为研究超声速状态下不同剖面形状弹翼的气动性能影响,本文设计了具有相同面积和展弦比的弧形剖面、菱形剖面及六边形剖面三种弹翼,采用CFD数值模拟方法分别计算在0°、5°、10°及15°迎角下,马赫数从0.8到2变化时,分别比较三种不同剖面形状弹翼的升力系数、阻力系数及升阻比,分析了三种不同剖面形状弹翼的气动特性。结果表明,在不同的迎角下,三种不同剖面形状弹翼中,菱形剖面弹翼的升阻比特性最好,其激波阻力最小,六边形剖面弹翼的阻力特性最差,三种弹翼的升力特性差距不大。

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。

以亚声速飞翼布局无人飞行器X-47B为研究对象,选用NACA4415bis为基准翼型,采用三维数值仿真计算方法,设计襟翼并研究其在不同迎角、不同下放角度下升阻力特性及表面压力分布。构建网格并进行无关性验证与可行性分析,网格划分方法符合翼型及简单襟翼特点,可准确分析流动形态及增升机理。数值分析结果表明其增升能力较初始外形有显著提高,增升设计在迎角小于等于12°、下放角度为8°时可实现升力系数要求并实现最大增升效果,迎角过大时下放襟翼会导致飞行器提前发生失速现象,但仍可实现部分增升效果。该增升方案适用于大多数翼身融合布局飞行器。

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