飞机低速至亚音速阶段升阻特性研究
发布时间：2021-10-16 06:29
<正>马赫数0.3处于传统意义的低速与亚音速之间,处于高速风洞试验可用风速的最小边缘,流场品质难以保证,因此一般很难直接通过风洞试验获得。本文选择某低速流场品质相对较好的风洞,以某型飞机为例,开展相关风洞试验,并对风洞试验数据进行修正,得到某飞机Ma0.3时的升阻特性数据。通过对修正后的风洞试验数据进行分析,得到Ma0.3附近飞机的气动力特点,分析结果可用于优化后续风洞试验。
【文章来源】：中国科技信息. 2020,(17)
【文章页数】：2 页
【部分图文】：
不同马赫数时的气动特性对比曲线（原始结果）
估算真实飞行状态下全机最大升力系数yF.SmaxC；（2）风洞试验结果失速迎角的修正ααyyyS/)(CCCmaxW.TmaxF.S=，并进行迎角修正aF.S=a0+（aW.T-a0）×（aljW.T+Δas-a0）/（aljW.T-a0）；（3）真实飞机的升力系数修正CyF.S=CyW.P+（aF.S-aW.T）Cya；（4）飞机的废阻系数修正CxpW.T=CxW.T-Cy2F.S/（A×π）；（5）真实飞机的阻力系数修正CxW.T=CxpW.T+Cy2F.S/（A×π）+ΔCx0。修正后的数据分析图2给出了某飞机不同马赫数试验结果进行支架干扰修正和雷诺数修正后的升阻特性及俯仰力矩曲线。支架干扰修正及雷诺数修正后，失速迎角及最大升力系数增大，说明大迎角时机翼上表面局部气流分离的严重程度不同，以及其所产生的平尾处下洗存在差异，直观表现在最大升力系数的差别，以及大迎角时阻力系数及俯仰力矩系数的不同。通过将Ma0.5数据与现有气动数据进行对比，吻合度较好，说明本次风洞试验数据是可靠的、可信的。对修正结果进行分析，得到以下结论：在临界迎角前，马赫数0.3、0.4、0.5时的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数基本相同，差异很小；在临界迎角后，随着马赫数增大（Ma0.3至0.5），升力系数、阻力系数增大，低头力矩增大。对后续风洞试验的启示飞机一般在较小迎角飞行，不会达到临界迎角。以某型飞机为例，通过对不同状态Ma0.3时迎角进行计算，发现其均小于临界迎角，且具有一定的余量，因此即便考虑突风等不可控因素，也可以涵盖一般情况下的飞行。因此在Ma0.3、0.4时，采用Ma0.5时的气动数据，是可以满足计算分析需要的。因此后续风洞试验可以优化试验条件，在确保安全的前提下，达到节约经?
本文编号：3439329
【文章来源】：中国科技信息. 2020,(17)
【文章页数】：2 页
【部分图文】：
不同马赫数时的气动特性对比曲线（原始结果）
估算真实飞行状态下全机最大升力系数yF.SmaxC；（2）风洞试验结果失速迎角的修正ααyyyS/)(CCCmaxW.TmaxF.S=，并进行迎角修正aF.S=a0+（aW.T-a0）×（aljW.T+Δas-a0）/（aljW.T-a0）；（3）真实飞机的升力系数修正CyF.S=CyW.P+（aF.S-aW.T）Cya；（4）飞机的废阻系数修正CxpW.T=CxW.T-Cy2F.S/（A×π）；（5）真实飞机的阻力系数修正CxW.T=CxpW.T+Cy2F.S/（A×π）+ΔCx0。修正后的数据分析图2给出了某飞机不同马赫数试验结果进行支架干扰修正和雷诺数修正后的升阻特性及俯仰力矩曲线。支架干扰修正及雷诺数修正后，失速迎角及最大升力系数增大，说明大迎角时机翼上表面局部气流分离的严重程度不同，以及其所产生的平尾处下洗存在差异，直观表现在最大升力系数的差别，以及大迎角时阻力系数及俯仰力矩系数的不同。通过将Ma0.5数据与现有气动数据进行对比，吻合度较好，说明本次风洞试验数据是可靠的、可信的。对修正结果进行分析，得到以下结论：在临界迎角前，马赫数0.3、0.4、0.5时的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数基本相同，差异很小；在临界迎角后，随着马赫数增大（Ma0.3至0.5），升力系数、阻力系数增大，低头力矩增大。对后续风洞试验的启示飞机一般在较小迎角飞行，不会达到临界迎角。以某型飞机为例，通过对不同状态Ma0.3时迎角进行计算，发现其均小于临界迎角，且具有一定的余量，因此即便考虑突风等不可控因素，也可以涵盖一般情况下的飞行。因此在Ma0.3、0.4时，采用Ma0.5时的气动数据，是可以满足计算分析需要的。因此后续风洞试验可以优化试验条件，在确保安全的前提下，达到节约经?
本文编号：3439329
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