一种鸭式变掠翼超音速飞行器的设计
3飞机总体参数详细设计部件
3.2.2 机翼外形设计
机翼相对机身的垂直位置－中单翼结构布置
中单翼主要的不足是结构上的。对上单翼和下单翼布局来 说，机翼可以贯穿机身，这种安排不会影响内部装载的布 置，而中单翼会受到机身内部装载布置的强烈影响
中单翼布局通常采用环形加强隔框来传递机翼的载荷，或 采用折梁，修形的方式穿过机身，这样可能会增加机翼的 结构重量
典型翼型族
15
3.2.1 翼型选择
翼型的参数
中弧线＋
基本厚度分布
弦长b
最大弯度f
相对弯度f/b
最大厚度c
相对厚度c/b
最大厚度的
相对位置Xc/b
前缘半径r
后缘角τ
16
3.2.1 翼型选择
参数对翼型气动特性的影响—前缘半径
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3.2 机翼设计
提高后掠机翼升力特性的措施
机翼的平均气动弦MAC
b1
b0
c(2/3)b0(12)/(1) 典型的气动中心＝0.25c 亚音速
Y(l/6)[1(2)/(1)]
＝0.4 c 超音速 26
3.2.2 机翼外形设计
主要参数选取－展弦比
展弦比越大，即翼展长，升力线斜率即升阻比较大 小展弦比机翼的失速迎角大
37
3.2.2 机翼外形设计
机翼相对机身的垂直位置－下单翼结构布置
有利于起落架的设计，起落架可以直接收回机翼中。对双 螺旋桨发动机来说，起落架可方便的收回到发动机短舱。 但需考虑发动机和螺旋桨桨叶的离地高度，会造成起落架 长度增加，重量增大。
为了增加侧向稳定性，机翼需要上反。 下单翼在应急着陆时对机身起到保护作用；水上迫降时，
3.机身：最大横截面积SMf、长细比l/d、机身长度lf、机身头部和 尾部的长细比；
飞机气动布局简介.
飞机气动布局简介想必很多人对飞机很感兴趣，因为飞机大多是很漂亮的，流线型的机身，舒展的机翼，实现了人类在蓝天翱翔的梦想。
其实飞机外型的美观虽然是人类主动的设计创作，而实质却是受制于空气阻力的被动结果，从某种意义上讲，这种符合人类审美标准的流畅线条其实是空气动力原理的杰作。
大千世界千变万化，飞机也是形态各异，大的、小的、胖的、瘦的，四个翅膀的、两个翅膀的甚至还有一个翅膀的，打个比方，飞机的式样就像宠物狗一样，当真是品种丰富，血统复杂。
俗话说外行看热闹，内行看门道，既然飞机的外观是空气动力原理决定的，那么这么多种飞机的形状在飞机设计中就有个称谓，叫做空气动力布局。
下面我们就逐一介绍一下各种气动布局，当了解到气动布局这个概念后再回过头来看这些飞机，就会发现自己不会再看花眼了，其实全世界的飞机品种再多，也无非就以下这几种气动布局而已。
各种空气动力布局的主要差别就在于机翼位置上的差别，首先介绍一个最常见的布局——常规布局。
这种布局的特点是有主机翼和水平尾翼，大的主机翼在前，小机翼也就是水平尾翼在后，有一个或者两个垂直尾翼。
世界上绝大多数飞机属于这种气动布局，特别是客运、货运大型飞机，几乎全是这种布局，例如波音系列、欧洲的空中客车系列，我国的运七、运八、ARJ21，美国的C130等。
我国的军用飞机中除了歼10猛龙战斗机以外，都是常规气动布局。
常规布局最大的优点是技术成熟，这是航空发展史上最早广泛使用的布局，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，所以目前无论是民用飞机还是军用飞机绝大多数使用这种气动布局。
常规气动布局机型——我国的ARJ21祥凤支线客机常规气动布局机型——我国的FC-1枭龙歼击机常规气动布局机型——我国的歼11B歼击机常规布局中还有一个另类——变后掠翼布局，就是主翼的后掠角度可以改变，高速飞行可以加大后掠角，相当于飞鸟收起翅膀，低速飞行时减小后掠角，展开翅膀。
