飞机前机身对大迎角气动特性的影响
提高战斗机大迎角稳定性的方法
利地实现突防。美国海军航空兵司 研制隐身或部分隐身飞行器， 对现 中将面临严峻的挑战。因此， 必须加
令部和英国费兰蒂计算机有限公司 役的非隐身 飞 行 器 进 行 隐身 改 装 大力度研究发展高性能的隐身飞行
对 微 波 指 示 技 术 进 行 了 深 入 的 研 等。隐身技术的出现打破了世界各 器。
１． 鸭翼和边条
鸭翼和边条都能够在中等以上 迎角时产生有利涡干扰， 从而推迟 机翼气流大面积分离， 并在失速前 提供可观的非线性涡升力， 增大了 失速迎角。由于大迎角气流总是从 飞机后部开始分离， 而鸭翼和边条 安装位置比较靠前， 可以避开分离 流的影响， 因而对提高大迎角横侧 稳定性有积极作用， 各种试验也证 实了这一点。第三代战斗机普遍采 用 了 鸭 翼 、边 条 或 三 翼 面 布 局 形 式 。
舱 后 的 机 身 部 分 开 始 向 机 翼 和 尾 部 下 一 代 战 斗 机 能 够 在 ０°～３６０° 迎
平滑过渡， 形成良好的翼身融合体 角范围内进行无忧虑机动。
造型。
参考文献
１ 邓学蓥， 夏雪涧． 工程分离流动力
四 、结 束 语
学． 北京： 北京航空航天大学出版社，
推 力 矢 量 控 制 技 术 也 可 以 弥 补 １９９１
３． 双垂尾
双垂尾相隔较远， 可以避开机翼 尾流的干扰， 同时也可以减小垂尾 之间的相互干扰。
４． 平尾 苏 － ２７ 的 全 动 平 尾 位 置 在 机 身
结构的外侧， 偏外侧的全动平尾受 机身结构的遮蔽和机翼涡流的影响 较 低 。 苏 － ２７ 的 平 尾 除 可 进 行 同 角 度偏转外， 还可差动偏转， 与机翼上 的襟副翼配合进行滚转控制。全动 平尾内侧延伸到发动机舱和垂尾间 的引射夹道的一段， 可以对引射气 流进行加速偏转， 提高平尾效率。
机翼参数对气动特性的影响研究
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先进的机翼设计
机翼是最重要的气动力部件，是气动设计成 败的关键之一。机翼的发展方向之一是任务自适 应，以满足不同飞行状态的要求。自适应可以分 为两个层次：一是马赫数和仰角自动调整的前后 缘襟翼，如F-22等飞机所采用的；二是机翼表面 光滑变化的形式，如美国的AFTI/F-111所验证的 。主要内容包括：先进的高升阻比翼型设计;前后 缘襟翼设计及按任务的优化；变弯扭机翼设计及 优化；机翼平面形状的选择．
缺点： S弯非常规进气道型面非常复杂，内 部流场存在强的横向压力梯度及复杂 涡旋、二次流和严重的流动分离，该 类进气道截面总压分布极度不均匀， 总压恢复比较低，出口流场畸变比较 大,远远超过了一般军机所使用的发 动机所能耐受的范围。 由于S形进气道的流场比较复杂，且 进气性能并不好，国内外无一例外的 使用了流场控制技术，主要是使用加 涡器的主动控制技术，而这种流场控 制技术的难度比较大，还会带来一部 分的重量牺牲。
机翼参数对气动特性的影响研究机翼参数对气动特性的影响研究201487研究目的研究目的研究的最终目标给出在不同机翼参数状态下的气动特性201487航空流型与气动布局航空流型与气动布局航空流型发展的几个阶段和在此期间的气动布局特点流型气动布局特点附着流型低速大展弦比直机翼高速定常脱体涡流型脱体涡尖前缘大后掠细长翼脱体涡附着流混合流型前体涡控制推力矢量化有待研究迄今为止人类已开发利用了两代航空流型即附着流型和定常脱体涡流型
