变后掠变展长翼身组合体系统设计与特性分析
( 3)
式中: D i 为诱导阻力; L 为升力; e 为与展弦比和
尖根比有关的、可近似认为是常数的、略小于 1 的
量; q ] 为自由来流动压; b0 为无后掠无伸展外形 的展长; $+ 为后掠角变化量。当升力不太小时,
总阻力对后掠角变化量求偏导数并令结果为 0,
可得
2L2 sin( $+) Pe q ] b20 co s3 ( $+)
45
b/ m
11 700 0 21 400 0 11 299 0 11 810 5
AR S r / m2
61 30 01 459 0
91 62 01 599 0
31 40 01 496 0
51 15 01 636 0
11 2 近似理论分析与计算流体力学( CFD) 数值 模拟
( 1) 以无伸展的两种典型外形为例分析后掠 角变化对总阻力的影响
第 31 卷 第 3 期
2010 年
3月
航空学报 ACT A A ERON A U T ICA ET A ST RO N AU T ICA SIN ICA
Vo l1 31 No1 3 M ar. 2010
文章编号: 1000- 6893( 2010) 03-0506- 08
变后掠变展长翼身组合体系统设计与特性分析
results demo nstr ate that lar ge scale morphing can considerably chang e the aerodynamic character istics of a
flig ht vehicle, such as its lift, drag and lift- to- drag r atio , etc. , which can enable the adaptat ion o f mor phing
Chen Q ian1 , Y in Weilong2 , Bai P eng1 , Leng Jinsong2 , L iu Ziqiang1
( 11 China Academy of Aer osp74, China) ( 21 School of A stro nautics, Har bin Institute of T echnolog y, Har bin 150080, China)
of structure and contro l techno log ies; the char acter istics analysis include the t est and analy sis o f str uctural and
co nt rol cha racterist ics as w ell as t he test and ana lysis o f steady and unsteady aero dy namic character istics. T he
第3期
陈钱等: 变后掠变展长翼身组合体系统设计与特性分析
507
制柔性机翼的扭转变形, 在不增加飞机重量的情 况下显著提高了滚转控制性能; / Smart Wing0项 目[ 9] 中采用无铰接的、连续光滑的、大偏转角的和 高驱动速率的操纵面, 最终获得了更优的滚转和 俯仰控制性能。
对于大尺度变形, 变形的概念创新及其实现 十分 关键。 在最近 的大 型研 究项 目/ Mor phing A ircraf t St ruct ure0中, 主要确立了蝙蝠翼方案[ 10] 和折叠翼方案[ 11] 。前者经过结构设计、驱动系统 设计、气动- 结构综合建模与模拟、控制系统设计、 风洞试验和飞行演示验证, 为发展实用的跨声速 可变形无人机打下了坚实的基础; 后者也已进行 风洞试验。
flig ht vehicles in mult-i env iro nments and mult-i missions, and ultimately lead to better per for mance for mo r-
phing flig ht vehicles in compariso n w ith conventio nal fix ed- config uratio n f lig ht vehicles.
