【折叠翼气动特性数值模拟分析案例3100字】

折叠翼气动特性数值模拟分析案例目录TOC\o"1-3"\h\u29846折叠翼气动特性数值模拟分析案例 1163971.1前言 1196521.2可折叠机翼的气动外形 1261641.3数值计算结果 4297831.4折叠翼飞行器巡航性能与俯冲性能 81.1前言目前存在一些可调整部分机翼形状的飞机，如F-14和F-111战斗机等，机翼所能改变的角度有限，最多只能改变机翼面积的5％。同时必要控制部件的增加会使飞机的总重量增大，一定程度上会抵消机翼变形引起的气动特性的提升。美国国防预研计划局（DARPA）和空军研究实验室正在实施一项称为“变形飞行器结构”（MAS）的计划，该项目是想通过改变飞行器的气动外形使飞行器在执行不同的任务时保持气动特性的最优化，希望最终能够研制出一种既能让飞机快速抵达目的地，又能长期滞留在目标上空，续航能力比“全球鹰”无人机更强，机动性能比F/A-22战斗机更好，可用于执行多种形式作战任务的新一代军用飞机[7]。在“变形飞行器结构”项目的所有合同承包商当中，洛克希德·马丁公司提出的“折叠机翼”方案引人瞩目。随着在未来飞行器所要执行的任务数量增多，不确定性增强，在执行不同任务的情况下，使飞行器保持良好的气动特性是可能的并且是必要的。本文设计了一种折叠机翼模型，研究其在不同攻角下的气动特性以及气动特性随机翼折叠角改变的变化规律，并且对折叠机翼的巡航能力与俯冲性能进行了一定的讨论与分析。1.2可折叠机翼的气动外形本文研究的是适用于亚声速飞行的可折叠翼，如图4-1可折叠翼的尺寸图所示，内翼根处的弦长为5.74m，外翼稍处的弦长为0.59m，当机翼的折叠角为0°时，机翼的总面积为。本文的基础翼型为NACA65210，图4-2为可折叠机翼三维模型，其中内翼的折角可以为0°~130°，外翼的上反角维持在0°不变如图4-2所示，当机翼的折叠角为0°时，适用于巡航阶段的飞行，如图4-2所示，当折叠角为120°时，适用于俯冲阶段。图4-1可折叠翼尺寸图（a）0°折叠角 （b）30°折叠角（c）60°折叠角（d）90°折叠角（e）120°折叠角图4-2可折叠机翼三维模型以90°折叠角机翼为例，计算域网格划分以及翼型处网格划分如图4-3所示。（a）计算域网格划（b）翼型处网格划分图4-3计算域网格划分以及翼型处网格划分1.3数值计算结果当来流马赫数为0.6，飞行攻角为0°~10°时，不同折叠角下机翼的升力系数、阻力系数、力矩系数以及升阻比随攻角的变化如图4-3所示。（a）不同折叠角下升力系数随攻角的变化曲线（b）不同折叠角下阻力系数随攻角的变化曲线 （c）不同折叠角下升阻比随攻角的变化曲线（d）不同折叠角下力矩系数随攻角的变化曲线图4-4不同折叠脚下升力系数、阻力系数、升阻比以及力矩系数随攻角的变化曲线由图（a）可以看出，在攻角小于10°的时候，不同机翼折叠角下，升力系数均随攻角的增大而增大，当攻角相同时，升力系数随机翼折叠角的增大而减小。由图（b）可以看出，当攻角小于2°时，阻力系数随折叠角的增大而增大，当攻角大于4°时，阻力系数随折叠角的增大而减小。观察图（c）可以发现，不同机翼折叠角下，升阻比均随着攻角的增大呈现处先升高后降低的趋势，当攻角相同时升阻比随着机翼折叠角的增大而降低。由图（d）可知，当攻角相同时，机翼的折叠角越大，俯仰方向上的低头力矩就会越小，可以提高飞行器的操纵性，但也会使飞行器的稳定性降低。接下来通过折叠翼表面的压力分布云图（如图4-4）以及相关理论对上述流动机理进行说明。