民用飛機氣動設計原理

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。下面是小編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界馬赫數和更高的阻力發散馬赫數。

　　超臨界翼型與傳統翼型對比

　　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，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

　　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，0~0.3M范圍為低速風洞，0.3M~1M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小;

　　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，風洞試驗環境和真實環境下，慣性力同粘性力的比率保持一致。

　　影響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境雷諾數差異造成的試驗結果同真實情況的不一致問題。

　　現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、避免加熱推遲轉捩，聚合物減阻;被動控制包括小肋、渦流發生器和Vortex spoiler。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捩和分離;

　　壁面振動：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;

　　壁面加熱推遲轉捩：通過加熱改變湍流邊界層特性，形成逆轉捩現象，推遲轉捩;

　　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捩的基本過程;

　　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。

　　增升裝置渦流發生器原理

　　由于日趨嚴厲的適航法規和市場競爭壓力，低噪聲設計已成為民機的重要特征之一，因此，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，發動機制造商和飛機制造商在付出不懈的努力，不斷地開發使民機變“安靜”的新技術。例如，對于發動機降噪，采用了更高涵道比的渦扇發動機，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、氣動性能、研發和維修的成本、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�，綜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。

　　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氣動彈性有很大影響。

　　復合材料機翼等剛度設計方法不可取。由于金屬材料和復合材料存在密度差異，如果僅僅滿足剛度一致，那么所帶來的結構載荷是不一樣的。此外金屬材料各向同性，復合材料各向異性，兩種材料制成的機翼的運動力學特性也不一致，故不能采用等剛度設計方法。

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