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。
超音速战斗机气动隐身设计
现代化战斗机是一个由多方面因素综合作用所构成的整体，每一代战斗机的出现除了代表着在航空技术上所获得的发展之外，更加重要的是对战斗机的战术应用认识上的提高。
战斗机在设计之初所确定的技术指标和使用方式决定了飞机的整体设计特点。
随着科技的发展，在"先敌发现、先敌开火、先敌摧毁"作战思想的牵引下，战斗机已经发展到了以F-22、F-35为代表的第四代，其“超音速巡航、超机动性、隐身、可维护性”的特点已经成为第四代超音速战斗机事实上的划代标准。
战斗机的现代化改进虽然在技术上可以得到一定的发展和完善，但是由使用方式决定的固有设计特点却无法依靠技术改进来进行调整，第二代战斗机无论进行任何形式的改进也无法达到第三代战斗机的标准，以第三代战斗机的设计也根本不可能具备发展成第四代战斗机的基础条件。
因此，面对F-22、F-35 我们应该选择设计满足超音速、高隐身、高机动的第四代战机来与之抗衡，而不能幻想通过对现有机型进行优化改进就能与F-22、F-35为代表的第四代飞机及其他具有类似特点的飞行器进行抗衡和拦截。
由此，我们可以研究分析一下F-22、F-35以及早期阶段的YF-22和被淘汰出局的YF-23,从它们的设计特点上大致勾勒出我们所需要的能与之相抗衡的战机整体布局。
图1 F-22三面图整体上看，F-22、F-35以及之前的YF-22、YF-23都没有采用鸭式布局，主要原因是配平问题和隐身问题。
从配平角度看，为了实现有效的俯仰控制，鸭翼就无法配平机翼增升装臵产生的巨大低头力矩，为了配平增升装臵，鸭翼就要增大，这样对机翼的下洗也会随之增大，反而削弱了原来的增升效果；同时为了防止深失速，还可能需要增加平尾；大鸭翼也很难满足跨音速面积率的要求，这样就增大了超音速阻力不利于超音速巡航。
从隐身角度看，隐身设计的一个很重要的原则是要尽量保证机体表面的连续，而鸭翼恰恰是机身的不连续处，其位臵大小平面形状很难匹配。
北航《航空航天概论》考核要求
北航《航空航天概论》考核要求1.飞机的气动布局形式有哪些？请简述各布局形式的特点。
（20分）飞机的气动布局大致分为以下几类：1.常规布局：飞机设计师们通常将飞机的水平尾翼和垂直尾翼都放在机翼后面的飞机尾部。
这种布局一直沿用到现在，也是现代飞机最经常采用的气动布局，因此称之为“常规布局”。
代表机型：F-22，Su-27等。
2.鸭式布局：是一种十分适合于超音速空战的气动布局。
早在二战前，前苏联已经发现如果将水平尾翼移到主翼之前的机头两侧，就可以用较小的翼面来达到同样的操纵效能，而且前翼和机翼可以同时产生升力，而不像水平尾翼那样，平衡俯仰力矩多数情况下会产生负升力。
在大迎角状态下，鸭翼只需要减少产生升力即可产生低头力矩（称为卸载控制面），从而有效保证大迎角下抑制过度抬头的可控性。
早期的鸭式布局飞起来像一只鸭子，“鸭式布局”由此得名。
代表机型：J-10。
3.无尾布局：无平尾、无垂尾和飞翼布局也可以统称为无尾布局。
对于无平尾布局，其基本优点为超音速阻力小和飞机重量较轻，但其起降性能及其它一些性能不佳，总之以常规观点而言，无尾布局不能算是一种理想的选择。
代表机型：幻影-20004.三翼面（也称前掠翼）：在常规布局的飞机主翼前机身两侧增加一对鸭翼的布局称为“三翼面布局”。
代表机型：Su-47。
5.飞翼布局：飞翼布局没有水平尾翼，连垂直尾翼都没有，更像一片飘在天空中的树叶。
代表机型：B-2。
6.可变后掠翼：即在常规布局模式的基础上，让主机翼采用后动方式来实现飞机不同状态下的飞机状态。
说一句这种结构的飞机重量都很重，我国也试图研制过但最终放弃了。
代表机型：F-14。