（a）折叠角为0°时机翼表面压力分布云图（b）折叠角为30°时机翼表面压力分布云图（c）折叠角为60°时机翼表面压力分布云图（d）折叠角为90°时机翼表面压力分布云图（e）折叠角为120°时机翼表面压力分布云图（f）折叠角为120°时机翼表面压力分布云图图4-5不同机翼折叠角下机翼表面的压力分布云图由图4-5可以看出，随着机翼折叠角增大，外翼上表面的压力明显增大，机翼与机身相连的固定部分其上表面的压力减小，但由于外翼受到压力变化影响的区域更大，所以整体上升力依旧呈现随折叠角增大而下降的趋势。机翼在折叠的过程中会使有效的翼面面积变小，因此也会造成升力变小。观察折叠角为120°时机翼表面压力云图（e）和（f）可以发现内翼的内外两侧存在一定的压力差，内侧也就是靠近翼根那一测由于有压力为负表现为受到吸力的作用，外侧也就是靠近翼稍的那一侧，由于压力分布为正，所以表现为受到挤压的作用，同时因为机翼的折叠角度为120°，所以机翼可折叠部分所受合力在Y轴上的分量沿Y轴的负方向，会进一步导致升力下降。我们也可以通过升力线理论式1.1对升力系数随折叠角的变化规律作出解释。 （1.1）其中为翼剖面升力系数曲线斜率，理论值为，为展弦比，为有效攻角，为与机翼平面形状有关的正值小量。机翼在向上内折的过程中，展弦比变小，因此会使得升力系数减小。机翼所受到的阻力可以分为零升阻力和诱导阻力，其中诱导阻力是指由升力产生的那部分阻力，根据升力线理论式1.2可判断诱导阻力系数与升力系数的关系。 （1.2）式中表示诱导阻力系数，为与机翼平面形状有关的小正数，由式1.2可知，展弦比与升力系数相比对诱导阻力系数的影响正好相反，当折叠翼向上折叠时展弦比的减小会造成诱导阻力系数增大，而升力系数的减小又会造成诱导阻力系数的减小。当攻角较小时，升力系数随折叠角的变化幅度较小，此时诱导阻力受展弦比变化的影响较大，随着展弦比减小，诱导阻力系数会增大，因此阻力系数会随着折角的增大而增大；当攻角较大时，升力系数随折叠角的变化幅度较大，此时诱导阻力受升力系数的影响较大，随着升力系数减小，诱导阻力系数会减小，因此阻力系数会随着折角的增大而减小。图4-6展示了2°攻角下，来流马赫数分别为升0.55、0.6和0.65时升力系数随机翼折叠角的变化规律，由图可以看出，同一机翼折叠角下，升力系数随来流马赫数的增大而增大。因此可以得出飞行器在同一高度飞行时，可通过折叠内翼来提高飞行的速度。结合图4-3（a）我们可以看出无论是在不同马赫数下还是在不同攻角下，机翼的折叠角由60°变为90°时，升力系数下降的幅度最大，这说明当内翼由提供升力变为不提供升力对机翼所受升力的影响比内翼提供升力但提供的升力减小或内翼上下翼面颠倒提供沿Y轴负向力对机翼所受升力产生的影响大。图4-6不同马赫数下，升力系数随机翼折叠角的变化关系图1.4折叠翼飞行器巡航性能与俯冲性能综合上述计算结果我们可以发现当机翼的折叠角为0°时，机翼的翼面面积与展弦比为最大值，此时飞行器拥有最大的升力与升阻比，所以机翼完全展开的飞行器处于平飞状态时需要的迎角最小，并且可以使飞行器飞行较远的航程，拥有较长的滞空时间，因此机翼折叠角为0°适合于巡航状态的飞行。接下进行有关于飞行器俯冲性能的讨论，俯冲运动是一个重力势能转变为动能的过程，整个俯冲过程可分为进入俯冲、俯冲直线以及改出俯冲三个阶段。进入俯冲阶段飞行器的飞行轨迹向下弯曲，在进入俯冲直线阶段前会产生一个下降的高度量，可由近似公式1.3求得。 （1.3）改出俯冲阶段涉及到了速度、高度、俯仰角以及攻角的变化，因为涉及到飞行安全的问题，此阶段的高度下降量需要格外注意，该阶段的高度损失量可由近似公式1.4求得。 （1.4）式1.3中的和分别代表进入俯冲阶段的平均速度与俯仰角的大小，式1.4中的和分别代表改出俯冲阶段的平均速度与俯仰角的大小。两式中的代表升力方向的过载系数，。飞行器进入俯冲阶段可通过折叠机翼减小受到的升力的大小，进而能够减小，由式1.3可