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运输机最大升力系数雷诺数效应风洞试验及外插修正研究

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运输机最大升力系数雷诺数效应风洞试验及外插修正研究

探索创新交流——第六届中国航空学会青年科技论坛

作者：刘毅赵晓霞张鹏王超中航飞机股份有限公司汉中飞机分公司

某运输机在国内的FL-12、FL-13和FL-9风洞中完成了雷诺数(Re)范围为700000000000的变雷诺数低速风洞试验,但相对实际飞行雷诺数15000000还有较大差异,需要对雷诺数效应显著的气动特性参数如最大升力系数C进行外插修正。由于采用厚翼型... 详细信息

某运输机在国内的FL-12、FL-13和FL-9风洞中完成了雷诺数(Re)范围为700000000000的变雷诺数低速风洞试验,但相对实际飞行雷诺数15000000还有较大差异,需要对雷诺数效应显著的气动特性参数如最大升力系数C进行外插修正。由于采用厚翼型的直机翼飞机失速特性主要取决于翼型,因此结合DATCOM提供的Re范围在30000005000000的翼型C数据、风洞试验和数值计算结果分析表明:某型机的C可由Re的0.108次方加上常数的经验公式来表达,据此完成的C外插修正与试飞结果吻合;风洞试验获得的飞机C-Re关系与资料值一致性较好,数值计算结果能反映基本的C-Re趋势,但量值存在差异。

关键词：运输机最大升力系数雷诺数风洞试验 DATCOM 外插修正

来源： cnki会议评论

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cnki会议

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单缝襟翼缝道对升力线形态的影响研究

机械设计与制造 2024年

作者：曾锐赵新新刘毅李洪淼中电科芜湖通用航空产业技术研究院有限公司中电科芜湖钻石飞机制造有限公司

某大弯度翼型采用的单缝襟翼缝道对升力特性影响显著，可导致升力线整体形态的变化。基于求解RANS方程方法研究表明，缝道以襟翼相对主翼上翼面后缘点的距离为主要特征，存在升力线形态差异较大的5个区域，按照距离主翼上翼面后缘点的... 详细信息

某大弯度翼型采用的单缝襟翼缝道对升力特性影响显著，可导致升力线整体形态的变化。基于求解RANS方程方法研究表明，缝道以襟翼相对主翼上翼面后缘点的距离为主要特征，存在升力线形态差异较大的5个区域，按照距离主翼上翼面后缘点的距离由近至远依次命名为D、C、B、A、E区。A区与主翼的间距在1.01%-1.33%相对弦长之间，具有最高的最大的升力系数和失速迎角，升力线斜率量值较大，为0.088(1/°)。流场特性分析表明此区域内较小迎角时襟翼存在后缘气流分离，随着迎角逐渐增加逐步变化为附体流动。随着襟翼逐渐靠近主翼，依次为B区、C区，此区域内的升力特点是在小迎角时襟翼上就形成了附体流动，中小迎角时产生更大的升力增量，而随着迎角增加襟翼升力有降低趋势，升力线斜率可降低至0.036(1/°)，最大升力系数和失速迎角降低。D区距离主翼最小，增升效果降低且升力出现非线性。E区距离主翼最远，与主翼的耦合效果弱，增升作用最差。

关键词：单缝襟翼缝道气流分离增升最大升力系数

大型涡桨飞机发动机短舱对机翼气动影响及控制

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西安航空学院学报 2024年第1期42卷 14-18页

作者：赵富荣魏猛杨康智程志航中航通飞华南飞机工业有限公司研发中心广东珠海519040

为了研究大型涡桨飞机发动机短舱对机翼的气动干扰,首先分析短舱机翼的气动干扰对飞机失速特性和最大升力系数的影响,总结短舱机翼气动干扰的流动机理,然后结合实际案例进行工程应用分析。结果表明:短舱对机翼的气动影响主要表现在失速... 详细信息

为了研究大型涡桨飞机发动机短舱对机翼的气动干扰,首先分析短舱机翼的气动干扰对飞机失速特性和最大升力系数的影响,总结短舱机翼气动干扰的流动机理,然后结合实际案例进行工程应用分析。结果表明:短舱对机翼的气动影响主要表现在失速特性和最大升力系数方面;优化设计短舱控制剖面能有效改善飞机失速特性;通过精细设计调整短舱与机翼前缘涡流位置和强度,可以使短舱对机翼产生的气动影响符合设计预期。研究结果为改善大型涡桨飞机短舱对机翼气动干扰提供一定方法。