2.简述直升机是如何实现前飞、后飞、上飞和下飞的？（20分）驾驶员将驾驶杆前推，通过旋转斜盘使桨叶前倾，旋翼总拉力有个向前的分量，由此实现向前飞行；反之，后推驾驶杆，通过旋转斜盘使桨叶后倾，旋翼总拉力有个向后的分量，就可以实现了向后飞行。
上拉油门总距杆，增加旋翼总距，则可以提高升力，实现上飞；相反的，下推油门总距杆，降低旋翼总距，就可以降低升力，实现下飞。
科普时间：鸭翼式布局飞机
科普时间：鸭翼式布局飞机早期的鸭式布局飞起来像⼀只鸭⼦，"鸭式布局"由此得名，前移的前翼也由此⽽被称为"鸭翼"。
⽆⽔平尾翼，机翼前⾯有⽔平⼩翼⾯的飞机。
机翼前⾯的⼩翼⾯称为前翼或鸭翼，前翼可以像⽔平尾翼那样起着俯仰操纵和平衡的作⽤;也可以仅⽤固定前翼，这时飞机的俯仰操纵由机翼后缘的升降副翼来完成。
鸭式飞机因有前翼⽽不易失速，有利于简化飞机驾驶和保证飞⾏安全。
鸭式飞机起飞和着落性能不好。
在超声速飞机上采⽤⼩展弦⽐、⼤后掠⾓的三⾓形前翼和机翼，它们之间存在有利的⽓流⼲扰，在⼀定程度上弥补了鸭式飞机的缺点。
鸭（翼）式布局的飞机鸭翼可提⾼飞机的失速迎⾓多数鸭式布局飞机取消了尾翼，不过也有少数保留了尾翼。
带有鸭翼的飞机的稳定操纵需要依赖复杂的控制系统，该系统能避免飞机陷⼊失速危险。
发展历程1903年，美国莱特兄弟研制成功的第⼀架载⼈动⼒飞机就是鸭式布局飞机。
但由于设计不易得当，其后⼀段较长时间，鸭式飞机没有得到⼴泛应⽤。
60年代，发现在超⾳速飞机上采⽤⼩展弦⽐的三⾓形前翼和机翼，适当安排两者的相互位置，利⽤产⽣的涡升⼒可改善飞机空⽓动⼒特性，缩短起飞着陆距离。
瑞典研制了短间距鸭式飞机Saab-37超⾳速歼击机，并于70年代起服役。
70～80年代，⼀些国家设计新型超⾳速作战飞机，采⽤鸭式布局的有增多的趋向，如“欧洲战⽃机”和法国的“阵风”战⽃机等。
1906年的飞机就已出现了形似鸭翼的布局柯蒂斯公司的XP-55鸭式布局飞机在⼤迎⾓时，前⾯的鸭翼总是处于较机翼更⼤的迎⾓状态下。
这主要是飞机平衡的需要，另外也是由机翼对鸭翼的影响（上洗）造成的。
这样，当鸭翼上的⽓流分离时，机翼的升⼒还远未达到它的承载极限。
由于鸭翼承载能⼒的限制，全机的升⼒反⽽不如正常式飞机⼤。
此外，由于机翼后缘距飞机重⼼(CG)较远，如⽤后缘襟翼增升，则较⼤的低头⼒矩会使鸭翼负担过重。
因此鸭式飞机起飞着陆性能不好，⼀直没有得到⼴泛应⽤。
科普贴 空气动力学之鸭式布局
科普贴空气动力学之鸭式布局我国的歼-10战机有一个天才叫巴迪特里希?屈西曼，近代空气动力学的开创者和奠定者，前期服务于纳粹德国，战后被瓜分到英国。
这位牛逼est的人物在1953年写了《空气动力学》，至今是全世界高等教育航空专业的指定教材。
在英国的第一个十年，他领导了后掠翼用于高速飞机的研究，提出屈西曼翼尖，屈西曼整流罩等设计概念，建立了任意展弦比后掠翼载荷计算方法，这个方法仍是现在亚音速后掠翼设计的基础算法之一;第二个十年，研究开创了航空史上第二个使用流型--脱体涡流型，这是直到今天先进战斗机的发展基础;最后十年，屈西曼研究了第三个流型--高超音速流型，创立了乘波机的概念，今天的加莱特和DSI进气道也只是乘波理论中两个较初级的衍生物。
到60年代初，二代战斗机的气动布局设计主要特点仍是保持附着流型以避免和抑制气流分离;但对机动性的追求要求可使用迎角不断加大，分离不可避免。
随着近距耦合固定鸭翼的瑞典SAAB-37战斗机将涡升力的应用实用化，实现了对气流分离的控制和利用，脱体涡流型开始被广泛的应用直到今天。
战斗机对涡升力的应用，主要是依靠气流从涡流发生器(鸭翼，边条)前缘分离出稳定的漩涡，高速旋转的气流提高了机翼表面的负压，漩涡强度随迎角增大而增大，产生很大的涡升力，在升力线斜率上表现出明显的强烈性，非线性。
因此涡升力在带来巨大升力收益的同时，也对战斗机的控制技术提出了同样巨大的挑战。
从对涡升力的应用水平(同时也大致代表了主动控制水平)来看，三代机的气动水平可以划分为三个阶段。