飞行器的变形方式可分为三类: 局部小变形、 中等变形和大尺度变形。
收稿日期: 2009-01-19; 修订日期: 2009- 04-08 基金项目: 国家自然科学基金( 90605005, 90816026) 通讯作者: 陈钱 E- mail : cheng qian04@ t singh ua. org. cn
度。另外, 展弦比 A R 和参 考面积 Sr 分别 定义 如下[ 12] :
AR =
b2 Sp
( 1)
Sr = S p
( 2)
式中: Sp 为机翼平面投影面积。表 1 给出了图 1 中 4 种典型外形的重要参数。
图 1 可变形翼身组合体的 典型外形 F ig1 1 Repr esentative config ur atio ns o f mor-
对于中等变 形, 具 有代表性 的研究工 作有: / M ission A daptiv e Wing0项目[ 7] 中采用光滑地改 变前缘和后缘弯度的机翼, 获得了巡航性能、机动 性能等方面 的改进; / Act ive F lexible Wing/ Active A ero elastic Wing0项目[ 8] 中采用副翼和前缘 襟翼的偏转来改变柔性机翼上的气动力, 进而控
1 系统设计
11 1 总体方案设计
根据对大尺度变形的总体需求分析, 本文的 风洞试验模型首次定量方案为: 模型后掠角能改 变 45b, 展长能增大 50% 以上; 模 型采用半模, 最 大尺寸不超过 11 5 m 。图 1 给出了相应的全模的 典型外形: 机身为扁平流线型; 机翼由两段矩形翼 ( 以下将弦长大的翼称为大机翼, 弦长小的翼称为 小机翼) 组成, 其型面均为 NACA 0015 翼型。对 于本文的风洞试验模型, 由于大、小机翼均采用矩 形翼, 因而后掠角 + 的定义比较简单, 仍然采用 一般飞机后掠角的定义, 即为机翼 1/ 4 或 1/ 2 弦 线的后掠角[ 12] 。但是, 展长 b 的定义需要重新考 虑, 因为翼尖截面并非总是流向方向, 在此, 本文 定义展长为左右两翼 尖翼型弦线中 点的连线长
对于局部小变形, 已有许多活跃的研究主题, 如/ M orphing0项目[ 2] 中将结构自适 应变形技术 与主动流动控制技术相结合开展的一系列微流动 自适应控制研究。无论是采用合成射流技术[ 3] 、 脉冲射流技术[ 4] 等的/ 虚拟形状变化0[ 5] , 还是采 用小尺度局部结构实际主动变形[ 6] , 都能对飞行 器局部流场结构产生有利影响, 进而提高飞行器 的性能。
陈钱1 , 尹维龙2 , 白鹏1, 冷劲松2 , 刘子强1
( 11 中国航天 空气动力技术研究院, 北京 100074) ( 21 哈尔滨工业大 学 航天学院, 黑龙江 哈尔滨 150080)
System Design and Characteristics Analysis of
a Variable-sweep and Variable-span Wing-body
=
0
( 4)
考虑到设计方案中 $+ 的取值范围为 0b [ $+ [
45b, 故式( 4) 中 $+ 存在唯一解:
508
航空学报
第 31 卷
$+ = 0b
( 5)
因而, 可得出以下结论: 升力不太小时, 对于 给定升力, 0b后掠角使得总阻力最小。另外, 从式 ( 3) 可得, 当 0b [ $+ [ 45b时, 给定不太小的升力 后, 总阻力随后掠角增大而增大。
( 2) 以无后掠的两种典型外形为例分析展长 变化对总阻力的影响
有伸展外形的展长相对于无伸展外形的展长 的变化量( 以下简称展长变化量) 与总阻力之间的 近似函数关系式为[ 12]
D=
q] S0CDp
1+
2( $b) c S0
+
L2 Peq ] ( b0 + 2$b) 2
( 6)
式中: 右端第 1 项为寄生阻力; 第 2 项为诱导阻 力; S 0 为无后掠无伸展外形的参考面积; CDp 为寄 生阻力系数; $b 为展长变化量; c 为小机翼弦长。 总阻力对展长变化量求偏导并令结果为 0, 可得
