随着民机飞行性能要求的不断提高,机翼变体技术逐渐成为研究热点,在柔性变形翼设计与传统后缘襟翼优化方面研究成果逐渐增多,而对于两种机翼构型在不同飞行工况下的气动性能对比则研究较少。本文以标准NACA4418翼型为基础,分别建立柔性变后缘弯度机翼及二段翼二维模型,通过求解定常不可压Navier-Stokes方程,研究了在飞行参数及后缘偏转角相同的情况下两种翼型的升阻力特性,并分别讨论不同迎角、不同后缘弯度对两种翼型气动性能的影响。本文结果对民机变弯度机翼构型设计具有一定的工程参考意义。

增升装置的设计对于大型客机来说是十分重要的,柔性可变弯的增升装置是未来大型客机的发展趋势,也是当前的研究热点。以某大型宽体客机内段翼型为研究对象,在襟翼内部的柔性变弯机构的带动下,可以使襟翼的后50%部分实现柔性变弯。在原始刚性襟翼的基础上,柔性变弯后的襟翼可使襟翼后缘增加8°的偏角。之后在三维后缘铰链襟翼机构的带动下,同时襟翼内部使用柔性变弯机构,采用"前缘下垂+后缘襟翼柔性变弯+后缘简单铰链襟翼联合扰流板下偏",进行起飞和着陆构型的二维气动/机构一体化优化设计,优化出来的结果与原始不柔性变弯的翼型相比,起飞构型的最大升力系数的增加量为0.119,着陆构型的最大升力系数的增加量为0.162,且着陆最优构型推迟1°迎角失速。

以X-47B飞翼式布局舰载无人机为研究对象,构建三维NACA 4415bis基准翼型结构,采用数值模拟计算的方法,对比研究了该无人机在起降过程中后缘襟翼对无人机整体的升阻特性影响。选取无人机在0°攻角下,来流马赫数分别为0.1ma、0.3ma、0.5ma、0.7ma、0.9ma,襟翼弯曲角度为0°~15°的工况条件,分析不同襟翼弯曲角度对无人机气动性能的影响。数值结果表明:添加后缘襟翼后,无人机的升、阻力系数随襟翼弯曲角度的增大呈现线性增大趋势;但因升力系数的增幅高于阻力系数的增幅,无人机的升阻比有较高的提升。如飞行速度为0.5ma时,无人机的最大增升效果相比0°襟翼时高219%。综上,舰载无人机在起降过程中应调节后缘襟翼弯曲角度来获取最佳气动性能状态。