針對(duì)不同控制面偏轉(zhuǎn)方式對(duì)彈性前掠翼靜氣彈特性的影響,基于計(jì)算流體力學(xué)/計(jì)算結(jié)構(gòu)力學(xué)（CFD/CSD）松耦合靜氣動(dòng)彈性數(shù)值計(jì)算方法,計(jì)算和分析了不同迎角、動(dòng)壓及馬赫數(shù)條件下前、后緣控制面聯(lián)合偏轉(zhuǎn)對(duì)前掠翼模型的氣動(dòng)特性和彈性變形特性的影響。計(jì)算結(jié)果表明:控制面偏轉(zhuǎn)對(duì)前掠翼飛機(jī)靜氣動(dòng)彈性特性影響較大;當(dāng)迎角變化,同向偏轉(zhuǎn)方式的氣動(dòng)特性和彈性變形特性較好,α=4°時(shí),彈性機(jī)翼的升阻特性較好;當(dāng)動(dòng)壓變化時(shí),反向偏轉(zhuǎn)方式的氣動(dòng)特性和彈性特性占優(yōu),最大升阻比較同向偏轉(zhuǎn)提高約7%,反向偏轉(zhuǎn)方式氣動(dòng)特性較好,最大升阻比較同向偏轉(zhuǎn)提高約7%;當(dāng)馬赫數(shù)變化時(shí),彈性機(jī)翼?xiàng)l件下3種模型分別在Ma=0.7時(shí)升力系數(shù)達(dá)到最大值。計(jì)算結(jié)果可以為前掠翼飛機(jī)的實(shí)際應(yīng)用提供參考。 

【文章來(lái)源】：空軍工程大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版). 2019,20(01)北大核心CSCD

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【部分圖文】：

圖１ｙ／ｂ＝０．９５展位壓力系數(shù)

圖２前掠翼計(jì)算模型示意圖３模型機(jī)翼幾何輪廓機(jī)翼為彈性，材料屬性為Ｅ１＝０．８９ＧＰａ，Ｅ２＝１．５４ＧＰａ，ｖ＝０．３１，Ｇ＝２．６ＧＰａ，ρ１＝３８１．９８ｋｇ／ｍ３；其中，Ｅ１指弦向彈性模量，Ｅ２指軸向彈性模量，ｖ是泊松比，Ｇ為剪切模量。用多面體網(wǎng)格對(duì)計(jì)算模型流場(chǎng)域進(jìn)行網(wǎng)格剖分，用四面體網(wǎng)格對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行剖分，流場(chǎng)網(wǎng)格和結(jié)構(gòu)網(wǎng)格單元數(shù)量分別為３００萬(wàn)和８０萬(wàn)，見(jiàn)圖４。圖４計(jì)算模型網(wǎng)格３結(jié)果與分析３．１不同迎角在Ｍａ＝０．６，Ｒｅ＝２．３２×１０６的條件下，采用ＣＦＤ／ＣＳＤ松耦合計(jì)算方法，對(duì)不同模型的靜氣動(dòng)彈性特性隨迎角的變化進(jìn)行研究。３．１．１氣動(dòng)特性由圖５（ａ）可知，彈性機(jī)翼的升力系數(shù)在小迎角時(shí)較剛性機(jī)翼大，大迎角時(shí)情況相反，這是由前掠機(jī)翼的正向扭轉(zhuǎn)決定的，機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)變形導(dǎo)致機(jī)翼局部迎角增大，小迎角條件下，機(jī)翼未失速，迎角增大導(dǎo)致升力系數(shù)增大，迎角過(guò)大時(shí)，由于局部機(jī)翼達(dá)到失速迎角，過(guò)大的扭轉(zhuǎn)變形會(huì)導(dǎo)致升力系數(shù)不增反降；無(wú)論是剛性機(jī)翼?xiàng)l件還是彈性機(jī)翼?xiàng)l件，控制面同向或者反向偏轉(zhuǎn)均可使升力系數(shù)提高，大迎角下同向偏轉(zhuǎn)方式比反向偏轉(zhuǎn)的提升幅度略大。圖５不同迎角模型的氣動(dòng)特性第１期蘇新兵，等：控制面偏轉(zhuǎn)方式對(duì)前掠翼靜氣彈特性的影響５１