phing w ing- body
表 1 可变形翼身组 合体典型外形的参数
Table 1 Parameters of representative configurations of
morphing wing- body
参数 +/ ( b)
无后掠 无伸展
0
无后掠 全伸展
0
全后掠 无伸展
45
全后掠 全伸展
综观上述三类变形方式的研究进展可知, 这 三类变形均为研究者关注的焦点, 正持续取得进 展。为了研究可变形飞行器在变形前后及变形过 程中的气动问题、探索其在风载条件下变形的结 构和控制技术、验证与确认其分析预测方法, 本文 在可变后掠角及展长的翼身组合体方面开展了探 索, 为大尺度变形的研究提供一种思路。
Key words: w ing- body; v ariable- sw eep; va riable- span; mo rphing aircraft ; CF D numer ical simulation; wind
tunnel test
近年来, 可变形飞行器成为研究者关注的热 点。分析其原因, 一方面在于研究者从飞行生物 这种可变形飞行体的研究中持续获得新的启示, 如 D. L ent ink 等[ 1] 对雨燕飞翔的研究中就提出了 / 变形0在未来飞机发展中的作用; 另一方面在于, 可变形飞行器符合未来对飞行器的需求, 它能根 据环境变化和任务变化来灵活地改变其形状和尺 寸, 得到满足环境和任务要求的气动、结构和控制 特性以及综合性能。
飞行基础知识：机翼形状与飞行速度的关系
飞机能上天，就是机翼产生升力的结果。
但是飞机上天后，机翼也产生阻力，影响飞机前进，所以机翼的形状、大小关系到飞机的速度。
随着气动理论的完善、制造工艺的提高以及新材料的不断应用，机翼的性能经过多次改进，已今非昔比。
早期的飞机机翼都是平直的。
最初是矩形机翼，很容易制作。
但由于其翼端宽，会给飞机带来阻力，严重地影响了飞机的飞行速度。
为此，人们曾设计了一种椭圆形机翼。
这种新机翼的翼端虽然窄了，但其制作工艺却十分复杂，很难制作。
后来，人们又设计出了梯形机翼。
梯形机翼兼具矩形和椭圆形机翼之长，制作也比较方便，尽管仍有一个小小的翼尖，但阻力还不算大。
因此，20世纪30年代至40年代末，梯形平直机翼几乎一统天下。
二战中出名的飞机如美国的P－51、苏联的杜－2、日本的零式战斗机等都是梯形平直机翼。
1945年，英国研制了两架飞机，安装了当时最先进的喷气发动机，飞机平飞的最大速度达到974千米／小时。
若从12000米高度俯冲到9000米高度时，速度甚至达到1120千米／小时，接近音速。
但机翼上出现了“激波”，使机翼表面的空气压力发生变化，空气作用力的总作用点后移，飞机会自动俯冲。
当时飞机的操纵系统和舵面的大小等，都没有考虑这种情况，所以不可能把俯冲状态中的飞机拉起来平飞。
大角度的俯冲，使飞机增速更快，最后，超出它本身能承受的强度，所以飞机就散架解体了。
机翼上产生激波后，飞机的阻力会急剧增加，比低空飞行大十倍甚至几十倍，所以即使用喷气式发动机，也很难使飞机超音速。
当时把这种困难叫做“音障”。
德国人发现，把飞机的机翼做成后掠的形式，像燕子的翅膀，可以延迟“激波”的产生，减少阻力，也可以缓和飞机接近音速时自动俯冲的不稳定现象。
1948年，美国在F－86战斗机上应用后掠机翼。
原苏联在上个世纪40年代末期，也研制出带后掠机翼的喷气式歼击机米格－15。
进入20世纪50年代，世界上超音速飞机的翅膀几乎全都是后掠机翼的。
20世纪五六十年代，人们设计飞机的指导思想是越高越快就越好。
飞机的常见气动布局
飞机的常见气动布局亲爱的同学们大家好：今天，我想和大家讲一讲，飞机的常见气动布局。
大家知道的都有哪些呢？目前我们所知的可行的飞机的空气动力布局方式有：常规、鸭式、三翼面、变后掠、无尾、飞翼、前掠翼。
这些布局方式各有特色各有长短，我将为大家逐个讲解。
首先是常规，常规布局也就是主翼在前，水平尾翼在后，有一个或两个垂尾的气动布局方式。
