等离子体流动控制的前掠翼静气弹发散主动抑制研究

针对前掠翼静气动弹性发散问题,基于等离子体流动控制与流固双向静力耦合技术,通过求解三维定常可压N-S方程与结构静力平衡方程,在亚声速条件下施加等离子体激励和不施加激励时对其进行对比仿真研究。前掠翼选用NACA0015翼型,等离子体流动控制采用唯象学模型,施加在机翼上表面前缘。研究结果表明：在前掠翼外侧上表面前缘施加等离子体激励后,激励区附近局部来流经激励受到电场力做功,总能量增加,动能与压力势能分别有不同程度的增大,外在表现为上表面局部流速加快,压力增大,升力有一定损失,下表面压力基本不变,在机翼前缘外侧靠近翼尖处产生低头力矩,可控制前掠翼弹性变形,有效抑制其气弹发散,且随着激励强度的增加,抑制作用逐渐增强。研究结果可为变前掠翼飞行器的气动弹性设计和机翼的流动控制等提供参考。     

多控制面对鸭翼-前掠翼布局飞行器静气动弹性的影响

针对机翼前、后缘控制面对鸭翼 前掠翼布局飞行器静气动弹性的影响,通过CFD/CSD松耦合计算方法求解三维不定常N-S方程和线弹性静力学方程,得到了前、后缘控制面单独偏转和协同偏转状态下弹性前掠翼的气动特性和弹性特性。研究结果表明：弹性机翼相比于刚性机翼有更好的升力特性和大迎角失速特性;控制面偏转方式的变化也会对气动特性和弹性特性产生影响,当控制面单独偏转时,前缘控制面下偏和后缘控制面下偏均能增大弹性机翼的升力系数,最大升力系数增量分别为2.60%和8.69%;当控制面协同偏转时,同向偏转时的升力增幅比单独偏转时更大,最大升力增量为11.96%,反向偏转的升阻比特性较好,并可在小迎角范围内降低弹性变形和扭转。     

前掠翼模型低速气动力实验与仿真

基于一种高速前掠翼布局翼身组合体缩比模型,开展低速风洞纵向气动力实验研究,包括与相应后掠翼对比实验和细长边条前掠翼实验,实验攻角-4°～+36°,特征雷诺数4×10₅。结果表明：低速实验条件下,前掠翼升阻力特性与相应后掠翼基本相同,但前掠翼表现出良好大迎角气动性能发展趋势。翼根前加装面积仅为机翼面积5.2%的大后掠细长边条后,前掠翼升力特性明显改善,33°迎角时最大升力系数比基本前掠翼提高约40%。依据模型风洞实验实际条件,采用雷诺时均方程和FLUENT软件,进行前掠翼模型流场气动力数值仿真,仿真计算模型构建合理,能够支持分析风洞实验数据。     

高速前掠翼模型低速纵向气动力实验与数值仿真

为了研究高速前掠翼飞机低速气动力变化特性,以一种NACA64A005高速薄翼型前掠翼翼身组合体模型为基本研究对象,包括相应后掠翼模型和细长边条前掠翼模型,开展模型纵向气动力低速风洞实验研究,模型攻角变化范围-4°~+36°,实验风速29 m/s,特征雷诺数4×10~5。结果表明:前掠翼模型与相应后掠翼模型升力和阻力变化特性基本相同;但前掠翼表现出较好的大迎角气动力性能发展趋势。翼根前加装面积仅为机翼面积5.2%的大后掠细长边条后,前掠翼模型升力特性和气动效率明显提升,33°迎角最大升力系数比基本前掠翼提高约40%。依据模型风洞实验实际条件,采用ICEM和FLUENT软件与雷诺时均N-S方程,进行前掠翼模型定常黏性空间流场气动力数值仿真,结果表明建模和边界条件设置合理,仿真计算能够支持分析风洞模型实验数据。