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1、翼身融合体民用运输机空气动力设计 分类号学号密级同等学力申请工学硕士学位论文翼身融合体民用运输机空气动力设计申请人姓名 明磊学科专业力 学研究方向计算与应用空气动力学指导教师李桦教授国防科学技术大学研究生院二五年五月望堕型堂垫查盔兰堑塞生堕兰垡笙茎摘 要翼身融合体运输机是一种有别于现代传统跨声速运输机独特的新型飞机构形,人们期望它具有显著的性能优势,能够有效地提高未来运输机的经济效率,近些年来,欧美多个研究小组都在大力开展关于未来翼身融合体民用运输机的研究。本文对翼身融合体民用运输机进行了初步气动设计,提出了翼身融合体民用运输机的设计思想。首先设计了初始无尾后掠翼构形,其翼身融合曲面借助软件/
2、生成,然后采用了通用计算软件对初始构形在设计状态和非设计状态下流场进行了数值模拟,通过讨论计算结果分析了初始构形的不足并提出了改进措拖,基于改进措施和关于气动布局参数对无尾前掠翼构形气动特性影响的讨论,对初始外形进行了改进,设计了新的无尾前掠翼布局,数值计算结果表明改进后的新构形在气动特性上明显优于初始构形:具有更大的最大升力系数、更大的升阻比、更大的阻力骤增数、更小的阻力和更小的下俯力矩。关键词:薯身融合体,气动外形,初步设计,数值分析,气动特性,无尾布局第页望堕型兰垫查查兰堑塞生堕兰垡笙茎, . .,. , ,., /, . 。 越 ?., ,.:, , ,国防科学技术大学研究生院学位论文
3、图目录图. 俄罗斯第三代战斗机图.美国第四代战斗机.“猛禽”.图. 正在研究的新一代翼身融合体运输机.图.机翼整流包皮?图.翼身融合体概念图.初始构形布局设计选择的尖后缘超临界翼型图.用于构造初始构形的控制剖面图.翼身融合曲面生成边界及控带线示意图图.翼身融合曲面及其网格显示?图.初始构形.无尾后掠翼模型外形图初始无尾后掠翼构形计算用半模型及其物面网格?图.初始构形全流场计算网格边界图.无尾后掠翼构形对称面网格局部放大图图.设计状态下构形上翼面等压线图. 设计状态下构形上翼面局部数等值线.图.设计状态下构形下翼面等压线图.设计状态下构形对称面内机翼剖面压力分布图.设计状态下构形距对称面处机翼剖
4、面压力分布?。图.设计状态下构形距对称面处机翼剖面压力分布?.图.设计状态下构形距对称面处机翼剖面压力分布?.图.设计状态下构形距对称面处机翼剖面压力分布?.图.设计状态下构形距对称面处机翼剖面压力分布?.图.设计状态下构形距对称面处机翼?.图.设计状态下构形距对称面.处机翼剖面压力分布?.图.数为.时构形升力系数.迎角曲线?图.数为.时构形升阻比.迎角曲线图.数为.时构形阻力系数迎角曲线?图.数为.时构形俯仰力矩系数.迎角曲线图.数为.,迎角时构形上翼面等压线?.图.数为.,迎角时构形上翼面局部数等值线?图.数为.,迎角时构形上翼面等压线?.第页国防科学技术大学研究生院学位论文图. 数为.,
5、迎角时构形上翼面局部数等值线?图. 数为.,迎角时构形上翼面等压线?.图.数为.,迎角时构形上翼面流线及压力云图?.图. 数为.,迎角时构形上翼面局部数等值线?图.数为.,迎角时构形上翼面等压线?.图. 数为.,迎角时构形上翼面流线及压力云图?.图. 数为.,迎角时构形上翼面局部数等值线?图. 数为.,迎角时构形上翼面等压线?.图.数为.,迎角时构形上翼面流线及压力云图?.图. 数为,迎角时构形上翼面局部数等值线?图.数为.,迎角时构形上翼面等压线图. 数为.,迎角时构形上翼面流线及压力云图?图. 数为.,迎角时构形上翼面局部数等值线.图. 迎角构形的升力系数.数曲线图.迎角构形的阻力系数数曲
6、线?.图.迎角构形的升阻比数曲线图.迎角构形俯仰力矩系数数曲线?图.迎角,数.时构形上翼面等压线?.图. 迎角,数.时构形上翼面局部数等值线?图.迎角,数.时构形上翼面等压线?.图.迎角,数.时构形上翼面局部数等值线?图.迎角,数.时构形上翼面等压线?.图. 迎角,数.时构形上翼面局部数等值线?图.迎角,数.时构形下翼面局部数等值线?图.迎角,数.时构形上翼面等压线?.图.迎角,数.时构形上翼面局部数等值线?图.迎角,数.时构形下翼面局部数等值线?图.迎角,数.时构形上翼面等压线?.图.迎角,数.时构形上翼面局部数等值线?图.迎角,数.时构形下翼面局部数等值线?圈.迎角,数.时构形上翼面等压线