使用这种气动布局设计的具有代表性的战斗机有，美国——洛克希德马丁公司：F22猛禽。
俄罗斯——苏霍伊设计局：苏27侧卫。
但其实，我们常见的客货机几乎全是这种设计的。
常规布局的优点是技术成熟，理论研究已经非常完善，生产技术也成熟而又稳定，同其他气动布局相比各项性能比较均衡。
只是由于均衡所以也没有特别出色的地方。
然后是鸭式。
因为当初这种气动布局的飞机飞起来像鸭子，故此得名。
说到鸭式布局，我们就不得不说世界上第一架飞机——莱特兄弟的飞行者一号。
它所使用的布局其实就是鸭式布局。
鸭式布局也是主翼在后面，前面加个小机翼叫做鸭翼。
简单地来看，鸭式布局就是将常规布局中的水平位移移到了主翼前方，但鸭翼与平尾并不是一个概念。
虽然鸭翼也承担着控制俯仰的责任，但除此之外，鸭翼还会产生涡流。
这些涡流吹过主翼会带来强大的增升效果，也就是说，鸭翼能提供额外的升力。
如此，鸭式布局的飞机的短距起降性能更强，因为它们在低速度状况下也能获得较高的升力。
鸭式布局的飞机在高速飞行中有着更高的稳定性，机动性也要比常规布局飞机更加出色。
有时鸭式布局飞机还会在机身的后下方增加两片叫做腹鳍的翼面，以增加大迎角情态下的飞行稳定性，这是因为在大迎角情态下，常规布局的飞机的垂尾还会接触到由主翼和平尾的间隙间吹过的气流，而鸭式布局的飞机的主翼往往会阻断流往垂尾的气流，如此垂尾便不能很好地控制飞机的水平方向稳定，而在机身下方增加的腹鳍则能解决这个问题。
这也是鸭式布局飞机的一个不同之处。
鸭式布局设计的代表战机有：中国成飞歼20，欧洲双风：阵风、台风。
飞机气动设计分析报告
盛年不重来，一日难再晨。
及时宜自勉，岁月不待人。
飞机气动设计分析——由图-22M和B-1B浅析现代超音速轰炸机设计SYXXXXXXXXX一、超音速轰炸机简介众所周知，轰炸机是用于从空中对地面或水上目标进行轰炸的飞机，具有载弹量大，飞行距离远的特点。
飞机开始投入战争后不久，便出现了专门用于对地面实施轰炸的轰炸机。
一二次世界大战期间，轰炸机得到迅速发展和广泛使用，以美国B-17、B-29为代表的全金属四发重型轰炸机的出现是轰炸机发展到新水平的标志，这时的轰炸机载弹量可达8至9吨，航程在5000公里上下。
战后，航空进入喷气时代，轰炸机也不例外，在现代喷气式轰炸机问世以来的50多年里，轰炸机的发展已经经历了三个明显的阶段（如图1所示）：图1 喷气式轰炸机发展的三个阶段第一阶段是上世纪60、70年代出现的亚音速喷气式轰炸机，以苏联图-16（我国轰六的原型）、英国的三V轰炸机(“胜利”、“火神”、“勇士”)、美国B-47和B-52等为代表。
这一时期，飞机设计上的主要特点是以喷气动力取代螺旋桨动力，首先解决的是有无问题，在飞机的外形和结构设计上与之前的螺旋桨动力轰炸机并无较大区别。
这类轰炸机由于飞行速度较慢，雷达散射截面积较大，在完整的现代防空体系面前不堪一击，突防能力较弱，但到目前为止仍有很大一部分的亚音速轰炸机在各国空军服役。
第二阶段是上世纪70、80年代出现的超音速轰炸机。
超音速轰炸机往往采用了变后掠翼设计，解决了超音速轰炸机研制初期如B-58轰炸机遇到的速度与航程间的矛盾，这一阶段的代表是美国B-1B和苏联图-160、图-22M等。
超音速战略轰炸机的出现使得战略轰炸机的突防能力大大增强，打击能力也相应提高。
第三阶段是上世纪末出现的隐身轰炸机，使轰炸机的战场生存能力和威慑力得到更大的提高。
目前，隐身战略轰炸机只有美国的B-2一种。
可见，超音速轰炸机的出现是为了弥补亚音速轰炸机飞行速度较慢且无隐身能力的缺点，从而实现超音速突防，快速抵达攻击范围或目标上空实施打击。
飞行器结构力学分析
飞行器结构力学分析飞行器的结构力学分析是一项重要的工程学科，通过对飞行器的力学特性、材料特性、负载以及受力部件的结构特性进行综合分析，可以有效地预测飞行器的性能和寿命，并为改进设计提供基础。
本文将从飞行器的负载和结构特性、结构力学分析的流程、应力分析和疲劳分析等几个方面，探讨飞行器的结构力学分析。
一、飞行器的负载和结构特性飞行器在进行各种任务时，所受到的战斗、训练和机动负载非常复杂，包括静力负载、动力负载和气动负载等。
