编队飞行的无人机气动性能优化及数值模拟

1

作者 陈宽明 卢鹏 +2 位作者 叶伟 王腾 周忻融 《实验技术与管理》 北大核心 2025年第4期155-161,共7页

无人机采用合理的编队飞行形式可以提高低空空域利用率,减少能源消耗。该文以固定翼无人机为研究对象,采用尾流冲浪技术对三架固定翼无人机分别进行V形编队和“一”字形编队,利用CFD和k-ωSST湍流模型对两种编队形式分别进行数值模拟。... 无人机采用合理的编队飞行形式可以提高低空空域利用率,减少能源消耗。该文以固定翼无人机为研究对象,采用尾流冲浪技术对三架固定翼无人机分别进行V形编队和“一”字形编队,利用CFD和k-ωSST湍流模型对两种编队形式分别进行数值模拟。通过对比分析前后机尾涡效应、机翼上表面压力分布及后机气动参数变化,发现在两种编队形式下,前机气动性能保持稳定,而后机升力系数、升阻比随纵向距离和垂直距离变化表现出显著的气动性能差异。两种编队形式下,纵向距离为2.5 m、垂直距离为0、横向距离为1.89 m时,后机升阻比的综合提升率均最大,其中,V字形编队后机升阻比的综合提升率最高可达16.77%,而“一”字形编队综合提升率最高可达13.41%。 展开更多

关键词 固定翼无人机 编队飞行 数值模拟 尾流冲浪 升阻比

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倾转旋翼机机翼向下载荷的计算方法及参数影响分析 被引量：8

2

作者 李春华 黄水林 徐国华 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第1期13-18,共6页

针对悬停和前飞时旋翼下洗流对机翼的气动干扰影响,建立了机翼向下载荷的计算模型。该模型中,旋翼在机翼处产生的诱导速度以及对机翼干扰的旋翼尾迹边界基于Weissinger-L升力面理论和自由尾迹方法计算,以考虑倾转旋翼桨叶的大负扭转和... 针对悬停和前飞时旋翼下洗流对机翼的气动干扰影响,建立了机翼向下载荷的计算模型。该模型中,旋翼在机翼处产生的诱导速度以及对机翼干扰的旋翼尾迹边界基于Weissinger-L升力面理论和自由尾迹方法计算,以考虑倾转旋翼桨叶的大负扭转和尖削带来的较大三维影响,机翼表面流则区分为弦向流及展向流,以分别计算向下载荷。以缩比的V-22模型旋翼为算例,计算了悬停时旋翼下方的下洗速度分布和机翼的向下载荷,与可得到的实验结果进行了对比,验证了计算模型的有效性。然后,应用该计算模型,研究了襟翼偏角、旋翼倾转角、前飞速度、旋翼/机翼间距等参数对机翼向下载荷的影响。结果表明:机翼的襟翼偏斜角对有效减小机翼向下载荷有重要作用,随旋翼从悬停向前飞倾转,机翼向下载荷减小。 展开更多

关键词 倾转旋翼 机翼 自由尾迹 向下载荷 旋翼飞行器

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螺旋桨滑流对短舱/机翼构型尾迹流场的影响 被引量：6

3

作者 邓磊 段卓毅 +2 位作者 钱瑞战 许瑞飞 高永卫 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期1-11,共11页

螺旋桨滑流对飞机机翼表面流动和尾迹流场有重要的影响,进而改变机翼和飞机的性能。本文通过风洞试验方法开展了螺旋桨滑流对尾迹流场的影响研究。试验模型为后掠角4°、带增升装置的螺旋桨/短舱/机翼模型,试验构型包括襟翼收回和... 螺旋桨滑流对飞机机翼表面流动和尾迹流场有重要的影响,进而改变机翼和飞机的性能。本文通过风洞试验方法开展了螺旋桨滑流对尾迹流场的影响研究。试验模型为后掠角4°、带增升装置的螺旋桨/短舱/机翼模型,试验构型包括襟翼收回和襟翼打开,试验策略是在两种构型下分别同时模拟真实飞行状态的拉力系数和前进比。通过比较有/无螺旋桨时空间尾迹流场的速度场和流动偏角等,分析滑流在尾迹流场中的发展规律和影响范围,研究尾迹流场中滑流的加速效应、下洗和侧洗效应等。结果表明,在滑流作用下,机翼远后方流场参数在机翼展向和垂直方向上均呈现复杂的变化;同时,襟翼收回和襟翼打开构型的滑流效应有明显的区别,影响规律也有所不同。 展开更多