7、?.图.迎角,数.时构形上翼面局部数等值线?图.迎角,数.时构形下翼面局部数等值线?图.新构形采用的具有发散后缘的超临界翼型?第页国防科学技术大学研究生院学位论文图. 无尾前掠翼构形掠角曲线.图.无尾前掠翼构形.掠角曲线.图. 无尾前掠翼构形掠角曲线?图.无尾前掠翼构形升力系数.尖削比曲线图.无尾前掠翼构形阻力系数,尖削比曲线图。无尾前掠翼构形升阻比尖削比曲线一图.无尾前掠翼构形俯仰力矩系数尖削比曲线图.无尾前掠翼构形扭矩系数。.尖削比曲线图.无尾前掠翼构形?图.无尾前掠翼构形半模型物面网格?.图.设计状态下构形上翼面等压线?一图.设计状态下构形下翼面等压线?.图.设计状态下构形上翼面局部数等
8、值线?一图.设计状态下构形对称面处翼剖面压力分布?.图.设计状态下构形距对称面处翼剖面压力分布图.设计状态下构形距对称面处翼剖面压力分布图.设计状态下构形距对称面处翼剖面压力分布?.图.设计状态下构形距对称面处翼剖面压力分布?.图.设计状态下构形距对称面处翼剖面压力分布?.图.设计状态下构形距对称面处翼剖面压力分布?.图.设计状态下构形距对称面处翼剖面压力分布?. 图.迎角两种构形的.数曲线图.迎角两种构形的数曲线?.图.迎角两种构形的数曲线图. 迎角两种构形的.数曲线?图.数.,迎角时构形上翼面等压线?.图.数.,迎角时构形上翼面局部数等值线?图.数.,迎角时构形上翼面等压线?图.数.,迎角
9、时构形上翼面等压线?一图.数.,迎角时构形上翼面局部数等值线?图.数.,迎角时构形上翼面等压线?.图.数.,矿迎角时构形上翼面局部数等值线?图.数.,迎角时构形下翼面局部数等值线?图.数.,迎角时构形下翼面等压线?一第页国防科学技术大学研究生院学位论文数.,迎角时构形上翼面等压线?.图.图. 数.,迎角时构形上翼面局部数等值线?图. 数.,迎角时构形下翼面等压线?.图.数.,迎角时构形下翼面局部数等值线?图.数.,迎角时构形上翼面等压线?一图. 数.,迎角时构形上翼面局部数等值线?图.数.,迎角时构形下翼面等压线?.图. 数:.,迎角时构形下翼面局部数等值线?图.数.,迎角时构形上翼面等压线?
10、一图.数.,迎角时构形上翼面局部数等值线?图.数.,迎角时构形下翼面等压线?.图.数.,迎角时构形下翼面局部数等值线?图.数.,两种构形的曲线?图.数.,两种构形的.曲线?一图.数.,两种构形的曲线图.数.,两种构形的.曲线?一图.数.,迎角时构形上翼面等压线图.数.,迎角时构形上翼面物面流线及等压线.图.数.,迎角时构形上翼面局部数等值线?.图。数.,迎角时构形下翼面等压线?图.数:.,迎角时构形上翼面等压线?。图.数.,迎角时构形上翼面物面流线及等值线.图.数.,。迎角时构形上翼面局部数等值线?.图.数.,迎角时构形下翼面等压线?.图.数:。,迎角时构形下翼面等压线?一哟图.数.,迎角时构
11、形上翼面物面流线及等值线.图.数:.,迎角时构形上翼面局部数等值线?.图.数.,迎角时构形下翼面等压线?.图.数:.,迎角时构形上翼面等压线?.图.数.,迎角时构形上翼面物砸流线及等值线图.数.,迎角时构形上翼面局部数等值线?.图.数.,迎角时构形下翼面等压线?.图.数:.,迎角时构形上翼面等压线?.图.数:.,迎角时构形上翼面物面流线及等值线.第页国防科学技术大学研究生院学位论文图. 数.,迎角时构形上翼面局部数等值线图. 数.,迎角时构形下翼面等压线图.数.,迎角时构形上翼面等压线?一图.数.,迎角时构形上翼面物面流线及等值线.图. 数.,迎角时构形下翼面等压线?.图. 数.,迎角时构形上
12、翼面局部数等值线?.?国防科学技术大学研究生院学位论文表目录表.本文的翼身融合体民用运输机总体设计要求表.初始构形的主要几何参数表. 设计状态下初始无尾后掠翼构形的气动力和力矩系数表.巡航数为.,不同迎角时构形的气动力系数?.表.迎角不同数下无尾后掠翼构形气动力系数?.表.不同外侧机翼掠角的无尾前掠翼构形气动力和力矩系数表.不同尖梢比无尾前掠翼构形的气动力和力矩系数?表.无尾前掠翼主要几何参数表.设计状态下两种构形的气动力和力矩系数?表.迎角不同数下无尾前掠翼构形气动力系数?.表.数,不同迎角时无尾前掠翼构形纵向气动力系数第页独创性声明本人声明所呈交的论文是我本人在导师指导下进行的研究工作及取