关键词：涡桨飞机短舱气动影响失速特性最大升力系数

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一种下单翼飞机近距耦合导流片的设计与研究

佳木斯大学学报（自然科学版） 2024年第4期42卷 78-82页

作者：梅源刘毅赵新新王磊平芜湖职业技术学院汽车与航空学院安徽芜湖241006 中电科芜湖通用航空产业技术研究院有限公司安徽芜湖241000

某下单翼通用飞机在大迎角时出现上翼面翼根气流分离,导致飞机最大升力系数降低。在机翼翼根前方的机身上加装小展弦比导流片,通过尾涡为分离区注入的高能气流改善了后方机翼的流场,后方机翼则通过绕流流场诱导导流片尾涡贴近机翼翼面,... 详细信息

某下单翼通用飞机在大迎角时出现上翼面翼根气流分离,导致飞机最大升力系数降低。在机翼翼根前方的机身上加装小展弦比导流片,通过尾涡为分离区注入的高能气流改善了后方机翼的流场,后方机翼则通过绕流流场诱导导流片尾涡贴近机翼翼面,二者形成了有利耦合。导流片参数影响研究表明导流片与机翼根部翼型相对重叠量约0.023时取得了较好的增升效果,最大升力系数增加量可达0.32。若导流片位置进一步远离机翼则不能与机翼流场耦合,重叠量加大则导流片受机翼干扰自身涡强不足。导流片较优的安装角应保证在机翼大迎角时导流片法向力系数足够大,且失速迎角大于机翼失速迎角。

关键词：导流片下单翼气流分离涡流最大升力系数

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大型水陆两栖飞机吹气襟翼设计与分析验证

航空动力学报 2016年第4期31卷 903-909页

作者：孙卫平杨康智秦何军中国航空工业集团公司中航通飞研究院有限公司总体气动研究室广东珠海519040

针对大型水陆两栖飞机的使用特点和指标要求,以原型机翼为基础,重点开展机翼附面层控制增升装置设计技术研究,设计了附面层控制的吹气襟翼方案.采用计算流体动力学方法作为初步设计的评估手段,全面分析评估了设计方案的气动力特性和流... 详细信息

针对大型水陆两栖飞机的使用特点和指标要求,以原型机翼为基础,重点开展机翼附面层控制增升装置设计技术研究,设计了附面层控制的吹气襟翼方案.采用计算流体动力学方法作为初步设计的评估手段,全面分析评估了设计方案的气动力特性和流场结构,最后通过风洞试验验证了该方案的增升效果.结果显示该设计方案在较宽的吹气动量系数范围内,最大升力系数均有不同程度的增幅,在吹气动量系数约为0.2左右时,获得最大的升力系数增量约为1.0,按照原型机的滑流影响规律推算,当采用吹气襟翼的主动流动控制方案后,起降速度能下降约30%,达到了设计指标.

关键词：水陆两栖飞机增升装置吹气襟翼风洞试验最大升力系数起降速度

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水陆两栖飞机内吹式襟翼优化设计

航空学报 2016年第1期37卷 300-309页

作者：王妙香孙卫平秦何军中航通飞研究院有限公司总体气动室珠海519040

为改善某型水陆两栖飞机的起降性能,提高其抗浪能力,需设计高性能吹气襟翼以满足其性能要求。本文在国内外已有的吹气襟翼研究基础上,结合飞机气动综合优化设计框架及计算流体力学(CFD)的优势,以设计出高气动效率及工程实用性的内吹式... 详细信息

为改善某型水陆两栖飞机的起降性能,提高其抗浪能力,需设计高性能吹气襟翼以满足其性能要求。本文在国内外已有的吹气襟翼研究基础上,结合飞机气动综合优化设计框架及计算流体力学(CFD)的优势,以设计出高气动效率及工程实用性的内吹式襟翼方案作为设计目标,对内吹式襟翼的基本形式、吹气缝道位置及喷缝参数等进行综合优化设计,最终通过风洞试验来验证优化设计方案的有效性。从分析及验证结果来看,通过本优化设计方法所设计的内吹式襟翼,能在使用相同吹气动量系数的条件下,明显推迟襟翼上的气流分离,实现最大升力系数20%左右的提升,显著提升了内吹式襟翼的气动效率,为进一步实现内吹式襟翼的工程应用奠定了基础。

