民用飛機氣動設計原理

1、民用飛機氣動設計原理民用飛機可以隨時轉為軍用。海灣戰(zhàn)爭期間，美國曾動員民用 飛機用于軍事運輸。預警機、加油機等軍事用途飛機也往往由民用飛 機改型而成。下面是為大家分享民用飛機氣動設計原理知識，歡迎大家閱讀瀏覽。寬體飛機相對于窄體飛機，超臨界機翼氣動設計的難點主要體現在哪里？(Dan)超臨界翼型設計的本質是弱激波翼型的設計。超臨界翼型相較 于普通翼型，其頭部比較豐滿，降低了前緣的負壓峰值使氣流較晚達 到聲速。即提高了臨界馬赫數。同時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一步加速，降低了激波的強度和影響范圍， 并且推遲了上表面的激波誘導邊界層的分離。 因此超臨界翼型有著更 高的臨

2、界馬赫數和更高的阻力發(fā)散馬赫數。超臨界翼型與傳統(tǒng)翼型對比對于窄體飛機，其巡航馬赫數范圍在 0.78-0.80之間，通常巡 航時間占全航程比例不高，因此翼型設計需要多考慮起降、爬升等非 巡航性能。而寬體飛機的巡航馬赫數則通常在 0.85-0.90之間，并常 用于長航程飛機，應此翼型設計需要多考慮巡航性能。 更高的巡航馬 赫數使得機翼表面有很大的超聲區(qū)，使得通過翼型設計來削弱、推遲 激波的設計難度大大加大。控制律載荷一體化技術能改善飛機什么性能 ？有何效益？(Zhijie)放寬靜穩(wěn)定性使飛機阻力減小，減輕飛機的質量，增加有用升力，使飛機的機動能力提高；邊界控制技術減輕了駕駛員的工作負擔并保證飛機安

3、全；陣風載荷減緩技術減小陣風干擾下可能引起的過載，從而達到減輕機翼彎曲力矩和結構疲勞的目的，并提高乘坐舒適性；機動載荷控制改變飛機機動飛行時機翼的載荷分布，降低翼根 處的彎曲力矩，從而減輕機翼的結構重量和機動時的疲勞載荷，最終可以提高商載能力和增加飛行航程；顫振模態(tài)控制技術通過改變翼面的非定常的氣動力分部，從而 降低或改善機翼的氣動彈性耦合效應，最終達到提高顫振速度的目的。A320 陣風載荷減緩控制系統(tǒng)說說風洞試驗中，風洞的問題和縮比模型的問題、試驗結果的一致性問題(Shaoyun)風洞試驗是指在風洞中安裝試驗模型，研究氣體流動及其與模 型的相互作用，以了解實際飛行器的空氣動力學特性的一種空氣

4、動力 試驗方法。F22 飛機風洞模型風洞的基本參數一是風洞幾何參數，包括風洞截面積、風洞試 驗段長度等，二是風洞的試驗風速，一般地，00.3M范圍為低速風洞，0.3M1M為高速風洞，大于1M為超音速風洞。由于模型縮比等原因，風洞試驗模型不能完全保留真實飛行器 的氣動特性。風洞試驗通過采用相似準則來盡可能地使試驗特性同真實特性一致，通常根據試驗的目的不同會選擇不同的相似準則，但一般都會滿足的重要準則包括：幾何相似性，模型幾何特征同真實飛行器盡可能等比例的放大 或縮??；M 數相似，風洞試驗M數和飛行器實際使用M數保持一致； 雷諾數相似，風洞試驗環(huán)境和真實環(huán)境下，慣性力同粘性力的 比率保持一致。影響

5、風洞試驗結果的一致性問題主要包括兩個方面：一是風洞 試驗的重復性精度，及同一模型同一狀態(tài)下多次風洞試驗結果的一致 性問題；二是風洞試驗的雷諾數效應，即風洞試驗同真實環(huán)境雷諾數 差異造成的試驗結果同真實情況的不一致問題?，F有典型的湍流減阻技術主要有哪些？分別利用了什么原理？(Li)現有典型湍流技術分為主動控制和被動控制兩種方式，主動控 制包括吹吸氣、壁面振動、電磁力、避免加熱推遲轉撥，聚合物減阻； 被動控制包括小肋、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剖面，達到減低摩阻的效果；小孔吸氣通過吸除低動量流體來阻止流動轉撥和分離 ；壁面振動：

6、通過壁面振動破壞條帶與流向渦，從而減阻 ；電磁力：在流場中產生行波破壞底層的粘性結構，周期體積力 破壞流向條帶等相干結構，從而起到減阻效果；壁面加熱推遲轉撥：通過加熱改變湍流邊界層特性，形成逆轉報現象，推遲轉撥;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 引起層流轉撥的基本過程；小肋：影響湍流脈動與雷諾效應，當流向渦被頂入肋條上端有 減阻效果；渦流發(fā)生器：通過產生的高能翼尖渦，與其下游的低能量附面 層流動混合后，把能量傳遞給附面層流動，以防止氣流在逆壓梯度下 分離，達到減阻目的。增開裝置渦流發(fā)生器原理由于日趨嚴厲的適航法規(guī)和市場競爭壓力，低噪聲設計已成為 民機的重要特征之一，因此，

7、民機應該將噪聲設計得越低越 好？(Caihua)民機降噪需求不僅是為了滿足日趨嚴苛的適航條例與法規(guī)的要 求，更是對客戶提供噪聲的保證，從而增強產品的市場競爭力。在實 現民機噪聲控制的課題上，發(fā)動機制造商和飛機制造商在付出不懈的 努力，不斷地開發(fā)使民機變“安靜”的新技術。例如，對于發(fā)動機降 噪，采用了更高涵道比的渦扇發(fā)動機， 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；對于機體噪聲控制，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。這些靜音技術看似應用到極致越好，然而事實并非如此。民機 噪聲指標和降噪技術的應用需要考慮其他設計參數的綜合平衡。包括 飛機的巡航阻力、重量、氣

8、動性能、研發(fā)和維修的成本、對現有設計 的改動等，這些因素都對降噪技術進行了限制。舉個例子，隔音措施 可以降低艙內噪聲，但需要提高艙壁的質量、剛度或者阻尼。而只是 大量地增加艙壁質量、剛度或者阻尼，會使飛機變得笨重，飛機的質 量指標得不到保證，飛機的經濟性就很差?？扇〉淖龇ㄊ牵C合考慮 飛機設計的其他指標，適當的實施隔音措施，而不只單從降噪需求出 發(fā)。如果飛機金屬機翼換成符合材料，在靜氣動彈性方面如何考慮？ 等剛度設計方法是否可以采用?(Mu)相對于金屬材料，復合材料密度小，強度高，在力學性能上各 向異性，因此可以根據機翼各部位的剛度要求使用復合材料進行有針 對性的設計，以滿足設計要求，進而使機翼彈性變形性能朝著有利方 向發(fā)展。在靜氣動彈性方面要考慮飛行載荷變化，外形變化，氣動彈性 約束和結構頂層設計。其中復合材料鋪層角和鋪層序列對