13、得的研究成果。尽我所知,除文中特别加以标注和致谢的地方外,论文中不包含其他人已经发表或撰写过的研究成果,也不包含未获得国防科技大学及其他教育机构的学位或证书而使用过的材料。与我一同工作的同志对本研究所作的任何贡献均已在论文中作了明确的说明并表示了谢意。学位论文题目:翼皇融佥佳民用垂捡扭空氢塑左遮土学位论文作者签名:豳 垒 .日期:弦才年厂月加日学位论文版权使用授权书本人完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定。本人授权国防科学技术大学可以保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子文档,允许论文被查阅和借阅;可以将学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索,可以采用影印、缩
14、印和其他复制手段保存、汇编学位论文。保密学位论文在解密后适应本授权书。学位论文题目:翼直融佥佳邑周鋈捡扭空氢塾盘遮学位论文作者签名:豳 应 日期:弦眵年厂月弦日作者指导老师签名:聋 .日期:弦勺戽碉日国防科学技术大学研究生院学位论文引第一章 言.课题研究的目的和意义进入世纪以来,世界人口的增长、现代经济的发展、国际交往的频繁以及旅游事业的兴隆,使得民用航空以空前的速度持续高速发展。从世纪年代初期出现喷气航空技术后,航空旅客人数差不多每隔十年就增加约亿,早在年世界总的载客量就已突破了十亿?,国际民航组织预计在可以预见的未来,世界航空旅客人数将以超过每年%的速度增长,这就必然对民用航空运输机的数量
15、和性能都提出了很高的要求。波音飞机公司和空中客车公司都认为在近年内干线飞机的全球需求量将会超过万架,价值数千亿美元,这其中的%是原型号的以新换旧,%则是新型号的机种,这些数字中高亚声速运输机已占运输机市场份额的%以上。特别是航空燃油费用是世界航空业仅次于薪资的第二大开支,一般要占航空公司运营总成本的%以上,国际航空运输协会认为,如果每加仑航空燃油价格上涨美分,世界航空公司每年的成本总和就要增加约亿美元。近年来世界石油价格持续上扬,导致各国航空业普遍不景气,所以各大航空公司对高性能、低油耗、高经济性民用运输机的需求更为迫切,空客公司己采用最先进技术制造出能乘坐人的特型客机,由于它是目前世界上第一
16、架每名乘客百公里耗油不超过升的远程客机,年月日一下线就在世界航空界引起了轰动,来自世界各大航空公司的大量订单源源不断。可见,在不断改进现有亚声速干线飞机的质量的同时,研制更高性能的新型民用运输机是近期和未来世界民用航空工业技术发展的主要方向和重点。民用飞机是体现航空技术水平的重要载体之一,一个国家民用飞机的研制、生产、销售、服务和营运水平,很大程度上反映了该国航空工业、基础工业、民航运输业和综合国力的水平。随着科学技术的飞速发展,作为多种基础技术综合体的民用飞机技术也日新月异,世界民机技术正以前所未有的速度迅猛发展。但在我国,长期以来由于民用飞机科研投入严重不足等原因,多年来我国没有自己的民机
17、型号任务,我国的民用飞机设计技术与世界先进水平相比,差距仍在继续拉大,在国家新的“”高技术研究规划中,拟重点开展运输类飞机的总体综合设计与基础技术的研究。气动设计技术是飞机设计的关键技术之一。提高飞机的空气动力特性是飞机设计永恒的主题。通过采用先进的气动设计技术,可以减小飞机飞行时的阻力,提高升阻比和巡航效率,降低耗油率,从而大大提高飞机的经济性。以一架吨的大型运输机为例,同一进场速度下,若最大升力系数增加%,相当于增加吨的载重量;若减少%的第页国防科学技术大学研究生院学位论文飞行阻力,一架飞机每年就可节省价值约万美元的燃油。由于采用翼身融合体构型能使飞机具有更高的气动效率、更大的航程或作战半
18、径和良好的隐身性能,所以对翼身融合体的研究多年来一直是国际上先进战斗机设计研究中的一项重大课题,世纪年代中期开始至今更是已成为未来更经济更高效民用运输机设计研究的焦点之一。本课题旨在通过对亚声速翼身融合体民用运输机进行初步气动设计,对翼身融合体构形已知和潜在的优势以及可能的缺陷进行基础研究。出于我国民用飞机设计技术尤其是对未来翼身融合体飞机的研究水平与世界先进水平的差距较大,本课题进行的研究工作将为我国未来先进飞机的自行设计研究提供有价值的参考,预期的研究成果将对我国未来翼身融合体民用运输机和未来战斗机的设计都有着积极的意义。.翼身融合体飞机研究的历史和现状.翼身融合体飞机研究的历史国外关于翼
