飞翼式舰载无人机起降过程后缘襟翼增升效果数值模拟

简介

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。