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现代飞机的主要气动布局形式
（3）无尾布局 此种布局飞机的特点是跨、超声速零升阻 力很小，高速气动力特性好，有利于飞机的操纵性和稳定性。 此种布局在结构上的优点是强度和刚度特性好，因而结构重 量轻。如若保持重量不变则可以减小机翼相对厚度，降低波 阻。无尾布局飞机的主要缺点是亚声速性能不好，机翼后缘 升降舵操纵效率低。特别是在飞机起降时，容易造成操纵困 难和配平阻力增加。应用主动控制技术和电传操纵系统后， 可以放宽静安定度，纵向操纵及配平问题可以得到解决。
航空器的气动性能与设计优化
航空器的气动性能与设计优化在现代航空领域，航空器的气动性能和设计优化是至关重要的环节。
它们直接影响着航空器的飞行效率、安全性以及经济性。
让我们深入探讨一下这个充满挑战与创新的领域。
首先，我们来理解一下什么是航空器的气动性能。
简单来说，气动性能就是航空器在空气中运动时所表现出的各种特性，包括升力、阻力、稳定性和操纵性等。
升力是使航空器能够克服重力在空中飞行的关键力量。
它的产生与机翼的形状、气流速度和空气密度等因素密切相关。
阻力则是阻碍航空器前进的力量，降低阻力对于提高飞行速度、节省燃料消耗有着重要意义。
稳定性是指航空器在受到外界干扰后，能够自动恢复到原来平衡状态的能力。
一个具有良好稳定性的航空器能够让飞行员更容易操控，减少飞行风险。
操纵性则关乎飞行员能否轻松、准确地改变航空器的飞行姿态和方向。
那么，如何优化航空器的气动性能呢？这就离不开精心的设计。
在设计航空器时，设计师们需要综合考虑众多因素。
机翼的设计是重中之重。
不同形状和尺寸的机翼会产生不同的升力和阻力特性。
例如，大展弦比的机翼通常能够提供较大的升力，但也可能会增加阻力；而小展弦比的机翼则在高速飞行时具有更低的阻力。
此外，机翼的后掠角、上反角等参数也会对气动性能产生影响。
机身的形状也不容忽视。
流线型的机身能够减少空气阻力，提高飞行效率。
同时，机身的长度、直径以及表面的光滑程度都会影响气流的流动情况。
发动机的安装位置和进气道的设计同样关键。
合理的发动机布局可以减少气流的干扰，提高发动机的工作效率。
进气道的形状和位置要确保能够为发动机提供充足、稳定的空气流量。
除了硬件设计，航空器表面的材料选择也对气动性能有影响。
光滑、低阻力的表面材料可以减少摩擦阻力，提高飞行性能。
在优化设计的过程中，工程师们还会借助先进的技术手段。
风洞试验就是其中一种常用的方法。
通过在风洞中模拟不同的气流条件，测试航空器模型的气动性能，工程师们可以获得宝贵的数据，为设计改进提供依据。
飞机大迎角非线性动力学特性分析与控制
2023-11-07CATALOGUE目录•飞机大迎角非线性动力学概述•飞机大迎角非线性动力学模型建立•飞机大迎角非线性动力学特性分析•飞机大迎角非线性控制方法研究•飞机大迎角非线性动力学实验验证•结论与展望01飞机大迎角非线性动力学概述大迎角飞行状态是指飞机在飞行过程中，机翼与相对气流夹角较大的情况。