关键词 螺旋桨 滑流 短舱 机翼 尾迹测量 风洞试验

原文传递

基于非定常涡格法的扑翼飞行器气动特性优化 被引量：3

4

作者 贺红林 周翔 +1 位作者 朱保利 余春锦 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第1期74-79,共6页

旨在为柔性扑翼飞行器的翼面选型与设计提供一定依据,研究其气动优化。建立了扑翼的非定常涡格法(UVLM)尾涡模型;采用面向对象的编程技术对该模型进行求解并引入GPU流式编程技术实现了UVLM并行计算,使其执行效率提高了3倍;以升力和推力... 旨在为柔性扑翼飞行器的翼面选型与设计提供一定依据,研究其气动优化。建立了扑翼的非定常涡格法(UVLM)尾涡模型;采用面向对象的编程技术对该模型进行求解并引入GPU流式编程技术实现了UVLM并行计算,使其执行效率提高了3倍;以升力和推力的最大化为目标,并采用模式搜索法对扑翼的扑动与俯仰运动相位差、扑动频率与柔性扭转角以及翼面结构进行了优化。结果显示,要获得尽可能大的气动推力,翼面应设计成倒梯形且其外翼段应具较大面积,要使升力最大化则需将翼面设计成正梯形布局并应使内翼段面积较大;为进一步提高FMAV推力,应在增大扑动频率的同时适当减小翼面的柔性扭转角。研究表明,内嵌UVLM的模式搜索法可望成为FMAV气动优化的一个重要工具。 展开更多

关键词 扑翼飞行器 尾涡模型 非定常涡格法(UVLM) 模式搜索法 气动优化

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倾转旋翼机旋翼对机翼气动干扰的建模及分析 被引量：12

5

作者 李春华 徐国华 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2008年第2期156-162,共7页

建立了一个耦合旋翼自由尾迹模型和机翼面元模型的悬停状态旋翼/机翼气动干扰迭代计算方法,用于分析旋翼对机翼的气动干扰影响。在该方法中,为较好地模拟大桨盘载荷及大扭转桨叶的气动特征,旋翼桨叶采用Weissinger-L升力面模型;为考虑... 建立了一个耦合旋翼自由尾迹模型和机翼面元模型的悬停状态旋翼/机翼气动干扰迭代计算方法,用于分析旋翼对机翼的气动干扰影响。在该方法中,为较好地模拟大桨盘载荷及大扭转桨叶的气动特征,旋翼桨叶采用Weissinger-L升力面模型;为考虑厚度效应及机翼的升力影响,建立了包含源面元和偶极子面元的厚度机翼模型;为正确模拟旋翼桨尖涡与机翼表面间的贴近干扰,采用了一个"分析数值匹配法"的"贴近涡/面干扰模型"。应用上述方法,对单独倾转旋翼下洗流分布以及旋翼对机翼的气动干扰影响进行了计算。结果表明,在旋翼下洗流场的干扰下,机翼各剖面都产生向下载荷,但并非简单地随拉力系数的增大而增大;机翼受到的旋翼干扰影响与旋翼下洗流沿桨叶展向变化密切相关。 展开更多

关键词 倾转旋翼 机翼 自由尾迹 气动干扰法

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两个角区湍流场及其尾迹的实验研究 被引量：3

6

作者 康红文 范萌 +1 位作者 魏中磊 王锡良 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 1996年第4期385-391,共7页

绕两个翼型－平面的角区流动及其尾迹的实验是在低湍流度风洞中完成的．在零攻角条件下，对翼型－平面的角区流场内诸参数，如翼型表面和平板面上的压力分布、绕翼型及尾迹区内的平均速度、脉动速度、湍动能、二阶关联量ｕ′ｖ′及ｕ′... 绕两个翼型－平面的角区流动及其尾迹的实验是在低湍流度风洞中完成的．在零攻角条件下，对翼型－平面的角区流场内诸参数，如翼型表面和平板面上的压力分布、绕翼型及尾迹区内的平均速度、脉动速度、湍动能、二阶关联量ｕ′ｖ′及ｕ′ｗ′进行了广泛的测量．通过对比。 展开更多