19、身融合体飞机的研究开展较早,就战斗机而言,翼身融合体并不是新概念,美国洛克韦尔国际公司于世纪年代研制,年月日试飞,年月开始装备美国空军的可变后掠翼超声速.战略轰炸机就已采用翼身融合体构型。目前,翼身融合体更是世界上现役第三代主力战斗机和未来第四代先进战斗机较常采用的气动外形。美国现役的主力战斗机、和具有当前最卓越机动性能的俄罗斯著名战斗机一、通过充分运用已经取得的空气动力研究成果,如翼身融合技术、非线性升力技术、边条翼布局、变弯扭机翼以及飞机/推进系统的一体化设计概念等等,通过在气动布局上进行精细的设计计算和实验分析,取得了高升力特性及良好的操纵性和稳定性,又通过结合采用高性能的发动机和电子设
20、备系统,充分保证了飞机的优异性能。图所示的是目前世界上第三代战斗机中最典型的采用翼身融合技术的俄罗斯战斗机一。翼身融合体构形与其它先进技术的结合,使得现代战斗机的机动性能、大迎角性能、隐身能力、飞行高度一速度范围和作战半径得到了大幅度提高。国防科学技术大学研究生院学位论文图.俄罗斯第三代战斗机.这些目前服役的具有世界最高水平的战斗机实用升限为,低空最大速度为/,高空最大速度为/,活动高度范围为。保证低空以/速度飞行时,作战半径为约,在巡航高度以巡航速度飞行时,作战半径则达。现代歼击机具有的优异性能可从.在年巴黎航展中表演的“普加乔夫眼镜蛇”机动动作中得到反映。该机在高度之间,在几秒钟内完成动态
21、减速,实现飞行迎角从至最大迎角约“再回到迎角的机动动作,该机动动作首次实现了世界上前所未有的超大迎角飞行。随后在加拿大渥太华航展中,也表演了这一“眼镜蛇”机动动作。图所示的“猛禽”联合攻击机是美国正在研制的集目前世界上众多最先进技术于一身的美国二十一世纪初主力战斗机,它也是世界第四代战斗机的典型代表。与第三代战斗机相比,一“猛禽”不但保持或超过了第三代战斗机的跨声速机动能力,而且将在一架飞机上集中以下五个特点“:.低可探测性沿方位的雷达截面积约为.;.高机动性和机敏性;.发动机不开加力可进行持续超声速巡航数.;.超声速机动能力;.具有飞越所有战区的足够航程。具备上述五个特点的“猛禽”战斗机比世
22、界上现役的第三代战斗机具有强得多的超视距空战能力。第页望堕型堂垫查盔兰堑塞生堕兰垡笙茎囹.美国第四代战斗机.“猛禽”为能取得象这样的高性能,必然对空气动力学提出很高的要求,而翼身融合技术便是为保证飞机达到所要求的高性能而采用的最关键气动技术之一。与军用飞机追求高性能、高机动性不同,民用运输机强调的是经济性、安全性和舒适性。作为一种商品,民用运输机要在激烈的市场竞争中占有一席之地,必须具有有竞争力的经济性。民用运输机通常采用直接使用成本作为与竞争飞机作经济性比较的参数。直接使用成本取决于飞机、发动机的研制费用、使用年限、包括备件在内的飞机和发动机维修费用、燃油费用、机组费用、飞机年利用率和日出勤
23、率等。在其他条件大体相同的情况下,比较不同布局民用运输机的经济性主要看飞机同样航线的燃油消耗,而燃油消耗与航程参数或称巡航因子?。/相关。若采用同样的发动机和耗油率处于同等水平的发动机,飞机的巡航数和巡航升阻比的乘积代表该民用运输机的空气动力效率就决定了燃油消耗量的大小,而巡航数和升阻比正是由民用运输机特别是机翼的气动布局决定的。正是由于这个原因,不断提高民用运输机的气动效率,采用各种手段来减小巡航时的激波阻力、摩擦阻力、诱导阻力和干扰阻力,一直是飞机设计和空气动力研究部门长期努力的目标,近些年来在风洞试验和计算流体力学发展的基础上,诞生了超临界翼型、机翼/吊挂/发动机短舱紧凑式布局等现代气动
24、布局成功范例。由于翼身融合体民用运输机具有的潜在优势,从世纪年代开始,欧美几大著名的航空科研机构、飞机制造公司以及欧美和日本的一些大学就已开始致力于下一代翼身融合体民用运输机概念设计和初步设计的研究。第页国防科学技术大学研究生院学位论文.翼身融合体民用运输机研究现状.研究现状概述与现代传统跨声速运输机相比,翼身融合体运输机是一种能够提供显著性能优势的新型飞机构型。人们探索和研究这类飞机独特的空气动力问题的目的是为了设计一种在气动上可行的翼身融合体构型。从本质上来说,翼身融合体运输机构型是一种飞翼。用于下一代巨型运输机的翼身融合体概念是由和”“等人提出的。由于翼身融合体民用运输机具有美好的前景和