而飞行器的结构特性也是分析其力学性能的重要基础。
飞行器的结构特性主要包括构件连接方式、载荷分布和结构响应等，它将直接影响到飞行器的安全性和可靠性。
飞行器结构体系通常包括：机身、翼面、方向舵、翼尖、发动机架、挂架等。
其中，机身和翼面是飞行器的重要受力部件，承受的载荷非常重，而发动机架和挂架则主要承受动力负荷。
因此，对于不同的结构体系，需要进行针对性的结构力学分析。
二、结构力学分析的流程结构力学分析的流程包括前处理、求解和后处理三个主要阶段。
前处理是指建立数值模型，包括建立几何模型、定义边界条件和加载条件，并将其转化为有限元模型。
求解是指运用有限元方法计算结构的应力、应变和变形等物理量。
后处理是指对求解结果进行处理和分析，并根据要求给出有效的技术建议。
具体而言，结构力学分析的流程包括以下几个过程：1、建立几何模型：通过计算机辅助设计和制图软件，建立飞行器的三维模型，并将其导入到分析软件中。
2、定义材料和边界条件：确定结构部件的材料特性和边界条件，包括材料弹性模量、泊松比、材料屈服强度等信息，以及数值模型中的约束和荷载条件。
3、数值模型的划分：将有限元成按照一定的划分方式分成多个小块，建立具体的有限元模型。
4、求解：通过有限元分析软件进行力学计算，并获得应力、应变等重要的结构响应状态参数。
5、后处理：对求解结果进行分析和处理，获得关于应力、位移、变形和振动等方面的信息，并对数据进行综合分析和评估，以确定结构的性能和可靠性。
战斗机简介
• 战斗机是一种主要用于与其他飞机进行作战的军 用飞机，具有体积小、飞行速度快、机动性强等 特点。随着现代军事作战理论和军用技术的发展， 战斗机在现代军事作战中起着举足轻重的重要作 用。航空强国都不惜巨资发展技术先进、作战能 力强的战斗机。特别是20世纪40年代末二次世界 大战结束后，采用喷气发动机的战斗机获得了较 大发展，不断涌现出了一代又一代新战斗机。国 外大致将喷气战斗机的发展分成了5代，从中可对 喷气战斗机的发展过程有较全面的了解。
产生背景
技术与经济状态：喷气技术获得突破性的进展 ，喷气式战斗机进入了历史舞台。 喷气式发动机替代活塞式发动机使飞机的性能产生了飞跃，飞机的飞行速度达到了 1100小时，实用升限达到15000米左右。但是当时的空战战术并没有因为飞机速度的 提高而产生质的变化，这主要是因为飞机的机载武器系统和电子设备的滞后发展，制 约了空战战术的发展。
飞机性能
• 第一代战斗机已经可以实现超音速飞行，其最大 飞行速度可以达到马赫数1.3。第一代战斗机普遍 采用后掠机翼，装有带加力燃烧室的涡轮喷气发 动机。飞机的电子设备还非常简陋，主要是通讯 电台、高度表和无线电罗盘以及简单的敌我识别 装置。武器装置以大口径航炮为主，后期型可以 挂装第一代空空导弹。飞机的火控系统为简单的 光学-机电式瞄准具，后期安装了第一代雷达。
• 第四代：强调隐身性能的多用途超音速战斗机——代表机型：美制 f22、f35
• 注意： • 歼10是三代，枭龙是二代半
第一代战斗机
（以下分法为西方标准）
• 简介：
• 第一代战斗机是指首批采用喷气发动机的战斗机，其出现 时间大约为1944至1953年。由于采用了新式喷气发动机 其作战能力比使用涡轮螺旋桨发动机的飞机有了显著提高。 第1代战斗机的外形与使用涡轮螺旋桨驱动的战斗机有些 相似之处，如采用直机翼，带机炮，雷达还仅在特殊的夜 间战斗机上装备。虽然比起先前的飞机具有很多优势，但 第一代战斗机有着很大缺陷，如其使用寿命很短，发动机 可靠性差、体积笨重，其功率也只能进行缓慢调节。第一 代战斗机典型机型有二战末期德国的Me 262和英国的"流 星"，以及后来苏联的米格-15、米格-17、美国的P-80和 F-86等。
美军空海一体战
美军空海一体战为在21世纪应对中国崛起，美国通过全面的战略情报分析和预判，将中国为应对强敌干涉而进行的军事斗争准备概括为“反介入/区域拒止”，并依托其历史上发展运用“空地一体战”概念的成功经验，提出“空海一体战”概念。