关键词 翼型-平面的角区 尾迹 湍流

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直升机旋翼/机身气动干扰的计算方法 被引量：10

7

作者 赵景根 高正 徐国华 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2000年第4期369-374,共6页

应用先进的自由尾迹分析方法 ,对旋翼 /机身的气动干扰进行了计算。该方法建立在桨叶的二阶升力线模型、旋翼的全展自由尾迹模型、机身的源面元模型、旋翼的配平模型的基础上 ,通过迭代旋翼 /尾迹在机身上的诱导速度和机身在桨盘平面、... 应用先进的自由尾迹分析方法 ,对旋翼 /机身的气动干扰进行了计算。该方法建立在桨叶的二阶升力线模型、旋翼的全展自由尾迹模型、机身的源面元模型、旋翼的配平模型的基础上 ,通过迭代旋翼 /尾迹在机身上的诱导速度和机身在桨盘平面、尾迹定位点的诱导速度 ,形成一个全耦合的综合分析模型。在该模型中 ,采用“数值解 -分析解匹配”的方法建立了一贴近涡 /面干扰模型来计入机身对尾迹畸变的影响。作为算例 ,分别计算了旋翼 /机身组合状态机身上的定常、非定常压强分布和气动载荷 ,并与实验结果进行了对比 。 展开更多

关键词 直升机 旋翼 气动干扰 尾流干扰 自由涡

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扑翼尾流脱落涡特性的PIV实验研究 被引量：4

8

作者 鲍锋 邹赫 +2 位作者 曾华轮 刘志荣 朱睿 《气体物理》 2017年第1期48-56,共9页

通过色流实验和粒子成像测速技术(particle image velocimetry,PIV)对扑翼近场尾流脱落涡的结构轨迹和能量进行了定性及定量研究.结果表明:因展向流动充分性的不同,存在两种牛角型涡系结构;上下扑时翅翼交替产生顺时针和逆时针脱落涡,... 通过色流实验和粒子成像测速技术(particle image velocimetry,PIV)对扑翼近场尾流脱落涡的结构轨迹和能量进行了定性及定量研究.结果表明:因展向流动充分性的不同,存在两种牛角型涡系结构;上下扑时翅翼交替产生顺时针和逆时针脱落涡,两涡运动轨迹呈近似弧形对称,对称轴的仰角略大于攻角;脱落涡的涡心涡量在上下扑极点达到最大值,环量最大值出现在到达极点前的1/5~2/5周期之间;产生脱落涡的半周期内,涡的平均环量都随减缩频率的增大而增大,减缩频率较低时,下扑平均环量大于上扑平均环量,减缩频率较高时则相反;振幅对涡能量影响明显,减缩频率为2~2.5时,振幅±40°时的涡平均环量约是振幅±30°时的两倍,减缩频率越大振幅影响越明显. 展开更多

关键词 扑翼 尾流 脱落涡 粒子成像测速 水槽 环量

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考虑集群尾涡气动耦合效应飞行安全约束的协同制导技术 被引量：2

9

作者 郑多 初治辰 +2 位作者 林德福 尉明军 岳思怡 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第18期234-251,共18页

集群飞行器协同打击能增加整体作战效能,然而飞行器密集飞行面临机翼尾涡导致的飞行安全问题。针对集群协同打击过程中尾涡气动耦合效应会引起邻机产生过大诱导滚转力矩所导致的飞行安全问题,提出了一种机翼尾涡作用下能够满足飞行器集... 集群飞行器协同打击能增加整体作战效能,然而飞行器密集飞行面临机翼尾涡导致的飞行安全问题。针对集群协同打击过程中尾涡气动耦合效应会引起邻机产生过大诱导滚转力矩所导致的飞行安全问题,提出了一种机翼尾涡作用下能够满足飞行器集群飞行安全约束的协同打击策略。建立了飞行器集群密集飞行过程中机翼尾涡效应危险区域模型,并分析了尾涡诱导速度及其导致的诱导滚转力矩规律,在此基础上设计了基于改进人工势场斥力函数的尾涡危险区域规避机动策略;基于预估攻击时间一致性误差变量,设计了分布式时间协同制导律,保证所有飞行器的打击时间能够在有限时间内达到一致,并基于李雅普诺夫稳定性理论给出系统攻击时间误差的稳定性证明。仿真结果表明,所提出的考虑尾涡效应飞行安全约束的协同打击策略能够有效降低飞行器密集飞行时受到的尾涡干扰,既保证了飞行器集群飞行安全,又确保了集群协同打击的时空一致性。 展开更多