25、面每着诸多挑战“”“,翼身融合体民用飞机这一革命性新概念被作为总部世纪年代提出的航空工程高级概念的一个重要部分,美、英、法、德和日本等发达国家已有船, 和等多家公司、大学和科研机构参与了研究“”“,他们的目标是发展高回报技术,以设计出更利于环保、具有更高经济效益、更安全和更易制造的翼身融合体民用运输机。目前最具代表性的成果是年、美国工业界和学术界组织科研力量完成了对一种具有双层客舱、形似飞翼能高效经济地运送多达名乘客到达地球的任何一个目的地的新型翼身融合体客机的初步设计”,其外形见图.。圈正在研究的新一贷翼身融合体运输机.翼身融合体飞机设计的新工具和方法研究现状为大力开展下一代翼身融合体民用运
26、输机的研究,美国在年由发起了名为多学科一体化优化设计工具的项目,第页国防科学技术大学研究生院学位论文项目的中心任务是发展新的设计工具和设计方法,不同的研究小组综合运用多学科的航空学成果以不同的程序和方案来探索和研究各种新的设计方法:新的设计工具包括一系列以多学科设计优化方法论为基础进行多学科一体化综合分析设计的一种分布式数值计算和分析设计工具。随着研究者更深入地考虑设计细节和不断提高物理模型精度,运用了多种工具的分布式环境下的设计流程进行着从概念设计到主要设计阶段和到更高层次优化设计阶段的循环。在此背景下,目前欧美和日本的多家大学、研究机构和飞机制造公司对下一代翼身融合体民用运输机的研究焦点是
27、研究开发新的适合设计翼身融合体飞机的方法和工具,即是研究开发综合利用涉及空气动力学、飞行力学、飞机结构强度和动力系统相关学科等多个学科的各种设计工具和软件,以研究开发对翼身融合体进行体化设计的综合系统。世纪年代至今,欧美和日本下一代亚声速翼身融合体民用运输机的主要研究方向可概括为对满足约束的中央机身融合曲面构造技术的研究、关于传统反设计方法与目标压力指定技术相结合的设计方法研究和对大型多学科一体化设计工具的研发等三个方面。目前的研究成果主要有:.年美国兰利研究中心的 .和英国大学的等人开发出了为翼身融合体飞机创建参数化几何模型的概念设计工具删 ,快速飞机参数化输入设计。?,因其在定义翼身融合体
28、飞机构型上的高效性,方法已成为目前生成翼身融合曲面常用的方法。在方法中,翼身融合曲面是用满足迪利赫勒和纽曼边界条件的由和口“”描述的四阶偏微分方程的解来表示的,设计参数被结合进边界条件。,.和 大年美国兰利研究中心的.学的曲等人提出的一种用于翼身融合体飞机参数研究的几何模型建模方法。”也是创建翼身融合曲面的一种有效方法。该方法用于生成一种翼身融合体飞机概念设计过程中的参数化模型,这种专门用于翼身融合体概念设计的几何模型由能够很方便地进行分析和优化的为数不多的一组参数定义,翼身融合曲面用一种优化的近似益面表示。. 年月至年月航空技术委员会的, .等十人用? 技术设计出了包括翼身融合体飞机在内的多
29、种具有革命性概念构型的新型飞行器,翼身融合体便是其中持主要研究课题之一,其初步研究给出了应用技术设计的翼身融合体飞机的升阻比、阻力系数、零升阻力系数、上升率、起飞着陆滑跑距离和飞机巡航数等飞机总体性能方面的结果”?,初步的研究结果表明,与传统翼身组合体构形相比,采用翼身融合体构形可使飞机最大升阻比提高%,飞机空重下降%,燃油消耗降低%,翼身融合体构形在多方第页国防科学技术大学研究生院学位论文面都具有明显的气动性能优势“”。年.“. ,.等人用基于结构力学、空气动力学和气动弹性分析理论研发出了一体化综合分析设计模块,应用该模块研究了技术上可能的改进和设计翼身融合体中可能遇到的挑战“。中的气动设计
30、模块能够适当预算三维构型的气动载荷分布,实现对飞行的模拟、对燃油消耗的预算和分别对刚性和弹性构型在巡航条件下总的诱导阻力的计算“。年日本大学的 , ,等人发表了关于用提出的反设计方法。“”结合由,“提出的受约束的目标压力指定技术对中型翼身融合体客机进行初步气动设计的论文“,他们根据所设计飞机应满足的压力分布情况设计机翼形状,应用方法凹设计光滑的翼身融合体曲面。其中受约束的目标压力指定技术是先设定机翼上几个控制剖面上的控制点位置及其压力,控制点的位置和它们的压力值通过经验估计方法和控制点拟合方法得到。反设计方法是世纪年代出现的传统方法,它是一种用于三维跨声速机翼设计的正.反迭代、余量修正方法?”