本文将从解析“空海一体战”概念的本质出发，探讨美国空军现役的惟一只执行常规打击任务的轰炸机—B-1B“枪骑兵”远程轰炸机在“空海一体战”概念背景下的运用，及其升级改造的现状与趋势。
“空海一体战”的地位和特点奥巴马政府上台以来，美军开始推进以“瞄准亚太地区、应对大国挑战”为中心的战略转变，并为此构建和发展了新型作战概念体系。
“空海一体战”概念，就是美军为应对当前及未来的“反介入/区域拒止”挑战、维持对西太平洋和全球其他地区的进入能力，和在其中的行动自由而发展的一种新型联合作战概念。
在考虑潜在对手“反介入/区域拒止”能力的特点和运用方式的基础上，“空海一体战”概念明确提出了综合解决方案，即以跨域作战行动的方式，在全部作战域（空、天、海、网电、陆）中实现“网络化、一体化和纵深攻击-破坏、摧毁和挫败”，同时加强自身的防御能力。
追求更广泛深入且常态化的网络化和一体化。
网络化和一体化是当前各国军队的发展方向和建设重点，但“空海一体战”概念为其注入了新的、更高层次的内容。
对于网络化，各国长期以来将重点聚焦于实现互联互通互操作，但对于实现之后如何立足部队整体、充分发挥其效力考虑较少。
“空海一体战”概念提出，网络化的关键是跨域作战行动的指挥控制，强调按使命任务预先组织可实时紧密协调的部队，通过在军种间、部队各建制间、域间建立常态化联系，并给予作战部队适当的指挥控制授权，使部队不受特定的操作程序、战术和武器装备制约，能够跨全域实施一体化作战行动。
对于一体化，各国长期以来将重点聚焦于实现军种联合，而“空海一体战”概念要求在此基础上进一步实现系统集成和力量融合，要求实现全域作战和跨域协同，将一体化渗透到部队建制的各个层级，并强调联合部队要“预先一体化”，即通过加强针对“反介入/区域拒止”的联合训练，在某些情况下要求各军种协作制定装备规划等，确保部队进入战区前已经一体化。
设计师必看，飞行器结构优化设计的关键问题！
设计师必看，飞行器结构优化设计的关键问题！新世纪以来，先进制造技术的发展极大地促进了我国航空航天技术与高端装备的进步，其中以增材制造为代表的整体结构构型制造工艺正成为实现下一代航空航天飞行器结构系统轻量化、高性能和多功能研制的有力保障，也极大地促进了结构整体构型设计理论与方法的发展。
在飞行器结构的研制过程中，结构的整体构型使结构主承力框架、次承力件和设备安装支架等承载环节实现整体化构造、一体化布局和紧凑性、轻量化构型设计，可最大限度地减少结构的工艺分离面，省去受限于制造工艺而添加的过渡辅助结构特征和连接件，大幅提高结构完整性。
《飞机设计手册》明确指出，大型复杂结构件，尤其是主承力结构件采用整体构型设计，不但可以减少零件数目、降低结构重量，而且飞机结构效率、承载性能和可靠性可成倍甚至数10 倍提高，可以说结构整体构型是先进飞行器设计与制造技术进步的重要标志之一。
随着新型飞行器性能要求的不断提高，结构整体构型设计已经超越了传统的结构传力路径构造和承载的一体化范畴。
当前，结构承载性能与防热、减振、降噪、电磁等多功能、多尺度、跨学科的一体化设计与制造显得越来越重要。
近年来，作为整体结构构型设计的基础，以拓扑优化为代表的结构优化设计理论与方法在计算力学领域以及航空航天、机械工程应用中取得了长足的进步，引发了创新设计方法的变革，其显著的工程应用效果成为众多学科领域的研究热点。
然而，现有结构拓扑优化设计理论与方法仍然属于单一结构构型设计模式，在结构整体构型设计中通常只能采用结构拓扑和功能特征布局的串行设计方式，即先通过拓扑优化确定结构构型，然后进行详细结构设计并在特定预留位置设计功能特征。
这种顾此失彼的设计方式不仅无法体现从结构构型到功能特征以及从主承力框架到次承力件力学性能之间的耦合关系，而且难以实现系统刚度、质量等特性以及多学科功能的匹配协调设计，实际过程中往往需要添加辅助支撑和配重来补偿传力路径并调节系统质量分布，结果造成系统增重、承载性能下降，无法满足先进飞行器整体结构构型设计的力学性能与多学科功能要求。
飞行器空气动力计算
第一章 飞行器基本知识1.1飞行器几何参数飞行器通常由机翼、机身、尾翼以及动力装置等部件组成。