关键词 无人飞行器 飞行器集群 协同打击 机翼尾涡 气动耦合效应 飞行安全

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共轴式双旋翼气动特性的固定尾迹分析 被引量：5

10

作者 王平 王适存 郭才根 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第6期708-711,共4页

对经典的儒氏旋翼涡系模型作了一些修正，建立了悬停状态下共轴式旋翼的固定尾迹模型，对双旋翼之间的气动干扰问题开展了理论研究和实验研究，最后，将理论结果与实验结果进行了比较、分析，证明了理论方法的正确性，并获得了一些重要... 对经典的儒氏旋翼涡系模型作了一些修正，建立了悬停状态下共轴式旋翼的固定尾迹模型，对双旋翼之间的气动干扰问题开展了理论研究和实验研究，最后，将理论结果与实验结果进行了比较、分析，证明了理论方法的正确性，并获得了一些重要结论。 展开更多

关键词 直升机 旋翼空气动力学 共轴式旋翼 尾迹

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共翼型舵水动力特性的模型试验与数值模拟 被引量：9

11

作者 刘志华 熊鹰 叶青 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第4期658-663,共6页

国际上新型潜艇的尾操纵面设计,采用了将前部稳定翼和后部转动舵组合成完整翼型剖面的共翼型布局方式。为了研究这种共翼型舵与常规舵在水动力性能上的差异,运用模型试验和数值计算模拟方法,对共翼型舵和常规非共翼型舵的水动力和流场... 国际上新型潜艇的尾操纵面设计,采用了将前部稳定翼和后部转动舵组合成完整翼型剖面的共翼型布局方式。为了研究这种共翼型舵与常规舵在水动力性能上的差异,运用模型试验和数值计算模拟方法,对共翼型舵和常规非共翼型舵的水动力和流场进行了对比研究与分析。结果表明:共翼型舵在小舵角工况时能够保持舵翼结合部流线的光顺,舵角5°时共翼型舵总升力比非共翼型舵总升力增加了65.3%;但在大舵角工况,共翼型舵叶背容易发生流动分离形成分离涡,导致升力性能变差,舵角25°时共翼型舵总升力比非共翼型舵总升力减小了9.2%。在小舵角时,共翼型舵尾流区的流场湍动能较低,流动稳定性更好。 展开更多

关键词 共翼型舵 水动力测量试验 数值模拟 舵升力 翼升力 舵尾流 分离涡 湍动能 尾操纵面 舵角

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柔性扑翼非定常涡格法气动计算的改进与实现 被引量：9

12

作者 贺红林 周翔 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期1121-1126,共6页

旨在快速、准确地模拟微型扑翼飞行器(Flapping-wing MAV)周边流场,根据柔性扑翼的扑动特点,提出了微型飞行器(MAV)气动力计算的一种改进非定常涡格法(UVLM)模型,该模型中充分考虑机翼的瞬时柔性变形、诱导阻力、尾迹涡环畸变以及黏性... 旨在快速、准确地模拟微型扑翼飞行器(Flapping-wing MAV)周边流场,根据柔性扑翼的扑动特点,提出了微型飞行器(MAV)气动力计算的一种改进非定常涡格法(UVLM)模型,该模型中充分考虑机翼的瞬时柔性变形、诱导阻力、尾迹涡环畸变以及黏性耗散等因素对气动力的影响;给出了该模型的一个可视化实现,并通过实例验证了该模型的可行性和有效性。算法仿真表明,采用该模型可使平均升力和平均推力计算精度分别提高20%和70%左右。为了提高运算效率,还研究了剔除尾涡对UVLM性能的影响,计算结果显示,剔除距翼面适当距离处的尾涡后,可在保证算法计算精度基本不下降的前提下使运行时间减少2/3,这表明改进的UVLM可作为MAV的一种快速气动力估算工具,在MAV的优化中存在显见的应用价值。 展开更多