在这种状态下，飞机会受到较大的气动阻力，同时也会产生一些特殊的动力学行为。
大迎角飞行状态通常发生在飞机进行机动飞行或着陆等情况下，对于飞行安全和性能有着重要的影响。
飞机大迎角飞行状态非线性动力学的基本概念非线性动力学是一门研究非线性系统行为和演化的学科。
非线性系统是指其输出与输入之间不是线性关系的系统。
在非线性系统中，微小的输入变化可能会引起系统行为的显著改变。
非线性动力学研究的内容包括系统的稳定性、分岔、混沌等行为，以及这些行为之间的相互作用和演化。
飞机大迎角非线性动力学研究对于提高飞机的性能和安全性具有重要的意义。
通过研究大迎角飞行状态下飞机的动力学行为，可以更好地了解飞机的气动性能和飞行稳定性，为飞机设计和控制算法优化提供理论支持。
大迎角非线性动力学研究还可以为飞行控制系统的设计和优化提供重要的理论基础和技术支持，提高飞机的机动性和安全性。
飞机大迎角非线性动力学研究意义02飞机大迎角非线性动力学模型建立飞机在非线性大迎角下，气动参数会发生变化，包括升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数等。
气动参数气动数据库风洞实验利用已有的气动数据库，对飞机在大迎角下的气动特性进行评估和预测。
通过风洞实验获取飞机在不同迎角下的气动系数，以验证和改进气动模型。
03飞机大迎角气动模型建立0201飞机大迎角运动模型建立六自由度模型考虑飞机的六个自由度，包括纵向、横向、垂直方向上的位移和速度，以及滚转、俯仰和偏航方向上的角度和角速度。
非线性模型描述飞机的运动时，需要考虑非线性效应，如重力、推力和空气阻力等。
稳定性分析通过稳定性分析，确定飞机在各种条件下的稳定性和控制性能。
飞机重心前后迎角的变化-概述说明以及解释
飞机重心前后迎角的变化-概述说明以及解释1.引言1.1 概述引言设立的目的是为了在文章开始时引入主题，并对读者提供一些背景信息。
在本文中，我们将讨论飞机重心前后迎角的变化。
飞机重心是飞机性能和稳定性的重要参数之一，它对飞机的飞行特性和操纵行为有着直接的影响。
前后迎角的变化是指飞机在不同飞行状态下，重心所对应的机身姿态之间的角度变化。
在飞行中，飞机需要满足一系列动力学要求，例如在垂直方向上的平衡和转向能力。
为了满足这些要求，飞机的重心位置必须位于一个合适的位置。
当飞机的重心前倾时，重心位于机身前部，而当飞机的重心后倾时，重心位于机身后部。
这种前后迎角的变化直接影响着飞机的飞行特性和性能。
飞机重心前后迎角的变化原因有很多，其中包括飞机的气动力学和结构设计、载荷分布以及操纵系统的设置等。
通过调整飞机的设计和控制参数，可以实现飞机重心前后迎角的变化，从而获得所需的飞行特性和稳定性。
本文将首先介绍飞机重心的定义和重要性，然后详细讨论飞机重心前后迎角的变化原因。
最后，我们将总结飞机重心前后迎角的变化对飞机性能和稳定性的影响。
通过深入探讨这一主题，我们将更好地理解飞机设计和飞行控制的原理，有助于提高飞机的飞行效率和安全性。
1.2文章结构文章结构部分主要介绍了本文的整体框架和思路。
文章的结构设计是为了清晰地展示飞机重心前后迎角的变化，从而更好地理解其原因和对飞机性能和稳定性的影响。
本文的结构分为引言、正文和结论三个主要部分。
在引言部分，我们会对文章的主题进行简要概述，即介绍飞机重心前后迎角的变化。