对于气动正问题及气动分析而言，已知飞行器几何外形，求其气动参数。
要解决这一问题首先要计算出飞行器各部件及组合体的几何参数。
当机翼和机身组合成一体时，机翼中间一部分面积为机身所遮蔽。
它外露在气流中的部分两边合起来，所构成的机翼为外露翼，由下标“wl ”表示 在组合体中把外露翼根部的前后缘向机身内延长并交于机身纵对称面，这样的机翼成为毛机翼。
第二章 机翼的气动特性分析2.1机翼几何参数2.1.1 翼型的几何参数翼型的前缘点与后缘点的连线称为弦线。
他们之间的距离称为弦长，用符号b 表示，是翼型的特征长度。
可以想象翼型是由厚度分布)(x y c 和中弧线分布)(x y f 叠加而成的，对于中等厚度和弯度的翼型，上下翼面方程可以写成 )()()(,x y x y x y c f L U （2—1） 式中的正号用于翼型上表面，负号用于下表面。
b x x / ，b y y / 分别为纵、横向无量纲坐标。
相对厚度和相对弯度b c c / ，b f f / 。
最大厚度位置和最大弯度位置分别用c x 和f x 或用无量纲量b x c /和b x f /表示。
翼型前缘的内切圆半径叫做前缘半径，用L r 表示，后缘角τ是翼型上表面和下表面在后缘处的夹角。
2.1.2 机翼的几何参数1.机翼平面形状：根梢比、展弦比和后掠角机翼面积S 是指机翼在xOz 平面上的投影面积，即22()l l S b z dz-=ò（2—2）式中，b （z ）为当地弦长。
几何平均弦长pj b 和平均气动弦长A b 分别定义为/pj b S l = （2—3）2202()l A b b z dz S =ò （2—4）显然，pj b 是面积和展长都与原机翼相等的当量矩形翼的弦长；而A b 是半翼面心所在的展向位置的弦长，通常取A b 作为纵向力矩的参考长度。
高超声速变形飞行器翼面变形模式分析
收稿日期：作者简介：彭悟宇（1990—），男，四川绵阳人，博士研究生，E-mail: pengwy@ 杨涛（通讯作者），男，教授，博士，博士生导师，E-mail: taoy90@ 高超声速变形飞行器翼面变形模式分析彭悟宇1，杨涛1，涂建秋2，丰志伟1,张斌1（1.国防科学技术大学 航天科学与工程学院，湖南 长沙 410073；2.中国运载火箭研究院 战术武器事业部，北京100076）摘要：为了提高高超声速翼身组合式飞行器的射程，研究了采用不同翼面变形模式时，飞行器在马赫数3~8内的气动特性和翼面效率。
针对典型的轴对称翼身组合式外形，采用Navier-Stokes （N-S ）方程进行数值模拟，对伸缩、变后掠和二维折叠三种变形模式下的外形在超声速~高超声速来流条件下进行了模拟，并对升阻比、翼面单位面积升阻比和操稳特性进行了分析。
结果表明：在超声速及高超声速范围内，变后掠变形模式在宽速域内升阻比提高明显，同时具备优良的翼面效率及操稳特性，在马赫数3~8范围内具有最优的综合性能。
研究成果对高超声速翼身组合式变形飞行器布局的设计具有一定的指导意义。
关键词：变形飞行器；高超声速；翼面变形模式；升阻比；操稳比中图分类号：V211 文献标志码：A 文章编号：Analysis of the deformation modes of the hypersonic morphingwing aircraftPENG Wuyu 1, YANG Tao 1, TU Jianqiu 2, FENG Zhiwei 1, ZHANG Bin 1(1. College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China;2. Tactical Weapons Division, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China)Abstract: Aiming at improving the range of wing-body combination aircraft at hypersonic flow conditions. The