針對(duì)多控制面尺寸對(duì)彈性前掠翼靜氣彈響應(yīng)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)算和分析了亞聲速條件下前、后緣控制面弦向和展向尺寸對(duì)前掠翼模型氣動(dòng)特性和彈性變形特性的影響。計(jì)算結(jié)果表明:當(dāng)前緣控制面弦向尺寸增大而后緣控制面弦向尺寸減小時(shí),升力特性在迎角變化呈現(xiàn)相反特性,較小迎角條件下,升力特性逐漸變差,較大迎角條件下變好;當(dāng)前緣控制面弦向尺寸增大而后緣控制面尺寸減小時(shí),較小迎角條件下彎曲變形和扭轉(zhuǎn)變形減緩,而較大迎角時(shí)相反;隨著前、后緣控制面展向尺寸的增大,升力系數(shù)增大,升力特性提高;當(dāng)前、后緣控制面展向尺寸逐漸增大時(shí),較小迎角條件下彎曲變形加劇,扭轉(zhuǎn)變形減緩,而較大迎角條件下彎曲和扭轉(zhuǎn)變形均有所減緩。計(jì)算分析得到的規(guī)律可為前掠翼飛行器的設(shè)計(jì)及優(yōu)化提供有益參考。

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圖4殘差和升力系數(shù)隨CFD迭代次數(shù)的變化(a)殘差(b)升力系數(shù)(residual)(liftcoefficient)

562應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào)第36卷對(duì)計(jì)算模型進(jìn)行網(wǎng)格剖分如圖3所示，流場(chǎng)網(wǎng)格和結(jié)構(gòu)網(wǎng)格數(shù)量級(jí)分別為400萬(wàn)和80萬(wàn)。(a)流場(chǎng)網(wǎng)格(b)控制面網(wǎng)格(c)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格(flowfieldmesh)(controlsurfacemesh)(structuremesh)圖3計(jì)算模型網(wǎng)格Fig.3M....

圖5(c)升阻比圖5(d)俯仰力矩系數(shù)(lift-dragratio)(pitchingmomentcoefficient)圖5不同偏轉(zhuǎn)方式的氣動(dòng)特性

圖6不同偏轉(zhuǎn)方式的彈性變形(a)翼梢前緣Z向撓度(b)翼梢扭轉(zhuǎn)角(Z-directiondeformationdisplacement(torsionalangleofwingtip)ofwingtip)

face模型簡(jiǎn)稱(modelabbreviation)δL/(°)δT/(°)Baseline00LU-TD1010LD-TD-1010圖5(a)升力系數(shù)圖5(b)阻力系數(shù)(liftcoefficient)(dragcoefficient)圖5(c)升阻比圖5(d)俯仰力矩系數(shù)(....

圖7(c)升阻比圖7(d)俯仰力矩系數(shù)(lift-dragratio)(pitchingmomentcoefficient)圖7不同控制面弦長(zhǎng)模型的基本氣動(dòng)特性Fig.7Theaerodynamiccharacteristicsofmodelswithdifferentchordsize

第3期蘇新兵，等：多控制面尺寸對(duì)前掠翼靜氣彈響應(yīng)影響分析563圖7(c)升阻比圖7(d)俯仰力矩系數(shù)(lift-dragratio)(pitchingmomentcoefficient)圖7不同控制面弦長(zhǎng)模型的基本氣動(dòng)特性Fig.7Theaerodynamiccharacteri....

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