然后会详细说明文章的结构和目的。
这样读者就可以在阅读前明确文章的主旨和目标，有一个整体的了解。
正文部分是本文的核心，主要探讨了飞机重心前后迎角变化的原因。
首先会给出飞机重心的定义和重要性，从而为后续内容提供一个基础。
然后会详细讨论飞机重心前后迎角的变化原因，包括飞机结构设计、气动力学原理等方面的因素。
通过这些讨论，读者可以全面了解飞机重心前后迎角变化的原因与机理。
飞行器设计新技术
飞行器设计新技术军用飞机发展很快，从20世纪50年代的第一代超音速战斗机起，到目前已经发展到第四代超音速战斗机，第三第四代战机采用了一系列新技术，下面就不同的方面浅谈一下飞行器设计中的新技术一、气动布局技术（一）近距耦合鸭式布局没有水平尾翼，但在机翼（亦称主翼）前面装有水平小翼的飞机称为鸭式布局飞机。
机翼前面水平小翼称为前翼或鸭翼。
鸭式布局有以下优点：1．前翼不受流过机翼的气流的影响，前翼操纵效率高。
2．飞机以大迎角飞行时，正常式飞机平尾的升力为负升力（向下），这样就减少了飞机的总升力（有人称它为挑式飞机，即机翼升力不仅要平衡飞机的重量，而且还要克服平尾的负升力），从而不利于飞机的起飞着陆和大迎角时的机动性能。
而鸭式飞机与此相反，前翼在大迎角飞行时提供的是正升力，从而使飞机总升力增大（有人称它为抬式飞机，即前翼与机翼共同平衡飞机重量），这样就有利于减小飞机起飞着陆速度，改善起飞着陆性能，同时也可以提高大迎角时的机动性能。
3．鸭式飞机配平阻力小，因而续航能力好。
鸭式飞机虽有上述优点，但是由于还存在不少问题有待解决，使鸭式飞机的主要优点（即鸭翼与机翼都产生正升力）的发挥受到很大的影响，因此在很长一段时间内，鸭式布局使用不广泛。
针对这一问题，航空界进行了一系列的研究工作。
所谓近距耦合鸭式布局飞机，就是这方面研究的成果。
近距耦合鸭式布局飞机（简称近距耦合鸭式飞机）是指前翼与机翼距离很近的一种鸭式飞机，这种飞机往往采用小展弦比大后掠的前翼，此时前翼形成的脱体涡流经主翼表面，使主翼升力提高，而前翼也将受到主翼上洗气流的影响而增加升力。
同时，主翼表面的低压抽气作用，又提高了前翼涡流的稳定性。
因此，前翼与主翼近距耦合的结果，既增加了飞机的升力，也推迟了飞机的失速。
近距耦合鸭式布局的研究成功，使鸭式布局在战斗机上重新流行。
（二）边条机翼边条机翼是一种组合机翼，它是由中等后掠角和中等展弦比的基本机翼和位于翼根前部的大后掠角、小展弦比尖前缘的边条组成。
某型飞机高亚音速大迎角横向静稳定性改善的研究
第二届全国怔踌超声速空气动力学交流会论文集第一卷某型飞机高亚音速大迎角横向静稳定性改善研究陈斌（成都飞机工业（集团）有限责任公司技术中心６１００９２）摘要本文根据＝｜ｌ｛；型飞机存在的商噩音速大迎角横向静不稳定性问题，分析了出现该问题的原吲，提出了解决问题的方向与措施，最后通过风洞试验验证，以较小的代价成功的解决了飞帆鲢离亚音速大迎角横向静不稳定性商题，保证了飞机在正常使用范围内的飞行安全。
关键词高亚音速大迎角横向稳定性１引言在Ｅ机的设计过程中，飞机的静稳定性一直是一个十分重要且必需面对的问题。
在三代以前的飞机均设计为三轴静稳定性的，而且在使用飞行包线以内均保持有一定的、必要的静稳定性裕度。