第一个阶段以F-15为典型，这种早期的三代机并没有涡流发生器，没有应用涡升力，静稳定布局，控制增稳;第二个阶段是F-16(真正的第一款三代战斗机)和苏-27，以小边条作为涡流发生器是其共有的特征，并开始放宽静稳定度，模拟电传足以满足控制需求;第三个阶段，一方面是使用大边条的F/-18E/F和我国的FC-1，另一方面是使用可动鸭翼的欧洲台风，阵风，鹰狮和我国的歼-10，这个阶段的战斗机都已经采用高度静不稳定设计，模拟电传已经不能满足需求，数字电传成为标准配置。
谈谈鸭翼布局战斗机的气动特点
摘要飞机姿态控制包含俯仰（pitch）、滚转（roll）与偏航（yaw）方向，其中俯仰方向安定性和操控性是对飞行安全最重要的飞控参数。
如果以俯仰控制面安装位置对飞机分类，则可分为鸭翼（canard，法文鸭子的意思，来源于法国报纸对莱特兄弟飞机的描述）、水平尾翼（horizontal tail）、无尾翼（tailless）以及同时安装鸭翼和水平尾翼的三翼面（three surface）布局。
鸭翼布局虽然具有较佳升力特性，但如果未能妥善处理好鸭翼涡流与主翼、机身及垂直尾翼流场间的交互作用，将对飞行稳定与姿态控制产生不良影响。
但这个缺点在近距耦合概念诞生，并结合线传飞控系统后已经得到改善，诞生了几种成功的鸭翼战斗机。
本文从气动力学的观点出发，在不考虑飞控系统与推力矢量控制运用的成熟性、结构负荷极限、战场场景想定与战术运用等外在因素的情况下，对鸭翼布局的气动特点进行初探。
鸭翼-三角翼布局水平尾翼布局无尾三角翼布局三翼面布局前言人类第一架载人动力飞机“飞行者”号采用的就是鸭翼布局，该布局与水平尾翼布局相比，具较佳的升力特性，所以在飞机早期发展史上也能偶尔见到鸭翼布局战斗机。
但因为鸭翼布局复杂的气动特性，特别是缺乏足够的纵向恢复力矩，所以虽然最早运用在飞机上，却没有被后续战斗机普遍运用，水平尾翼布局反而成为“传统布局”。
随着线传飞控系统的诞生，因鸭翼与主翼间复杂气流交互作用导致的操控问题得以解决，推力矢量控制进一步解决俯仰方向控制。
欧洲和中国的新一代战斗机，因侧重瞬间转弯能力以及短场起降需求，多采鸭翼布局设计，而美俄则继续坚持传统布局战斗机。
显见两种布局各具优点，使设计人员于在不同设计考虑下，在两种迥异的气动外形下，依据战场环境与作战需求设计出各自的性能优异的战斗机。
中国的歼-20是目前唯一的鸭翼布局隐身战斗机随着中距空空导弹的日益普及，视距外交战（beyond visual range, BVR）已成为未来空战的必然模式，战斗机操控性似乎不如武器性能重要。
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4结语“互联网+”背景为建筑设计类课程创新带来了新的机遇,能够帮助建筑类高校有序地进行课程创新,使课程的系统性更强,让学生更多地了解相专业知识。
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基金项目：吉林省教育科学“十三五”规划2018年度课题“互联网+”视域下建筑设计课程教学模式创新研究(ZD18119)。
参考文献[1]邓宁.“互联网+”背景下高校产品设计类课程模式创新与探索[J].大连民族大学学报,2017(2).[2]白雪.“互联网+”视域下的版式设计模块课程教学创新与思考[J].美术教育研究,2017(15):166-167.[3]汪峰,刘鸿琳,刘章军.“互联网+”翻转课堂创新桥梁工程课程教学模式研究[J].教育教学论坛,2017(19).收稿日期：2019-3-12作者简介：张诗雅(1990-),女,吉林长春人,助教,主要研究方向为建筑设计及其理论。
腾天骥(1989-),男,吉林长春人,助理工程师,主要研究方向为房屋建筑工程。
