民用飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)原理

1、民用飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)原理民用飛機(jī)可以隨時(shí)轉(zhuǎn)為軍用。海灣戰(zhàn)爭(zhēng)期間，美國曾動(dòng)員民用 飛機(jī)用于軍事運(yùn)輸。預(yù)警機(jī)、加油機(jī)等軍事用途飛機(jī)也往往由民用飛 機(jī)改型而成。下面是為大家分享民用飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)原理知識(shí)，歡迎大家閱讀瀏覽。寬體飛機(jī)相對(duì)于窄體飛機(jī)，超臨界機(jī)翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)的難點(diǎn)主要體現(xiàn)在哪里？(Dan)超臨界翼型設(shè)計(jì)的本質(zhì)是弱激波翼型的設(shè)計(jì)。超臨界翼型相較 于普通翼型，其頭部比較豐滿，降低了前緣的負(fù)壓峰值使氣流較晚達(dá) 到聲速。即提高了臨界馬赫數(shù)。同時(shí)超臨界翼型上表面中部比較平坦， 有效控制了上翼面氣流的進(jìn)一步加速，降低了激波的強(qiáng)度和影響范圍， 并且推遲了上表面的激波誘導(dǎo)邊界層的分離。 因此超臨界翼型有著更 高的臨

2、界馬赫數(shù)和更高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)。超臨界翼型與傳統(tǒng)翼型對(duì)比對(duì)于窄體飛機(jī)，其巡航馬赫數(shù)范圍在 0.78-0.80之間，通常巡 航時(shí)間占全航程比例不高，因此翼型設(shè)計(jì)需要多考慮起降、爬升等非 巡航性能。而寬體飛機(jī)的巡航馬赫數(shù)則通常在 0.85-0.90之間，并常 用于長(zhǎng)航程飛機(jī)，應(yīng)此翼型設(shè)計(jì)需要多考慮巡航性能。 更高的巡航馬 赫數(shù)使得機(jī)翼表面有很大的超聲區(qū)，使得通過翼型設(shè)計(jì)來削弱、推遲 激波的設(shè)計(jì)難度大大加大?？刂坡奢d荷一體化技術(shù)能改善飛機(jī)什么性能 ？有何效益？(Zhijie)放寬靜穩(wěn)定性使飛機(jī)阻力減小，減輕飛機(jī)的質(zhì)量，增加有用升力，使飛機(jī)的機(jī)動(dòng)能力提高；邊界控制技術(shù)減輕了駕駛員的工作負(fù)擔(dān)并保證飛機(jī)安

3、全；陣風(fēng)載荷減緩技術(shù)減小陣風(fēng)干擾下可能引起的過載，從而達(dá)到減輕機(jī)翼彎曲力矩和結(jié)構(gòu)疲勞的目的，并提高乘坐舒適性；機(jī)動(dòng)載荷控制改變飛機(jī)機(jī)動(dòng)飛行時(shí)機(jī)翼的載荷分布，降低翼根 處的彎曲力矩，從而減輕機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量和機(jī)動(dòng)時(shí)的疲勞載荷，最終可以提高商載能力和增加飛行航程；顫振模態(tài)控制技術(shù)通過改變翼面的非定常的氣動(dòng)力分部，從而 降低或改善機(jī)翼的氣動(dòng)彈性耦合效應(yīng)，最終達(dá)到提高顫振速度的目的。A320 陣風(fēng)載荷減緩控制系統(tǒng)說說風(fēng)洞試驗(yàn)中，風(fēng)洞的問題和縮比模型的問題、試驗(yàn)結(jié)果的一致性問題(Shaoyun)風(fēng)洞試驗(yàn)是指在風(fēng)洞中安裝試驗(yàn)?zāi)Ｐ停芯繗怏w流動(dòng)及其與模 型的相互作用，以了解實(shí)際飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)特性的一種空氣

4、動(dòng)力 試驗(yàn)方法。F22 飛機(jī)風(fēng)洞模型風(fēng)洞的基本參數(shù)一是風(fēng)洞幾何參數(shù)，包括風(fēng)洞截面積、風(fēng)洞試 驗(yàn)段長(zhǎng)度等，二是風(fēng)洞的試驗(yàn)風(fēng)速，一般地，00.3M范圍為低速風(fēng)洞，0.3M1M為高速風(fēng)洞，大于1M為超音速風(fēng)洞。由于模型縮比等原因，風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒荒芡耆Ａ粽鎸?shí)飛行器 的氣動(dòng)特性。風(fēng)洞試驗(yàn)通過采用相似準(zhǔn)則來盡可能地使試驗(yàn)特性同真實(shí)特性一致，通常根據(jù)試驗(yàn)的目的不同會(huì)選擇不同的相似準(zhǔn)則，但一般都會(huì)滿足的重要準(zhǔn)則包括：幾何相似性，模型幾何特征同真實(shí)飛行器盡可能等比例的放大 或縮小；M 數(shù)相似，風(fēng)洞試驗(yàn)M數(shù)和飛行器實(shí)際使用M數(shù)保持一致； 雷諾數(shù)相似，風(fēng)洞試驗(yàn)環(huán)境和真實(shí)環(huán)境下，慣性力同粘性力的 比率保持一致。影響

