針對(duì)展向自適應(yīng)機(jī)翼的氣動(dòng)特性隨折疊角度變化的問題,以經(jīng)典翼型NACA0012為基礎(chǔ),設(shè)計(jì)了內(nèi)外段比例為7∶1的展向自適應(yīng)機(jī)翼�；诮Y(jié)構(gòu)化網(wǎng)格和雷諾平均N-S方程,采用自主開發(fā)的流場(chǎng)求解器,研究了自適應(yīng)機(jī)翼在不同速域、不同折疊角度情況下的總體氣動(dòng)性能以及操縱特性。從升阻比和機(jī)翼表面壓力分布兩個(gè)方面,對(duì)比了外段機(jī)翼在不同折疊角度下的總體氣動(dòng)效率以及折疊角度對(duì)流場(chǎng)特性的影響規(guī)律。研究結(jié)果表明,自適應(yīng)機(jī)翼的對(duì)稱變形在合適的折疊角度下可以使亞聲速和超聲速飛行條件下的氣動(dòng)效率大幅增加,增幅高達(dá)28%;亞聲速飛行時(shí)的高氣動(dòng)效率來源于升力增加和阻力減小的共同作用,而超聲速時(shí)的高氣動(dòng)效率主要來源于阻力的減小;在跨聲速飛行條件下的氣動(dòng)特性隨折疊角度變化不明顯;非對(duì)稱變形可以產(chǎn)生明顯的用于方向操縱的滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩。通過將外段機(jī)翼折疊到不同角度,展向自適應(yīng)機(jī)翼可以適應(yīng)不同的飛行工況,獲得更好的氣動(dòng)效益,可應(yīng)用于下一代亞聲速或超聲速飛機(jī)。 

【文章來源】：西安交通大學(xué)學(xué)報(bào). 2020,54(10)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：11 頁

【部分圖文】：

變形機(jī)翼分類

2017年，NASA采用基于SAW概念的驗(yàn)證機(jī)PTERA (Prototype-Technology Evaluation Research Aircraft）進(jìn)行了13次試飛，證實(shí)了飛行時(shí)機(jī)翼外翼段上下折疊能增加偏航穩(wěn)定性、減少舵面尺寸和尾部阻力。PTERA是波音737客機(jī)的11%縮比模型，該飛機(jī)全長(zhǎng)為3.66 m，起飛總重為90.72kg，有效載荷為18.14kg。機(jī)翼初始展長(zhǎng)為3.44m，機(jī)翼外翼段有38cm的翼段可上下折疊75°，如圖2所示[11-12]。但是，在隨后開展的一次飛行試驗(yàn)中，飛機(jī)完成側(cè)傾轉(zhuǎn)彎后在姿態(tài)改出時(shí)失控墜毀。目前NASA仍在對(duì)該次事故進(jìn)行調(diào)查和分析，他們認(rèn)為SMA驅(qū)動(dòng)技術(shù)具有很好的應(yīng)用潛力，不會(huì)因?yàn)檫@次小挫折導(dǎo)致SAW項(xiàng)目的停滯，并會(huì)按原計(jì)劃對(duì)控制律開展深入研究來促進(jìn)折疊機(jī)翼方法在未來的使用。此外，SAW項(xiàng)目團(tuán)隊(duì)還提出一個(gè)后續(xù)跟進(jìn)項(xiàng)目，即在超聲速飛機(jī)上驗(yàn)證SMA折疊機(jī)翼。目前正在采用全尺寸F/A-18戰(zhàn)斗機(jī)（如圖2所示）[12]對(duì)驅(qū)動(dòng)力更大的SMA驅(qū)動(dòng)器開展地面試驗(yàn)�？偟膩碚f，自萊特兄弟設(shè)計(jì)的人類歷史上第一架可控飛機(jī)“飛行者1號(hào)”開始，機(jī)翼變形就成為確保穩(wěn)定飛行的關(guān)鍵�！帮w行者1號(hào)”不僅是世界上第一架飛機(jī)，也是飛機(jī)利用變體能力的第一次成功嘗試。直到現(xiàn)在，自適應(yīng)結(jié)構(gòu)和變體飛機(jī)仍然是航空領(lǐng)域最活躍的研究課題之一。本文為了探索SAW項(xiàng)目氣動(dòng)特性和操縱特性的變化規(guī)律，本文采用數(shù)值模擬方法，分別計(jì)算和分析了自適應(yīng)機(jī)翼在亞聲速、跨聲速和超聲速來流條件下氣動(dòng)特性和操縱特性隨機(jī)翼折疊角度的變化規(guī)律，希望能對(duì)未來我國(guó)類似飛行器的總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供參考和方案指導(dǎo)。

圖3是NACA0030機(jī)翼升力系數(shù)CL計(jì)算值和實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比，其中來流速度為20 m/s。由圖可知，在計(jì)算迎角α范圍內(nèi)，計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值吻合很好，說明了計(jì)算方法對(duì)亞聲速機(jī)翼的流場(chǎng)具有較好的捕捉能力。圖4是跨聲速情況下ONREA M6機(jī)翼44%位置的壓力分布情況（Cp為壓力系數(shù)），馬赫數(shù)為0.839 5，迎角為3.06°，雷諾數(shù)為1.127×107。從圖中可以看出，本文計(jì)算結(jié)果同實(shí)驗(yàn)值基本吻合良好，并且能夠十分精確地捕獲到激波的位置。因此，說明本文程序在對(duì)跨聲速流動(dòng)情況的計(jì)算具有較好的可靠性。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]排式雙翼布局低雷諾數(shù)氣動(dòng)特性計(jì)算研究[J]. 張慶,葉正寅.  工程力學(xué). 2019(10)
[2]一種基于充氣氣囊的垂尾抖振抑制新方法研究[J]. 張慶,葉正寅.  工程力學(xué). 2014(12)
[3]排式充氣機(jī)翼的高效氣動(dòng)布局研究[J]. 華如豪,葉正寅.  空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào). 2012(02)

博士論文
[1]空中發(fā)射分離過程的動(dòng)力學(xué)問題研究[D]. 楊磊.西北工業(yè)大學(xué) 2018



本文編號(hào)：3576347