一种鸭式变掠翼超音速飞行器的设计李天恒（江苏省盐城中学，江苏省盐城市224000）【摘要】如何兼顾飞行器的高低速性能一直是飞行器设计师们需要解决的重要矛盾。
本研究设计了一款机翼掠角可调的鸭式布局超音速军用多功能飞行器。
在超音速飞行时，该飞行器的主翼可进行后掠操纵，鸭翼可进行前掠操纵。
并在此基础上进行了建模计算。
通过CFD 计算，认为在起降时候采用小掠角构型更为适合，而在超音速飞行阶段采用大掠角构型更合适，该飞行器可以实现低速性能与高速性能的兼顾。
【关键词】鸭式；变掠翼；双滑轨；智能控制系统【中图分类号】V221.3【文献标识码】A 【文章编号】1006-4222（2019）04-0304-02图1低速状态与超音速状态飞行器构型1研究背景大型的亚音速飞行器飞行的航程长、载重量大,但是有飞行时速较慢的缺点,难以满足战场上高度突防的要求。
而传统的超音速飞行器拥有飞行时速快的优势,但其较小的展弦比和大后掠角设计却不利于提高亚音速模式下的巡航飞行效率,同时在起飞和降落时也要求机场的跑道长度更长以留有足够的距离进行加速和减速。
相比之下,采用变掠翼思路设计的飞行器就可以很好地将亚音速飞行器和超音速飞行器的优势结合起来,使飞行器可以在亚音速模式和超音速模式之间自如切换,适用于更宽的飞行速度跨度[1-3]。
变掠翼是一种通过变体飞行器来实现多种工况下的优秀气动布局的设计理念。
拥有平直翼、掠翼和三角翼工况,分别最适合亚音速、跨音速和超音速飞行状态。
这就使得变前掠翼飞行器可以根据实际情况选择最优的飞行模式。
这具体是指变掠翼飞机在定速巡航、起飞和降落时,机翼处于平直翼状态,可以取得最大的升阻比,获得最大的升力;而飞机在提速和高机动状态下,转变为掠翼的状态,则能拥有较好的气动特性和操纵性能;在处于高超音速飞行时,机翼掠角进一步增大变为三角翼,飞机整体的阻力系数减小,有利于加速至高超音速飞过敌军上空,完成侦查工作[4-5]。
在此基础上,本研究设计了一款机翼掠角可调的鸭式布局超音速军用多功能飞行器。
在超音速飞行时,该飞行器的主翼可进行后掠操纵,鸭翼可进行前掠操纵。
从而实现低速性能与高速性能的兼顾。
2超音速飞行器整体及变掠翼结构设计2.1飞行器外部总体构型本研究设计的机翼掠角可调的鸭式布局超音速飞行器构型如图1所示。
全长30m ,主翼翼展16.2m ,鸭翼翼展7.8m ,机身截面最大直径1.5m 。
在整体构型方面,该飞行器主要以鸭式机翼,圆桶状机身和较长的鼻锥组成。
较长的鼻锥有利于飞行器在高超音速状态下,减小所受的激波阻力,获得更大的升阻比,提升飞行速度。
鸭式机翼可以根据不同的飞行速度进行掠角的改变,以期达到最优状态。
其中(a )为飞行器的平直翼工作状态,(b )为飞行器的掠翼状态。
翼身连动机构的设计方面,采取双滑轨的设计。
主要是由论述3042019年4月图2变掠翼双滑轨的结构图于传统的单滑轨设计,拥有制作简单的优点。
但是在变掠角的时候,飞行器的气动中心移动量较大,飞行不稳定,不够安全,难以保证飞行过程的安全性。
相比于单滑轨的传统设计,双滑轨的设计可以使飞行器的气动中心在变掠翼途中改变较小,飞行过程更稳定,更便于两种模式之间的切换。
所以采用变掠翼和双滑轨的设计方案,可以完成飞行器的优化。
2.2飞行器工作过程论述当飞行器处于亚音速状态,一个大气压下时,如图1(a ),飞行器的鸭翼与主翼都位于平直翼状态,机翼伸展至最大长度,此时飞行器可以获得较大的升力,可以适当提高载重量。
当飞行器处于战斗模式,即高超音速飞行状态下时,如图1(b ),鸭翼向前掠,以期获得较好的操纵性能和气动特性。
主翼向后掠,飞行器整体的阻力特性较小,可以在短时间内完成速度的提高,使飞行器达到超高音速,从而完成侦查任务。
2.3双滑轨变掠翼机构设计传统的变掠翼的转换机构,通常是采用固定的单滑轨转换,在此基础上,本研究设计了一种双滑轨变掠翼机构。
