剪切式滑動蒙皮變后掠翼氣動特性研究.pdf

1、近些年來，隨著航空航天領(lǐng)域?qū)Ω咝芤约白凅w飛行器需求的增長，并且伴隨著智能材料結(jié)構(gòu)研究與仿生飛行的快速發(fā)展，可變后掠翼飛行器的研究再次迅速成為了航空航天技術(shù)創(chuàng)新領(lǐng)域的熱點(diǎn)?？勺兒舐右盹w行器采用智能變形技術(shù)，可以解決普通固定翼飛行器只能采用單一氣動布局設(shè)計的缺陷，從而改善飛行器多功能性，針對飛行各階段的不同要求改變機(jī)翼后掠角，使之適應(yīng)不同的飛行狀態(tài)，達(dá)到實(shí)時最優(yōu)性能。
　　本文參考目前世界上現(xiàn)有的變后掠技術(shù)，采用了一種新型變后掠方式

2、——剪切式滑動蒙皮變后掠，通過對變后掠翼身組合體變后掠過程中不同氣動布局的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行數(shù)值仿真，找到一種較優(yōu)的變后掠規(guī)律。主要內(nèi)容如下：
　　一、闡述了“剪切式滑動蒙皮變后掠”方案的概念，指出“剪切式滑動蒙皮變后掠”方式與傳統(tǒng)“旋轉(zhuǎn)式變后掠”方式的不同之處，在理論上找出兩種變后掠方式可能形成的氣動特性的差異，并簡單設(shè)計了“剪切式滑動蒙皮變后掠”機(jī)構(gòu)。
　　二、列出幾種常用計算空氣動力學(xué)基本方程，并進(jìn)行了基本推導(dǎo)，找出適用本文

3、實(shí)驗(yàn)所需的湍流模型。利用計算機(jī)輔助設(shè)計軟件對變后掠翼身組合體進(jìn)行三維建模，通過CFD軟件對模型劃分網(wǎng)格并進(jìn)行數(shù)值模擬計算。
　　三、根據(jù)數(shù)值模擬計算，得出不同后掠角布局模型在不同條件下的氣動數(shù)值。對可變后掠翼身組合體模型在各變形狀態(tài)下的氣動特性進(jìn)行分析比較，找出產(chǎn)生氣動特性差異的原因。分析表明：在亞聲速飛行階段，由于壓差阻力和摩擦阻力較小，小后掠角的升阻比較大，氣動特性較好；而在跨聲速和超聲速階段，由于激波阻力的急劇上升，導(dǎo)致阻力

4、系數(shù)急劇增大，此時機(jī)翼后掠會延緩激波的產(chǎn)生，這對飛機(jī)高速飛行是十分有利的。
　　四、通過模擬計算傳統(tǒng)“旋轉(zhuǎn)式變后掠”方式的大后掠角翼身組合體模型流場，與“剪切式滑動蒙皮變后掠”翼身組合體的氣動數(shù)據(jù)進(jìn)行對比分析，發(fā)現(xiàn)新型變后掠氣動布局在寬廣速域范圍內(nèi)均比傳統(tǒng)變后掠氣動布局具有更優(yōu)的升阻比，并找出了兩種不同變后掠方式形成氣動特性差異的機(jī)理。
　　五、最后根據(jù)前面模擬計算的數(shù)據(jù)，以及對比各氣動特性變化圖，以升阻比最佳作為約束條件，