关键词 柔性扑翼 气动力 非定常涡格法 尾涡剔除 算法实现

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前飞状态直升机旋翼的自由尾迹计算 被引量：21

13

作者 徐国华 王适存 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第6期648-653,共6页

应用时间步进方法，建立了一个前飞旋翼的全展自由尾迹模型。该模型采用圆弧涡元作为基本涡元，并依据自由尾迹涡线确定远尾迹形状以使远尾迹更接近实际和自由。为表明方法的有效性，分别以ＵＨ－１和Ｈ－３４两种直升机旋翼为算例，计... 应用时间步进方法，建立了一个前飞旋翼的全展自由尾迹模型。该模型采用圆弧涡元作为基本涡元，并依据自由尾迹涡线确定远尾迹形状以使远尾迹更接近实际和自由。为表明方法的有效性，分别以ＵＨ－１和Ｈ－３４两种直升机旋翼为算例，计算了不同前飞状态的自由尾迹形状，展示出小速度时尾迹畸变和叶尖涡卷绕的重要特征。在此基础上，应用自由尾迹分析，对前飞桨叶气动载荷进行了计算，分析了计及尾迹畸变对改进载荷计算的作用。 展开更多

关键词 尾流 自由涡 直升机 空气动力载荷 前飞

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悬停状态旋翼非定常尾迹测量

14

作者 陈仁良 明晓 梅卫胜 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第6期654-659,共6页

用热线风速仪测量悬停状态旋翼尾迹的轴向、切向速度分量的时均值和瞬时值沿展向的分布及桨尖涡在轴剖面里的运动轨迹，得到了悬停状态旋翼尾迹的几何边界、桨尖涡在运动过程中的耗散和不稳定等非定常特性，研究了旋翼桨距、桨叶片数对... 用热线风速仪测量悬停状态旋翼尾迹的轴向、切向速度分量的时均值和瞬时值沿展向的分布及桨尖涡在轴剖面里的运动轨迹，得到了悬停状态旋翼尾迹的几何边界、桨尖涡在运动过程中的耗散和不稳定等非定常特性，研究了旋翼桨距、桨叶片数对悬停状态旋翼尾迹和桨尖涡运动轨迹的影响。结果表明：悬停状态旋翼尾迹轴向速度在其展向的最大值可达或超过动量理论值的两倍；而桨尖涡区域的瞬态值则高达动量理论值的１０倍。旋翼桨距、桨叶片数的变化对桨尖涡及其运动轨迹有显著的影响，而对内侧涡的影响不大。近距离尾迹边界与改进的通用尾迹模型尾迹模型相吻合，远距离尾迹的耗散和不稳定为修正通用尾迹模型提供了试验依据。 展开更多

关键词 旋翼 尾迹 非定常 悬停试验 测量

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动量法翼型阻力飞行测量技术 被引量：1

15

作者 褚江 王晓江 焦晓辉 《科学技术与工程》 北大核心 2012年第15期3695-3698,3702,共5页

本文主要对动量法翼型阻力测量的飞行试验技术进行了研究。首先对动量法测量原理和试验飞机进行了简要介绍,然后重点对两种测试设备:尾流探头和尾流耙进行了研究,并提出了相应的飞行试验方法和测试难点。最后初步给出了数据处理方法和... 本文主要对动量法翼型阻力测量的飞行试验技术进行了研究。首先对动量法测量原理和试验飞机进行了简要介绍,然后重点对两种测试设备:尾流探头和尾流耙进行了研究,并提出了相应的飞行试验方法和测试难点。最后初步给出了数据处理方法和不确定因素分析。在国内尚未开展翼型阻力测量方面的飞行试验下,可为今后的飞行试验提供参考。 展开更多

关键词 飞行试验 翼型阻力 动量法 尾流探头 尾流耙

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考虑隐身约束的舰载飞翼无人机翼尖装置气动设计和分析 被引量：5