如图2所示,左侧为有一定倾斜角的从动滑轨,右侧为与机身平行的主动滑轨。
位于从动滑轨的是从动滑轮A ,位于主动滑轮的是主动滑轮B 。
两滑轨之间用高强度的钛合金材料连接,用电机进行供能。
当飞行器进行变轨的过程中,主动滑轮后移,使联动杆随之后移,由于两滑轮之间的距离固定不变,为连动杆的长度,所以从动滑轮相应后移,机翼在两滑轮带动下,完成变前掠翼的全过程。
在此转换机构下,可以获得较灵活的前掠角,提升操纵性能。
与此同时,变前掠翼使得飞行器的阻力特性减小,可以进一步提升速度。
变后掠翼双滑轨的结构与变前掠翼双滑轨的结构相似。
如图2所示,左侧为有一定倾斜角的从动滑轨,右侧为与机身平行的主动滑轨。
位于从动滑轨的是从动滑轮A ,位于主动滑轮的是主动滑轮B 。
当飞行器进行变轨的过程中,主动滑轮前移,使联动杆随之前移,由于两滑轮之间的距离固定不变,为连动杆的长度,所以从动滑轮相应前移,主翼在两滑轮带动下,完成变前掠翼的全过程。
主翼采用变后掠翼可以极大程度上减小阻力,以期获得更高的飞行马赫数。
将鸭翼变前掠翼与主翼变后掠翼结合,可以使飞行器在变掠翼的过程中气动中心不发生大的变化,从而提升飞机的操纵性能,切实保障飞行员的生命安全。
同时,变掠翼的结构设计与较长的鼻锥可以减小超高音速飞行下的激波阻力,在速度上取得较大突破。
该飞行器在机身外部涂抹增强型热防护涂层,同时采用新型隔热陶瓷覆盖机身,减小了温度过高对飞机部件性能的影响。
3变掠翼飞行器气动性能分析针对上述构型,分别计算不同马赫数下飞行器的气动力特性。
计算采用Fluent 商用软件进行,计算流域为远场压力边界条件,网格采用四面体网格,总网格量大约在300万左右。
计算选取的飞行马赫数分别为0.3Ma 、0.6Ma 和3Ma ,分别对应飞行器起飞、亚音速爬升及超音速飞行状态。
计算结果如表1所示。
通过对比上述计算结果可以看出,当飞行速度为0.3Ma 时,飞行器采用构型a (小掠角状态)升力更大,升阻比更大,因此该构型更适合于飞行器起飞;当飞行速度为0.6Ma 时,此时a 、b 两状态的升阻比一致,均为9.4,此时飞行器总体气动力基本稳定,可以完成爬升动作和掠角调整;当飞行速度为3Ma 时,此时a 构型升力小于b 构型,而阻力又略大于b 构型,总的升阻比a 构型(0.7)也小于b 构型的(1.0),因此此飞行速度下飞行器更适于采用大掠角的b 构型。
4结论本研究设计的机翼掠角可调的鸭式布局超音速飞行器,该鸭式机翼可以根据不同的飞行速度进行掠角的改变,以期达到最优状态。
并在此基础上对飞行器进行了建模计算,通过CFD 计算,认为在起降时候采用小掠角构型更为适合,而在超音速飞行阶段采用大掠角构型更合适。
参考文献[1]叶露.变掠翼无尾飞机气动布局设计研究[J].飞行力学:1-6.[2]马一鸣,宋啸中.新型变体翼展开和控制机构设计[J].科技创新导报,2016,13(32):18-20.[3]王旭,苏新兵,冯浩洋.变体飞机可变翼型非定常气动特性仿真研究[J].计算机仿真,2015,32(10):54-58.[4]吴章沅,胡孟权,张冬,王旭.双直滑轨式变前掠翼机构设计方案与仿真[J].计算机仿真,2015,32(09):104-108.[5]张冬,胡孟权,王旭,吴章沅.机翼前掠过程气动中心变化规律[J].空军工程大学学报(自然科学版),2015,16(04):1-4.收稿日期：2019-3-16飞行马赫数迎角(毅)构型升力(N )阻力(N )升阻比0.3Ma 0a9505.71104.68.6b 8590.81023.38.40.6Ma 0a 41991.44467.29.4b 37477.13979.19.43Ma2a 37846.857667.20.7b 53958.354535.91.0表1不同马赫数下两种构型飞行器气动性能对比论述305。