時(shí)發(fā)現(xiàn)，前體渦將產(chǎn)生非定常非對(duì)稱的側(cè)向力和偏航力矩，誘使飛機(jī)出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)、偏航以及復(fù)雜的耦合運(yùn)動(dòng)。因?yàn)槌Ｒ?guī)控制面有時(shí)難以控制，為此開展了流動(dòng)控制技術(shù)及相關(guān)氣動(dòng)問題研究。分析產(chǎn)生上述問題的流動(dòng)機(jī)理：在小攻角下，流動(dòng)大都是附體的，即使有分離也大多是對(duì)稱的。隨著攻角增大，由于流動(dòng)出現(xiàn)不穩(wěn)定性，機(jī)頭或彈頭的各種擾動(dòng)都可能使得對(duì)稱流動(dòng)變?yōu)榉菍?duì)稱流動(dòng)，并且進(jìn)一步出現(xiàn)從頭部發(fā)出的渦破裂；攻角再大（例如 >30 ），渦的破裂呈前后移動(dòng)，其破裂后渦的泡型、螺旋型的形狀發(fā)生急劇的變化，而且仍然是不對(duì)稱的。在一定攻角下，渦破裂、分離流和非對(duì)稱三者相互作用導(dǎo)致飛行器出現(xiàn)強(qiáng)烈的非定常運(yùn)動(dòng)。為了避免上述流動(dòng)演化行為的發(fā)生，人們研究了多種控制流動(dòng)的措施，如頭部加可移動(dòng)邊條、采用噴流技術(shù)、表面吹氣吸氣以及其它更為復(fù)雜的控制手段。歐洲在 2020 航空愿景（European Aeronautics 2020 Vision ）

機(jī)為追求隱身性能而采用埋入式 S 彎進(jìn)氣道和內(nèi)埋武器艙，必才能滿足遂行任務(wù)的要求；往代的戰(zhàn)斗機(jī)在中等迎角時(shí)通常會(huì)振、失速、不可控橫航向運(yùn)動(dòng)等問題，第四代戰(zhàn)斗機(jī)在大迎角，必須解決大迎角過失速狀態(tài)的氣動(dòng)控制問題，都涉及非定�？刂茊栴}。，美國把空氣動(dòng)力技術(shù)作為僅次于核技術(shù)的關(guān)鍵技術(shù)對(duì)我國嚴(yán)羅斯也增加了與我國空氣動(dòng)力交流合作項(xiàng)目的限制。受失敗教驗(yàn)的啟發(fā)，流動(dòng)控制技術(shù)是一項(xiàng)需要大力發(fā)展的國家安全重大苛刻的國際環(huán)境，必須立足自身，創(chuàng)新發(fā)展。機(jī)是我國綜合國力和創(chuàng)新發(fā)展的標(biāo)志性工程。在大飛機(jī)總體設(shè)之后，還需要尋求和運(yùn)用科學(xué)合理的流動(dòng)控制手段進(jìn)行優(yōu)化設(shè)動(dòng)控制的對(duì)象來看，可以對(duì)大飛機(jī)的機(jī)身、機(jī)翼、發(fā)動(dòng)機(jī)、舵流場(chǎng)的精細(xì)化控制：控制機(jī)身繞流以減小摩擦阻力和后體阻力增加升力和減少阻力，控制發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流以增強(qiáng)摻混、抑制噪聲控制舵面流動(dòng)以延緩或抑制邊界層分離（圖 1.5）。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]兩種k-ω型湍流模型在無網(wǎng)格方法中的應(yīng)用研究[J]. 蔡曉偉,譚俊杰,王園丁,任登鳳,WANG Huasheng,石清.  空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào). 2014(05)
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[8]渦流發(fā)生器布局方式對(duì)翼型失速流動(dòng)控制效果影響的實(shí)驗(yàn)研究[J]. 郝禮書,喬志德,宋文萍.  西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào). 2011(04)
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碩士論文
[1]零質(zhì)量射流流場(chǎng)數(shù)值模擬方法研究[D]. 石雅楠.南京航空航天大學(xué) 2015
[2]渦流發(fā)生器控制超臨界機(jī)翼附面層分離研究[D]. 張進(jìn).西北工業(yè)大學(xué) 2005



本文編號(hào)：3254785