31、?。该方法由全速势方程出发,对初始机翼进行一次正计算,然后根据初始机翼压力系数与目标压力系数分布的差别。,引入一个对应的余量速度势矿,在余量不大的假设下,对采用小扰动近似,简化了出发方程和求解的数值过程:根据口,用反设计方法求出机翼外形的修正量可,并把它加到初始机翼上,得出修正后的新外形:再对新外形进行正计算,然后再根据新的余量口再进行反设计:如此反复迭代,直至新机翼的压力分布收敛于目标压力分布。这种设计方法的设计计算效率较高,一般经过几次迭代,就可得到接近目标压力分布的设计结果。在国内,对翼身融合体的研究不多,我国自行设计的战斗机.、.等没有采用翼身融合体构形,估计即将装备部队的战斗机可能会
32、采用翼身融合体构形:年西北工业大学的孙金标在其博士论文中采用工程估算程序对翼身融合体的气动力进行了计算。“;年西北工业大学的孙静在其硕士论文对具有翼身融合体构形的无人驾驶飞机进行了气动设计?。.本文的主要工作翼身融合体从初步设计开始就面临诸如高速空气动力特性、推进系统的一体化分布、非传统机身的受压等涉及多学科的种种挑战,这些挑战的解决涉及气动特性、飞机的平衡与操纵、强度材料、飞机结构等多个学科哺?。本文主要内容是进行翼身融合体民用运输机初步气动设计方面的研究,主要工作包国防科学技术大学研究生院学位论文括如下几个方面:.提出了翼身融合体民用运输机设计思想;.根据设定的设计要求设计了无尾翼身融合体
33、民用运输机初始构形;.运用通用计算软件对初始构形在设计状态和非设计状态下的流场进行了数值模拟,对计算结果进行了分析,提出了初始构形的不足和外形改进措旌;.运用数值模拟方法研究了不同布局参数对前掠翼构形气动特性的影响:.基于对以上两种计算结果的分析,根据设计思想和外形改进措施设计了改进后的无尾前掠翼构形:.对改进构形在设计状态和非设计状态下的流场进行数值模拟,对比分析了新构形与初始构形的计算结果;.通过分析讨论揭示了前掠翼构形的优势、原因及其局限。第 页国防科学技术大学研究生院学位论文第二章飞机外形设计及分析.气动布局.气动布局概念飞机气动布局主要是指飞机的外部形状,包括各部件的形状及相互搭配关
34、系,通常指机翼、平尾、垂尾等的形状与布置。气动布局与飞机的用途有着直接的关系,不同的气动布局适合于不同的用途。飞机设计首先要在气动性能上满足设计要求。全机的气动性能取决于各承力面的形状、尺寸和它们之间的相互位置。机翼是飞机主要的承力面,它是产生升力的主要部件,而鸭翼、平尾、立尾等是辅助承力面,主要用于保证飞机的稳定性与操纵性。现代作战飞机的气动布局种类众多,根据机翼和各辅助翼面的相对位置及辅助面的数量,气动布局形式主要包括”:.正常平尾布局:水平尾翼在机翼之后;.无尾或飞翼布局:目前研究和采用的无尾布局通常是指飞机没有水平尾翼,而飞翼布局的飞机只有机翼;.鸭式布局:鸭翼在机翼之前:.变后掠翼布
35、局:机翼的后掠角可根据需要改变;.三翼面布局;机翼前有鸭翼,后有水平尾翼。这些布局都有各自的特点和优缺点。下面将分别介绍机翼和气动布局设计的发展历史。.机翼形状的发展比较常用的机翼平面形状有平直机翼、掠翼包括后掠翼和前掠翼、三角翼等,不同形状的机翼兵有不同的特点。.平直机翼平直机翼是指机翼前缘与相对气流速度垂直的机翼。平直翼通常用于低速飞机,低速飞机一般展弦比较大,飞行时平直翼能提供较大的升力,且阻力相对较小。在飞机发展初期,大多数飞机都采用平直机翼。但平直机翼不适合于高速飞行,因为平直机翼达第页望堕型堂垫查盔兰堑塞生堕兰垡笙茎到临界状态时的飞行速度较低,所以机翼表面产生局部超声速区较早,且局