aerodynamic characteristics and wing efficiency of morphing tactical missile with different deformation modes were studied. Navier-Stokes equations were used to simulate the flow field, the lift-to-drag ratio, wing efficiency, stability and controllability of different deformation modes as telescopic, variable sweep and two-dimensional folding are compared. It shows that under the condition of supersonic and hyper-sonic flow, take the results all in consideration, the variable sweep wing mode does better than the other two modes. The conclusion can offer some valuable guidance to the research and application of hypersonic morphing aircraft aerodynamic configuration.Keywords: morphing aircraft; hypersonic; wing deformation modes; lift-to-drag ratio; stability and controllability日益复杂的任务需求及飞行环境对飞行器的工作性能提出了越来越高的要求，迫使飞行包线逐渐扩大，变形飞行器的概念应运而生。
翼身融合(BWB)飞行器的研究现状讲解
翼身融合飞行器的背景与优势1、背景介绍民用飞机是体现航空技术水平的重要载体之一，一个国家民用飞机的研制、生产、销售、服务和营运水平，很大程度上反映了该国航空工业、基础工业、民航运输业和综合国力的水平。
随着科学技术的飞速发展，作为多种基础技术综合体的民用飞机技术也日新月异，世界民机技术正以前所未有的速度迅猛发展。
[1]传统客机的机翼、机身组合体可以明显的看出机翼与机身是两个分离的结构。
自从这种结构在波音公司的B747飞机上应用以来，几十年来并未发生太大的变化。
从我们日常乘坐的飞机就可以看出来，基本上现在的客机都是圆筒形机身安装一对独立的机翼，并且在机身后部还有尾翼。
图1波音747气动设计技术是飞机设计的关键技术之一。
提高飞机的空气动力特性是飞机设计永恒的主题。
通过采用先进的气动设计技术，可以减小飞机飞行时的阻力，提高升阻比和巡航效率，降低耗油率，从而大大提高飞机的经济性错误!未指定书签。
就目前的发展情况来看，主要有以下几种气动布局：传统布局、鸭式布局、三翼面布局、变后掠翼布局、无尾布局等。
而整个气动布局逐渐演变的过程伴随着的是人类对空气动力学认识的逐渐加深。
人们设计飞机时对流形态的利用主要经历了三个阶段：附着流型、脱体涡流型和可控分离流型。
图2 F22猛禽战斗机其实早在上世纪60年代，飞机设计者们就提出了翼身融合的气动布局设计概念。
所谓翼身融合体，指机翼和机身做为一个整体来设计，二者的平面形状和剖面形状完全融合为一的机体。
2、优势分析通过翼身融合，飞机可以获取更好的气动性能。
翼身融合体的优点是结构轻、容积大、阻力小，这些有利于飞机进行超音速飞行，并且能够减少雷达反射面积，实现隐身。
具体说来体现在以下方面：1）承载能力高。
与传统布局大型飞机相比，BWB飞机的机翼与机身融合在一起，扩大了承载空间，且翼身融合体的扁平化设计具有更高的空间利用率。
2）空气动力效率高，气动载荷的分布可达到最佳。
翼身融合大大减小了传统布局翼身之间的干扰阻力和诱导阻力，减小了总阻力。