PDF《和 设计 实例》

二、巡航效率和抖振边界,.等,其中为升力 , 为阻 力.机翼气动 设计优化 的主要任务是确定外形数据和性能数据 , 其 中包括剖 面外形 、 厚 度和几 何扭 转 角沿 翼展 的变化 、 机翼安装 角、展向升力分 布、巡航效率 、 抖振 边界 、 俯 仰力矩 和失速特性等 . 基本翼型设计 根据给 定的翼型设 计要求按 节所述设计准则确定 . 值及 其相应 的 目标压 力分 布,用超 临界翼型 设 计程序设 计翼型外形 . 检验所得翼型 是 否满足 结构要 求 主要 是最 ? 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 航空学报第卷大厚 度、局部最 小厚度和后缘厚度等要 求 若不满足则在保持 .「 值不变的 条件下调 整 卜翼 面前 后加载强度和 最小压 力 系数值 , 重新进行 设计 如此反复直 至达 到结构要 求・用超临界翼 型分 析程序计算所得 翼型在 条件下的 压 力分布 、 来流迎 角和后缘气 流分 离点位置 . 计算结果若不 满足谁则中提 出的要 求,则可直接按设计状态理想 目标仄 力分 布在 , 条件 「 微调 上下翼面压 力分 布,重新进 行 设计 , 如此反复直 至达到来 流迎角和后 缘 气流分 离点位 置的要求.最后 , 还需用超 临界翼 型分析程 序和低速 最大 升 力系数 计算程 序检验其气动性 能 .、.. 和、.检验结果若满足要 求则可进 行 风洞 试验作最后 验证否则 , 仍 需在 保持.值不 变情况 凡再对上 一 卜翼面压 力 分布进 行微 调,重新进 行设计.经多次 反 复后仍不 能 达到 气动性 能要 求,则表明所 提设 计要 求不 合理 , 这时 只能修改设计要求 . 初始机翼外形设计 首先按约束条件下的最小诱导 阻力准则和满足纵向稳定性要求的准则确定设 计状态机 翼在 平尾 影响下最佳 目标展 向升力分布和俯 仰 力矩 分布 . 根据基本翼型上翼面 目标压 力分 布按 卜 翼面等压线型态准则确定机翼上翼面 目标压 力分布 . 按剖 面的 目标升力系数和俯仰 力矩 系数 确定下 翼面各剖面弦 向 目标压 力分布 , 从 而确 定整个机翼的理 想 目标压 力分布 . 为便 于超 临界机翼的 设计 , 先 用亚音速涡格法反逆程序设 计机翼各顺流向剖 面的几何扭转 角和 中弧 线 外形 然后按结构 设计要 求配 置各剖面厚度分 布构成初始机翼外形 . 为使初始 外形 与将来的 巡航外形差 别不大 , 可先用亚音速线化理论算出基本翼型在设计 数和 设计升 力系数 的 亚音速 当量压 力分布 . 如此确定的亚 音速 目标 当量压 力分布和 当量弦向 载荷 分布可作为亚 音速涡格法反逆程序的原始数据 . 机翼巡航外形设计 无用跨音速超 临界机 翼分 析程序计算初始机翼外形 在设 计状态 下的压 力分 布,并作 适 当修 改 使其接近 理想目标压 力分布 不 能完全 取 理想值 , 否则结构要求 不 易满足 以此压力分 布作 为 目标压 力分 布用 超临界机 翼设 计程序设 计 出机 翼的巡航外 形.然后 利用超临机翼分析程序和低速机翼最大升力系数计算程序分析其气动性能 、. 和.、・若还需改 进,则微调 目标压 力分 布,重复上 述过程 , 待机 翼满足 气动和结构全部设计要 求后 即可进行风洞试验验证 . 机翼型架外形设计 根据机翼结构设计得到的结构刚度数据 、 结构重量和燃油在机翼中的分布等数据 , 利 用超临界弹性机翼分析程序 计算机翼弹性变形 再 由巡航外形得到初始的型架外形 . 从 初始外形出发用 该程序计算其巡航外形 , 若前后一致则型架外形冻结 否则需反 复迭代直 至收敛 . 随 着结构 设计的细 化,结构参数有所调整 , 型架外形应作相应的调整 巡航外形 则始终冻结不 变.设计实例 ? 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 第期沈克扬等 超临界机冀气动设计的准则 、 流程和设计实例 现以 实例检验上 述超临界机翼气动设计方法的有效性 . 以某干线运输机 的巡 航状态 . 一,.一作为超临界机翼 的设计 条件 并要求在不降低 全机 气动性 能 条件下 增加机翼厚度以 安装 四 轮起 落架和 减轻机翼结构重量 . 首先进行总 体优化研究 , 得到机翼的平面形状和三个控制面的最大厚度 表 然后进行机翼的气 动设 计优化 , 其主 要 设计难点是机翼平面形状后缘转折处 二 顺流 向剖面相对 厚度必 须不 小于 , 从 而导致气流在后 缘附 近很 易分离 , 将影响抖振 边界提高 . 因此,须取后缘转折处 剖面作为基本翼型 . 表 机其主要几何参数比较 机 机型 型展弦比比弦线后掠 角角冀根剖面 、 二二机冀后缘转折 折 冀梢剖 面.二二处处处处处处剖 面, 为检验设计效果 , 在 跨音速风洞 中做了 和 全机半模纵向测力对 比 试验 . 两者除机翼和 翼 吊式发 动机 短舱不 同外 , 其余部分均相 同.对风洞测量数据做 了.数修正 特别是 . 数对机翼摩阻 和波阻 的修正 , 和半模试验系统误差修正 , 其结 果见表 . 此外 , 在试验的 升力系数范 围内飞机无上仰现象 , 满足纵 向稳定性要 求.由表 可知,尽管 机翼的平 均厚 度比机翼厚 , 全机的 巡 航效率仍 比 全机高 , 从 而表明前述超临界机翼气动设计方法是有效的 . 表 全机巡航效率 和抖振边界 . 的试验结果 巡巡巡航效 率 抖振边界 . 一・,,