圖２前掠翼計(jì)算模型示意圖３模型機(jī)翼幾何輪廓機(jī)翼為彈性，材料屬性為Ｅ１＝０．８９ＧＰａ，Ｅ２＝１．５４ＧＰａ，ｖ＝０．３１，Ｇ＝２．６ＧＰａ，ρ１＝３８１．９８ｋｇ／ｍ３；其中，Ｅ１指弦向彈性模量，Ｅ２指軸向彈性模量，ｖ是泊松比，Ｇ為剪切模量。用多面體網(wǎng)格對(duì)計(jì)算模型流場(chǎng)域進(jìn)行網(wǎng)格剖分，用四面體網(wǎng)格對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行剖分，流場(chǎng)網(wǎng)格和結(jié)構(gòu)網(wǎng)格單元數(shù)量分別為３００萬(wàn)和８０萬(wàn)，見(jiàn)圖４。圖４計(jì)算模型網(wǎng)格３結(jié)果與分析３．１不同迎角在Ｍａ＝０．６，Ｒｅ＝２．３２×１０６的條件下，采用ＣＦＤ／ＣＳＤ松耦合計(jì)算方法，對(duì)不同模型的靜氣動(dòng)彈性特性隨迎角的變化進(jìn)行研究。３．１．１氣動(dòng)特性由圖５（ａ）可知，彈性機(jī)翼的升力系數(shù)在小迎角時(shí)較剛性機(jī)翼大，大迎角時(shí)情況相反，這是由前掠機(jī)翼的正向扭轉(zhuǎn)決定的，機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)變形導(dǎo)致機(jī)翼局部迎角增大，小迎角條件下，機(jī)翼未失速，迎角增大導(dǎo)致升力系數(shù)增大，迎角過(guò)大時(shí)，由于局部機(jī)翼達(dá)到失速迎角，過(guò)大的扭轉(zhuǎn)變形會(huì)導(dǎo)致升力系數(shù)不增反降；無(wú)論是剛性機(jī)翼?xiàng)l件還是彈性機(jī)翼?xiàng)l件，控制面同向或者反向偏轉(zhuǎn)均可使升力系數(shù)提高，大迎角下同向偏轉(zhuǎn)方式比反向偏轉(zhuǎn)的提升幅度略大。圖５不同迎角模型的氣動(dòng)特性第１期蘇新兵，等：控制面偏轉(zhuǎn)方式對(duì)前掠翼靜氣彈特性的影響５１

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]飛機(jī)結(jié)構(gòu)氣動(dòng)彈性分析與控制研究[J]. 胡海巖,趙永輝,黃銳.  力學(xué)學(xué)報(bào). 2016(01)
[2]氣動(dòng)彈性計(jì)算中網(wǎng)格變形方法研究進(jìn)展[J]. 張偉偉,高傳強(qiáng),葉正寅.  航空學(xué)報(bào). 2014(02)
[3]主動(dòng)氣動(dòng)彈性機(jī)翼多控制面配平綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)[J]. 楊超,肖志鵬,萬(wàn)志強(qiáng).  工程力學(xué). 2011(12)
[4]彈性變形對(duì)柔性機(jī)翼氣動(dòng)特性影響分析[J]. 張華,馬東立,馬鐵林.  北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào). 2008(05)
[5]柔性復(fù)合材料前掠翼飛機(jī)靜氣動(dòng)彈性分析[J]. 萬(wàn)志強(qiáng),唐長(zhǎng)紅,鄒叢青.  復(fù)合材料學(xué)報(bào). 2002(05)
[6]前掠翼氣動(dòng)特性研究[J]. 張彬乾,B.Laschka.  西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào). 1989(03)



本文編號(hào)：3491391