关键词：水陆两栖飞机内吹式襟翼优化设计计算流体力学风洞试验最大升力系数

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短舱外侧导流片对民用运输机低速特性影响

航空动力学报 2022年第1期37卷 142-151页

作者：王祁旻郑隆乾张美红中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院上海201210

以提升民用运输机起降构型大迎角阶段的气动性能为目的,通过开展基于求解雷诺平均NavierStockes(RANS)方程的数值模拟,研究了翼吊短舱布局飞机的失速附近的流场特征,分析了短舱外侧导流片的作用机理以及导流片的安装位置和安装角对流动... 详细信息

以提升民用运输机起降构型大迎角阶段的气动性能为目的,通过开展基于求解雷诺平均NavierStockes(RANS)方程的数值模拟,研究了翼吊短舱布局飞机的失速附近的流场特征,分析了短舱外侧导流片的作用机理以及导流片的安装位置和安装角对流动控制效果的影响。短舱外侧导流片能够在大迎角工况下产生诱导涡,抑制外侧前缘缝翼放下后,在吊挂/短舱后主翼上翼面后缘出现的分离,能够达到提升全机最大升力系数的效果。短舱外侧导流片的安装位置会影响诱导涡的涡强以及涡在主翼上翼面的展向位置和高度,安装角主要影响诱导涡的涡强。在所研究的设计区间内,短舱外侧导流片能够提升全机最大升力系数约2.1%。

关键词：短舱外侧导流片增升装置翼吊短舱布局流动控制最大升力系数

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螺旋桨飞机升力失速特性研究

空气动力学学报 2015年第5期33卷 655-660页

作者：刘毅赵晓霞欧阳绍修中航飞机股份有限公司研发中心陕西汉中723000

飞机的最大升力系数 CLmax 直接影响翼载的选取，进而影响飞机的重量和经济性。螺旋桨飞机在带动力条件下 CLmax 随滑流强度增加而提高，但按照常规理论采用无动力 CLmax 数据选取的翼载偏小偏保守，没有充分发掘飞机的性能潜力。结合... 详细信息

飞机的最大升力系数 CLmax 直接影响翼载的选取，进而影响飞机的重量和经济性。螺旋桨飞机在带动力条件下 CLmax 随滑流强度增加而提高，但按照常规理论采用无动力 CLmax 数据选取的翼载偏小偏保守，没有充分发掘飞机的性能潜力。结合适航规定以及某四发螺旋桨飞机飞行实际情况，提出了一种基于发动机慢车状态确定 CLmax的概念，并将飞机带动力 CLmax 分解为无动力 CLmax 、螺旋桨拉力、螺旋桨法向力、滑流增升效应等4部分贡献，通过无动力和多天平带动力风洞实验完成了上述分量的模拟、测量和修正。计算表明某四发螺旋桨飞机在发动机慢车失速试飞条件下的滑流强度约为0．1，螺旋桨系统的动力增升作用使不同襟翼构型的 CLmax 增加8％～9％。该方法获得的 CLmax 与飞机试飞结果较为吻合，充分挖掘了飞机的低速性能潜力，并为同类螺旋桨飞机设计提供了一定的参考。

关键词：螺旋桨飞机滑流最大升力系数法向力风洞实验

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前缘缝翼尾缘喷流对多段翼流场的影响研究

空气动力学学报 2017年第2期35卷 220-228页

作者：杨茵陈迎春李栋西北工业大学航空学院流体系陕西西安710072 中国商用飞机有限公司上海飞机设计研究院上海201102

为了研究前缘缝翼尾缘剪切层对多段翼气动性能的影响,通过在前缘缝翼尾缘添加喷流的方式来改变缝翼尾缘处的剪切层。选取不同的喷流流量和流速等参数,利用CFD手段研究了喷流对缝道的速度分布以及多段翼各个翼面气动力的影响。多段翼二... 详细信息

为了研究前缘缝翼尾缘剪切层对多段翼气动性能的影响,通过在前缘缝翼尾缘添加喷流的方式来改变缝翼尾缘处的剪切层。选取不同的喷流流量和流速等参数,利用CFD手段研究了喷流对缝道的速度分布以及多段翼各个翼面气动力的影响。多段翼二维非定常流场由有限体积法求解的二维非定常雷诺平均Navier-Stokes方程得到。分析结果得到:前缘缝翼尾缘添加喷流后对多段翼各个翼面压力分布和最大升力系数均有较大影响,其中,主翼最大升力系数、总的最大升力系数、前缘缝翼和后缘襟翼升力系数随着喷流动量系数增加而增加。

关键词：前缘缝翼多段翼喷流最大升力系数缝道