基于升力线理论的机翼几何扭转设计方法

作     者：乔宇航 马东立 邓小刚 Qiao Yuhang;Ma Dongli;Deng Xiaogang

作者机构：北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室绵阳621000 

出 版 物：《北京航空航天大学学报》 (Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics)

年 卷 期：2013年第39卷第3期

页      面：320-324页

核心收录：

学科分类：08[工学] 082501[工学-飞行器设计] 0825[工学-航空宇航科学与技术] 

基　　金：空气动力学国家重点实验室开放课题"监测用长航时无人机气动布局研究"(SKLA201103) 

主　　题：升力线理论 几何扭转 升力分布 诱导阻力 

摘      要：针对飞机设计对于减小诱导阻力的需求,结合升力线理论中三维机翼诱导阻力的相关研究,提出机翼的几何扭转设计方法.此设计方法以总升力、机翼平面形状、翼型气动特性为输入参数,以机翼的几何扭转为输出.在低速情况下,利用此方法得到的机翼具有椭圆形升力分布,从而具有最小的诱导阻力.采用远场法计算诱导阻力,应用参数化方法和CATIA实现机翼的自动生成,应用网格生成工具ICEM的脚本语言实现气动网格自动生成,应用MATLAB的符号运算功能编制程序.该设计方法适用于低速有粘流中平直翼的几何扭转设计,算例的CFD(Computational Fluid Dynamics)计算结果表明:利用该方法设计的机翼展向升力分布为椭圆,并能有效降低机翼的诱导阻力.