5、風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的一致性問題主要包括兩個(gè)方面：一是風(fēng)洞 試驗(yàn)的重復(fù)性精度，及同一模型同一狀態(tài)下多次風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的一致 性問題；二是風(fēng)洞試驗(yàn)的雷諾數(shù)效應(yīng)，即風(fēng)洞試驗(yàn)同真實(shí)環(huán)境雷諾數(shù) 差異造成的試驗(yàn)結(jié)果同真實(shí)情況的不一致問題?，F(xiàn)有典型的湍流減阻技術(shù)主要有哪些？分別利用了什么原理？(Li)現(xiàn)有典型湍流技術(shù)分為主動(dòng)控制和被動(dòng)控制兩種方式，主動(dòng)控 制包括吹吸氣、壁面振動(dòng)、電磁力、避免加熱推遲轉(zhuǎn)撥，聚合物減阻； 被動(dòng)控制包括小肋、渦流發(fā)生器和 Vortexspoiler 。主要原理如下：吹氣通過降低表面粗糙度改變壁面附近流動(dòng)剖面，達(dá)到減低摩阻的效果；小孔吸氣通過吸除低動(dòng)量流體來阻止流動(dòng)轉(zhuǎn)撥和分離 ；壁面振動(dòng)：

6、通過壁面振動(dòng)破壞條帶與流向渦，從而減阻 ；電磁力：在流場(chǎng)中產(chǎn)生行波破壞底層的粘性結(jié)構(gòu)，周期體積力 破壞流向條帶等相干結(jié)構(gòu)，從而起到減阻效果；壁面加熱推遲轉(zhuǎn)撥：通過加熱改變湍流邊界層特性，形成逆轉(zhuǎn)報(bào)現(xiàn)象，推遲轉(zhuǎn)撥;聚合物減阻：通過注入聚合物改變粘性，表面附著物可以抑制 引起層流轉(zhuǎn)撥的基本過程；小肋：影響湍流脈動(dòng)與雷諾效應(yīng)，當(dāng)流向渦被頂入肋條上端有 減阻效果；渦流發(fā)生器：通過產(chǎn)生的高能翼尖渦，與其下游的低能量附面 層流動(dòng)混合后，把能量傳遞給附面層流動(dòng)，以防止氣流在逆壓梯度下 分離，達(dá)到減阻目的。增開裝置渦流發(fā)生器原理由于日趨嚴(yán)厲的適航法規(guī)和市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)壓力，低噪聲設(shè)計(jì)已成為 民機(jī)的重要特征之一，因此，

7、民機(jī)應(yīng)該將噪聲設(shè)計(jì)得越低越 好？(Caihua)民機(jī)降噪需求不僅是為了滿足日趨嚴(yán)苛的適航條例與法規(guī)的要 求，更是對(duì)客戶提供噪聲的保證，從而增強(qiáng)產(chǎn)品的市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力。在實(shí) 現(xiàn)民機(jī)噪聲控制的課題上，發(fā)動(dòng)機(jī)制造商和飛機(jī)制造商在付出不懈的 努力，不斷地開發(fā)使民機(jī)變“安靜”的新技術(shù)。例如，對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)降 噪，采用了更高涵道比的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)， 在短艙中使用了新型的吸聲材 料，采用特殊形狀的尾噴管等；對(duì)于機(jī)體噪聲控制，在后緣噪聲、增 升裝置噪聲和起落架噪聲抑制上采用新的技術(shù)。這些靜音技術(shù)看似應(yīng)用到極致越好，然而事實(shí)并非如此。民機(jī) 噪聲指標(biāo)和降噪技術(shù)的應(yīng)用需要考慮其他設(shè)計(jì)參數(shù)的綜合平衡。包括 飛機(jī)的巡航阻力、重量、氣

8、動(dòng)性能、研發(fā)和維修的成本、對(duì)現(xiàn)有設(shè)計(jì) 的改動(dòng)等，這些因素都對(duì)降噪技術(shù)進(jìn)行了限制。舉個(gè)例子，隔音措施 可以降低艙內(nèi)噪聲，但需要提高艙壁的質(zhì)量、剛度或者阻尼。而只是 大量地增加艙壁質(zhì)量、剛度或者阻尼，會(huì)使飛機(jī)變得笨重，飛機(jī)的質(zhì) 量指標(biāo)得不到保證，飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性就很差。可取的做法是，綜合考慮 飛機(jī)設(shè)計(jì)的其他指標(biāo)，適當(dāng)?shù)膶?shí)施隔音措施，而不只單從降噪需求出 發(fā)。如果飛機(jī)金屬機(jī)翼換成符合材料，在靜氣動(dòng)彈性方面如何考慮？ 等剛度設(shè)計(jì)方法是否可以采用?(Mu)相對(duì)于金屬材料，復(fù)合材料密度小，強(qiáng)度高，在力學(xué)性能上各 向異性，因此可以根據(jù)機(jī)翼各部位的剛度要求使用復(fù)合材料進(jìn)行有針 對(duì)性的設(shè)計(jì)，以滿足設(shè)計(jì)要求，進(jìn)而使機(jī)翼彈性變形性能朝著有利方 向發(fā)展。在靜氣動(dòng)彈性方面要考慮飛行載荷變化，外形變化，氣動(dòng)彈性 約束和結(jié)構(gòu)頂層設(shè)計(jì)。其中復(fù)合材料鋪層角和鋪層序列對(duì)