16

作者 李继广 陈欣 李震 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第6期846-849,共4页

在隐身要求约束下,设计了舰载飞翼无人机翼下增升装置。并针对未来尾流雷达探测的反隐身技术,分析了增升装置对尾流消弱的作用,从而提高了该探测方式的隐身效果。计算结果表明,该增升装置可以较好地增加升力、减弱诱导阻力、提高升阻比... 在隐身要求约束下,设计了舰载飞翼无人机翼下增升装置。并针对未来尾流雷达探测的反隐身技术,分析了增升装置对尾流消弱的作用,从而提高了该探测方式的隐身效果。计算结果表明,该增升装置可以较好地增加升力、减弱诱导阻力、提高升阻比,并能起到减弱尾流的作用。最后分析了增升、减阻、消弱尾流的机理,解释了在大迎角条件下气动优化效果更好的原因,并与常规布局飞机翼尖小翼的作用作了对比。 展开更多

关键词 舰载飞翼无人机 气动优化 增升装置 尾流减弱 机理分析

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计算跨声速机翼尾涡流自适应区域方法

17

作者 孙刚 乔志德 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1995年第1期77-82,共6页

本文利用自适应区域方法调节机翼后每个Ｔｒｅｆｆｔｚ平面上的计算域，使得尾涡对这个计算域边界的影响足够小，从而提高了计算的精度和时间。考虑到间断面的影响，在尾涡面上引入有旋项对流场进行计算。椭圆载荷机翼计算表明本文计算... 本文利用自适应区域方法调节机翼后每个Ｔｒｅｆｆｔｚ平面上的计算域，使得尾涡对这个计算域边界的影响足够小，从而提高了计算的精度和时间。考虑到间断面的影响，在尾涡面上引入有旋项对流场进行计算。椭圆载荷机翼计算表明本文计算结果与经典Ｂｅｔｚ理论一致。用本文方法对某轰炸机进行了计算，计算结果已用于预计其实际飞行的尾涡面。 展开更多

关键词 尾涡流 机翼 自适应区域 空气动力学

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翼吊低平尾飞机尾迹测量研究 被引量：1

18

作者 周星 白峰 《航空工程进展》 CSCD 2016年第2期153-157,共5页

平尾是影响全机纵向力矩的首要部件,翼吊低平尾飞机平尾处的流场受到翼身组合体尾迹的影响。为了摸清尾迹的特点,利用七孔探针测量平尾处的动压及下洗角,得到平尾处流场动压损失以及下洗角随飞机迎角变化的气动特点。结果表明:在接近最... 平尾是影响全机纵向力矩的首要部件,翼吊低平尾飞机平尾处的流场受到翼身组合体尾迹的影响。为了摸清尾迹的特点,利用七孔探针测量平尾处的动压及下洗角,得到平尾处流场动压损失以及下洗角随飞机迎角变化的气动特点。结果表明:在接近最大升力系数时,平尾处流场动压损失严重,降低了平尾的气动效率,导致全机的纵向力矩失稳。研究结果对大飞机的气动特性优化工作具有指导意义。 展开更多

关键词 翼吊 低平尾 七孔探针 尾迹 纵向力矩 稳定性

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前体边条控制技术对航向静稳定性的影响 被引量：3

19

作者 闻静 王延奎 邓学蓥 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第10期2180-2188,共9页

当飞机航向失稳时,垂尾所在的机身后体处于低能的翼身涡尾流中,效率降低,而机身前体则位于尚未干扰的气流中,在机身头部加前体边条,可以起到增加航向静稳定性作用。通过对一系列前体边条的试验研究,发现长度为机身总长3%的前体边条,可... 当飞机航向失稳时,垂尾所在的机身后体处于低能的翼身涡尾流中,效率降低,而机身前体则位于尚未干扰的气流中,在机身头部加前体边条,可以起到增加航向静稳定性作用。通过对一系列前体边条的试验研究,发现长度为机身总长3%的前体边条,可将全机航向失稳迎角提高约8°左右,且侧滑角越小,航向失稳迎角提高越多。通过测压和PIV试验数据可以发现,前体边条提高航向静稳定性,主要是由于前体边条产生边条涡,该涡主要影响机身前体,使得前体背风侧负压力值减小,从而导致前体截面不稳定偏航力矩减小,增加了全机的航向静稳定性。 展开更多

关键词 航向静稳定性 翼身涡尾流 前体边条 偏航力矩 垂尾

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