随着主动控制技术的不断发展与成熟，在三代飞机上开始采用主动控制技术，出现了静稳定性放宽的飞机与纵向局部静不稳定的Ｅ机，但对于机动飞机横航向还是基本设计为静稳定的，只是对飞机的静稳定性要求有所放宽。
比如苏２７就是纵向局部静不稳定的，横航向正常使用时均在静稳定性范围内，尽管它能作象眼镜蛇那样的过失速机动，但那只是短暂的，在过失速范围只有凡秒钟，如果采ｊ＿ｉ：ｊ了矢量推力技术，飞机也不可能氏时间在过失速范丽内机动，因为飞机翼面等的气流分离使飞机严重晃动与抖振，飞行员难以承受。
因此，到目前为止飞机在使用范围内横航向基本上均设计为静稳定的，Ｆ．２２采用了十分先进的主动控制技术也不例外。
文中将要介绍的飞机不带主动控制技术，其横航向正常使用范围内应设计为静稳定的，在使用范围内出现了横向静不稳定，必需加以改善，使之变成静稳定。
２问题的提出Ｅ机的横向滚转力矩系数帆表示的是绕飞机纵轴的滚转气动力矩系数，滚转力矩系数％对侧滑角即胸的导数ｍ？称之为横向静稳定性导数，当埘？＜ｏ表示飞机是横向静稳定的，反之”？＞ｏ飞机则是横向静不稳定的，卅ｆ＝ｏ时的攻角口表示横向临界攻角，横向临界攻角对应横向滚转力矩系数口ｋ的反号与交叉攻角。
横向临界攻角口的值越火表示Ｅ陈斌：某型飞机高亚音速大迎角横向静稳定性改善研究６５图１飞机在Ｍ＝Ｏ６时的ｍ。
飞机翼型设计及其气动特性分析
飞机翼型设计及其气动特性分析飞机翼型是飞机气动外形的重要组成部分，其形状和参数对于飞机的性能、燃油经济性、舒适性和安全性等方面都有着重要的影响。
如何设计出优秀的飞机翼型，使其具有良好的气动特性，是飞机设计的重要课题之一。
翼型的选择在飞机设计的初步阶段，需要根据任务需求和技术条件，选择合适的翼型。
现代飞机翼型大致可分为四类：直翼、后掠翼、前缘后掠翼和双曲线翼。
直翼结构简单，制造成本低，但飞行性能一般；后掠翼具有良好的高速性能，但低速性能差；前缘后掠翼的优点是高速和低速性能均较好，但是制造难度较大；双曲线翼兼顾高速和低速性能，但制造复杂。
较新型的翼型是蝶形翼、斜三角翼、翼身一体等，总体来说，选择合适的翼型是需要考虑多方面因素的综合考虑。
翼型气动特性分析飞机翼型的气动特性包括升阻特性、稳定性和操纵性。
其中升阻特性是最重要的，它决定了飞行速度、起飞和着陆距离以及载荷能力等方面的性能。
升力系数是描述翼型升力的重要参数。
在翼型设计中，需要尽可能地提高翼型的最大升力系数，以提高飞机起飞和着陆性能。
同时，升力系数的变化规律对哪些因素敏感，比如攻角、马赫数、气压高度等因素需要深入研究，以更好的处理飞机的飞行特性。
阻力系数是衡量升阻性能的重要参数。
较小的阻力系数有利于提高飞机的速度和燃油经济性，降低噪声和污染等方面。
一般不同攻角情况下的阻力系数变化，另外还需要研究横滚阻力以及迎风面阻力等方面的性能变化情况。
气动稳定性是飞机翼型设计中的关键性问题，翼型的气动稳定性主要表现在其稳定裕度和稳定性边界上。
稳定裕度的大小反映了翼型受扰动时保持稳定的能力，而稳定性边界则是指翼型失去稳定性的临界状态。
操纵性是指飞机在飞行中对操纵输入的响应能力，包括响应速度、控制精度、横向和纵向操纵性等各方面内部和外部的因素。
在设计翼型时，需要确定操纵面的尺寸和位置等参数，以将操纵性最大化并保持良好的稳定性和控制。
总体来说，翼型设计时需要考虑多种因素的综合影响，从而得到最优的气动特性。