翼吊式短艙內(nèi)外流場(chǎng)干擾與氣動(dòng)優(yōu)化研究.pdf

1、翼吊式布局是客機(jī)與轟炸機(jī)等飛機(jī)最主要的發(fā)動(dòng)機(jī)布局方式。該布局下，機(jī)翼/機(jī)身/短艙/吊架（B-W-N-P）組合體間存在著復(fù)雜的流動(dòng)相互干擾。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)干擾更為復(fù)雜。為了解組合體氣動(dòng)特性及短艙動(dòng)力狀態(tài)影響，本文應(yīng)用數(shù)值模擬方法，以DLR-F6模型為原始模型，研究通流及動(dòng)力狀態(tài)下B-W-N-P組合體的氣動(dòng)特性。
　　本文首先進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)條件下F6基準(zhǔn)模型通流數(shù)值模擬。將組合體氣動(dòng)性能所得結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)值進(jìn)行比較，確立了用于復(fù)雜整機(jī)計(jì)算所

2、用的數(shù)值方法，并對(duì)組合體各部件之間氣動(dòng)干擾進(jìn)行了初步分析。在此基礎(chǔ)上，計(jì)算了高空狀態(tài)下，F(xiàn)6基本型變攻角時(shí)通流及動(dòng)力工況下組合體氣動(dòng)性能。結(jié)果表明攻角的小范圍變化對(duì)短艙進(jìn)排氣特性影響較小，短艙表面阻力系數(shù)、機(jī)翼升阻力系數(shù)隨攻角增大而增大；攻角變化下動(dòng)力狀態(tài)使短艙氣動(dòng)性能、機(jī)翼升阻力特性均有所改善。
　　其次，變化短艙在機(jī)翼展向、弦向、高度方向位置，計(jì)算了改型模型在高空通流及動(dòng)力狀態(tài)下的組合體三維流場(chǎng)。結(jié)果表明各方向短艙變化對(duì)短艙進(jìn)

3、排氣特性影響甚微；隨短艙展向位置向翼稍方向變化，W-N-P結(jié)構(gòu)各部件氣動(dòng)性能呈非單調(diào)變化；隨短艙弦向位置向機(jī)尾方向變化，短艙阻力單調(diào)增加，機(jī)翼升阻力性能非單調(diào)變化；隨短艙高度方向位置向遠(yuǎn)離下翼面方向變化，短艙阻力單調(diào)減小，機(jī)翼升阻力性能非單調(diào)變化。
　　再次，模擬短艙帶渦流發(fā)生器在高空通流及動(dòng)力狀態(tài)。結(jié)果表明巡航下，渦流發(fā)生器對(duì)短艙進(jìn)排氣性能影響??；通流及動(dòng)力下，伴隨渦流發(fā)生器向短艙尾部移動(dòng)，短艙阻力系數(shù)增加，機(jī)翼阻力系數(shù)變化較小

4、，機(jī)翼升力系數(shù)呈非線性規(guī)律分布；變渦流發(fā)生器尺寸，短艙阻力系數(shù)及機(jī)翼升力系數(shù)變化甚微，機(jī)翼阻力系數(shù)以小尺寸模型為大；動(dòng)力條件使得短艙及機(jī)翼相關(guān)氣動(dòng)特性變好。
　　最后，近似模擬起飛及高空機(jī)翼動(dòng)力響應(yīng)兩種動(dòng)態(tài)過程，探討穩(wěn)態(tài)計(jì)算算法結(jié)合動(dòng)態(tài)方法運(yùn)用于瞬態(tài)計(jì)算時(shí)的可行性并簡(jiǎn)要分析相關(guān)部件氣動(dòng)特性。結(jié)果表明，起飛時(shí)，進(jìn)氣道性能受地面影響，總壓恢復(fù)降低較劇烈；動(dòng)力條件對(duì)起飛抬頭及爬升狀態(tài)影響明顯，滑跑時(shí)影響不大。動(dòng)態(tài)響應(yīng)計(jì)算表明算法可有效反