36、部超声速区随着飞行速度的提高迅速增大,结果产生强激波,导致飞行阻力剧增,从而限制了飞机速度的提高,为了提高飞行速度,人们开始探索掠翼。.掠翼为了推迟激波的出现,人们考虑让机翼前缘与相对气流速度方向不再垂直,这样导致了掠翼产生。相对气流速度可分解为垂直于机翼前缘的有效分速和平行机翼前缘的平行分速,机翼上的压力分布取决于有效分速,由于有效分速小于来流速度,对于具有相同翼型的平直机翼和掠翼而言,平直机翼的飞行数达到临界马赫数时,掠翼还没有达到临界马赫数。因此,掠翼可以提高飞机飞行临界马赫数、推迟激波的产生和波阻的出现。不过,由于有了掠角,后掠翼飞机的低速气动性能有所下降。掠翼的主要形式包括后掠翼、前
37、掠翼、变后掠机翼、三角翼、斜机翼及机翼等。.后掠翼后掠翼通常指具有一定后掠角的梯形机翼,主要用于高亚声速飞机。后掠翼面临的主要问题是翼尖失速。翼尖失速的原因是当飞机进行亚声速飞行时,亚声速气流流过后掠翼,一方面由于气流具有沿着机翼展向的速度分量,使得附面层从翼根到翼尖逐渐增厚,另一方面由于上翼面前缘附近的气流向外侧偏斜,而翼尖外侧的气流径真向后流动,导致上翼面翼尖前缘附近流管变细,流速增加,压力减小,吸力增加,而翼尖上翼面后段流线向内偏斜,流管变粗,吸力减小,最低压力点位置前移,逆压梯度增大,所以,气流分离首先在翼尖出现,然后不断从翼尖向机翼中部和根部扩展,失速面积增大最后导致整个机翼失速。翼
38、尖失速后会使飞机偏离正常稳定的飞行状态,出现摇晃、“掉翼尖”和自动上仰等现象。在翼面上安装顺气流方向的翼刀等气动措施能够减弱气流沿展向流动,改善翼尖失速。后掠翼布局通常存在低、高速飞行性能兼顾的矛盾,采用后掠翼可使全机的高速性能较好,但全机升阻比降低,起飞和着陆速度较大,起降距离较长,低速性能不佳。现代喷气式战斗机和大型运输类飞机基本都采用后掠翼布局形式。.前掠翼前掠翼的流动特点与后掠翼恰好相反,气流在机翼上的展向流动从翼尖指向翼根,这种流动特征使其展向升力分布更接近椭圆,具有较小的诱导阻力,低速和亚声速飞行时,具有优于其它形状机翼的升阻力特性;前掠翼的展向流动指向内翼,中外翼段流动具有极好的
39、分离特性,使飞机的纵、横向操纵性能优良,且具有较高的可用升力和良好的大迎角机动能力;由于翼根后置,使总体布局灵活,重心调配容易。前掠翼存在的主第页望堕型堂垫查盔兰堕塞生堕兰垡笙茎要问题是气动弹性发散问题,即前掠翼在气动载荷作用下机翼会发生扭转,这种扭转随迎角增加而变大,形成很大的扭矩,这是金属结构机体无法承受的,正是由于这个原因,和后掠翼同时出现的前掠翼一直没有得到大的发展和普遍应用。复合材料剪裁技术的出现,使气动弹性发散问题得到了圆满解决,近年来,前掠翼布局得到了很快发展,如美国的前掠翼技术飞行验证机和俄罗斯的.“金雕”等都采用了前掠翼布局,其中俄罗斯的.“金雕”取得了巨大的成功。.变后掠机
40、翼变后掠机翼是为了协调飞机的低、高速飞行性能出现的一种后掠角可以改变的后掠翼,通常是外翼可前后偏转。外翼向前偏转时,翼展增大,使升力增大,可改善低速性能;外翼向后偏转时,后掠角增大,翼展减小,可增大临界马赫数,降低阻力,提高高速性能。因此,兼顾了高速飞机的低、高速性能的变后掠翼在世纪六七十年代成为了超声速战斗机设计的一种潮流。不过,变后掠使机翼不仅结构复杂,飞机结构重量增大,可靠性也有所降低,而且对外挂物有不利影响。变后掠翼技术常常用于多用途战斗机和轰炸机,例如前苏联的.、图,美国的一、一以及英、德、意三国联合研制的狂风等等。.斜机翼斜机翼布局是将机翼斜置安装在机身上,前半部前掠,后半部后掠,
41、旨在综合利用前、后掠机翼的优点;但是,由于左右机翼不对称,飞行时操纵比较困难,需要进行配平操纵。美国曾研制的可变掠角的斜机翼试验机机翼便是利用前、后掠机翼的优点的一种新型气动布局形式,其机翼既作为升力面又作为装载部件,提高了飞机设计和使用的效费比。.气动布局的发展现有飞机的布局有传统布局、边条翼布局、鸭式布局、三翼面布局、无尾布局等。整个飞机气动布局的发展伴随着人们对空气动力学流动现象认识不断深化,人们设计飞机时对流动形态简称流型的利用经历了三个阶段,即附着流型、脱体涡流型和可控分离流型。世纪年代以前为传统布局时代,即主翼其上有副翼和襟翼加尾翼的布局。那时人们在设计飞机时的思想是采用附着涡流型
42、,强调提高附着涡量、减少自由涡量,尽量保证气流在流经翼面时不发生分离,这种布局通常具有良好的稳定性。人们在世纪年代就已开始研究自由涡能量的利用问题,在世纪年代后涡升力理论被应用到飞机设计中,给飞机设计思想带来了革命,自此气动布局设计进入了脱第页国防科学技术大学研究生院学位论文体涡流型时代,人们从避免涡到利用涡,出现了许多新的气动布局,如三角翼、边条翼、鸭翼等。研究表明,在大迎角状态,对于大后掠角机翼,气流在前缘分离形成集中涡,集中涡沿着其自由边缘卷成螺旋状,从机翼根部脱出,沿展向越来越大,形成一个锥形的高能旋转气流,好象一个大喇叭沿翼展方向横悬在机翼上方,这就是脱体涡,脱体涡流过机翼上表面时,
43、带动机翼上表面气流加速,使机翼上表面的吸力升高,从而提高了机翼总升力,这就是涡升力理论。涡升力理论的提出推动了第三代战斗机的发展,.、.、.、.等飞机便是涡升力设计思想成功范例,这些飞机的机动性能达到前所未有的高度。涡升力理论在大型飞机设计方面应用的代表则是英法联合研制的“协和”号超声速客机的细长形机翼,这种飞机在起飞时机头昂起,型机翼前缘气流发生分离并形成脱体涡,产生很大涡升力,其起飞和着陆距离大大缩短。鸭式布局则是涡升力设计思想的另一种布局形式的体现。在机翼前面的机身两侧装置小翼,根据鸭翼与主翼的距离可分为近距耦合和远间距两种。远间距布局的鸭翼对主翼的干扰主要表现为下洗,下洗使得机翼升力减
44、小,又由于垂尾装在主翼上,离重心近,方向稳定力矩小,而机头较长,不稳定力矩较大,使整个飞机的方向稳定性下降,因此第三代战斗机并未采用远间距鸭式布局。近距鸭翼布局可使鸭翼和主翼之间产生前后翼旋涡的有利的耦合干扰,因此被称为近距耦合鸭式布局,通过小展弦比、较大后掠角的前翼产生的脱体涡对主翼产生干扰,加强主翼前缘涡,抑制大迎角主翼气流分离,提供附加升力,推迟主翼气流分离;同时,主翼上表面的低压作用又提高了前翼脱体涡的稳定性,使前翼失速迎角进一步提高,这就是近距耦合效应。这样不仅增大了总升力,还改善飞机的失速性能。蛆色列的“幼狮”、法国的“阵风”、欧洲的.和俄罗斯的.等都采用近距耦合鸭式布局。三翼面布
45、局是由鸭面前翼、主翼、尾翼构成的布局。中国歼一系列飞机中有一改进型.就采用了三翼面布局,在机翼前上方机身上加了一对侧板,实现对涡的控制作用:俄罗斯的战斗机的发展型,等及其第四代歼击机.“金雕”更是采用三翼面布局的杰出代表。这种布局除了具有涡升力的优点,还可以提高机动性和操纵性,较容易实现直接升力控制。三翼面布局的缺点是由于增加了鸭翼导致了阻力和重量的增大,电传操纵系统也会复杂一些。不过这种布局对提高常规布局战机的机动性有着明显的效果”“。无尾布局包括既无平尾又无垂尾和有垂尾而无平尾两种布局,但目前较常采用和人们研究较多的是后者,因无尾布局飞机外形扁平,故常称“飞翼”布局。推力矢量技术的发展使这种布局的实现成为可能。这种布局更强调翼身融合的整体性,突出隐身能力,同时又可增大机体容积。早在二战期间,美国和德国就开始研究这种布局的飞机。美国一隐型轰炸机采用的就是飞翼布局,其雷达反射
