民用飞机气动设计原理

民用飞机气动设计原理

民用飞机可以随时转为军用。海湾战争期间，美国曾动员民用

飞机用于军事运输。预警机、加油机等军事用途飞机也往往由民用飞机改型而成。下面是为大家分享民用飞机气动设计原理知识，欢迎大家阅读浏览。

宽体飞机相对于窄体飞机，超临界机翼气动设计的难点主要体

现在哪里?(Dan)

超临界翼型设计的本质是弱激波翼型的设计。超临界翼型相较

于普通翼型，其头部比较丰满，降低了前缘的负压峰值使气流较晚达到声速。即提高了临界马赫数。同时超临界翼型上表面中部比较平坦，有效控制了上翼面气流的进一步加速，降低了激波的强度和影响范围，并且推迟了上表面的激波诱导边界层的分离。因此超临界翼型有着更高的临界马赫数和更高的阻力发散马赫数。

超临界翼型与传统翼型对比

对于窄体飞机，其巡航马赫数范围在0.78-0.80之间，通常巡

航时间占全航程比例不高，因此翼型设计需要多考虑起降、爬升等非巡航性能。而宽体飞机的巡航马赫数则通常在0.85-0.90之间，并常用于长航程飞机，应此翼型设计需要多考虑巡航性能。更高的巡航马赫数使得机翼表面有很大的超声区，使得通过翼型设计来削弱、推迟激波的设计难度大大加大。

控制律载荷一体化技术能改善飞机什么性能?有何效

益?(Zhijie)

放宽静稳定性使飞机阻力减小，减轻飞机的质量，增加有用升力，使飞机的机动能力提高;

边界控制技术减轻了驾驶员的工作负担并保证飞机安全;

阵风载荷减缓技术减小阵风干扰下可能引起的过载，从而达到

减轻机翼弯曲力矩和结构疲劳的目的，并提高乘坐舒适性;

机动载荷控制改变飞机机动飞行时机翼的载荷分布，降低翼根

处的弯曲力矩，从而减轻机翼的结构重量和机动时的疲劳载荷，最终可以提高商载能力和增加飞行航程;

颤振模态控制技术通过改变翼面的非定常的气动力分部，从而

降低或改善机翼的气动弹性耦合效应，最终达到提高颤振速度的目的。 A320阵风载荷减缓控制系统

说说风洞试验中，风洞的问题和缩比模型的问题、试验结果的

一致性问题(Shaoyun)

风洞试验是指在风洞中安装试验模型，研究气体流动及其与模

型的相互作用，以了解实际飞行器的空气动力学特性的一种空气动力试验方法。

F22飞机风洞模型

风洞的基本参数一是风洞几何参数，包括风洞截面积、风洞试

验段长度等，二是风洞的试验风速，一般地，0~0.3M范围为低速风洞，0.3M~1M为高速风洞，大于1M为超音速风洞。

由于模型缩比等原因，风洞试验模型不能完全保留真实飞行器

的气动特性。风洞试验通过采用相似准则来尽可能地使试验特性同真

实特性一致，通常根据试验的目的不同会选择不同的相似准则，但一般都会满足的重要准则包括：

几何相似性，模型几何特征同真实飞行器尽可能等比例的放大或缩小;

M数相似，风洞试验M数和飞行器实际使用M数保持一致;

雷诺数相似，风洞试验环境和真实环境下，惯性力同粘性力的比率保持一致。

影响风洞试验结果的一致性问题主要包括两个方面：一是风洞试验的重复性精度，及同一模型同一状态下多次风洞试验结果的一致性问题;二是风洞试验的雷诺数效应，即风洞试验同真实环境雷诺数差异造成的试验结果同真实情况的不一致问题。

现有典型的湍流减阻技术主要有哪些?分别利用了什么原

理?(Li)

现有典型湍流技术分为主动控制和被动控制两种方式，主动控制包括吹吸气、壁面振动、电磁力、避免加热推迟转捩，聚合物减阻;被动控制包括小肋、涡流发生器和Vortexspoiler。主要原理如下：吹气通过降低表面粗糙度改变壁面附近流动剖面，达到减低摩阻的效果;小孔吸气通过吸除低动量流体来阻止流动转捩和分离;

壁面振动：通过壁面振动破坏条带与流向涡，从而减阻;

电磁力：在流场中产生行波破坏底层的粘性结构，周期体积力破坏流向条带等相干结构，从而起到减阻效果;

壁面加热推迟转捩：通过加热改变湍流边界层特性，形成逆转捩现象，推迟转捩;

聚合物减阻：通过注入聚合物改变粘性，表面附着物可以抑制引起层流转捩的基本过程;

小肋：影响湍流脉动与雷诺效应，当流向涡被顶入肋条上端有减阻效果;

涡流发生器：通过产生的高能翼尖涡，与其下游的低能量附面层流动混合后，把能量传递给附面层流动，以防止气流在逆压梯度下分离，达到减阻目的。

增升装置涡流发生器原理

由于日趋严厉的适航法规和市场竞争压力，低噪声设计已成为民机的重要特征之一，因此，民机应该将噪声设计得越低越

好?(Caihua)

民机降噪需求不仅是为了满足日趋严苛的适航条例与法规的要求，更是对客户提供噪声的保证，从而增强产品的市场竞争力。在实现民机噪声控制的课题上，发动机制造商和飞机制造商在付出不懈的努力，不断地开发使民机变“安静”的新技术。例如，对于发动机降噪，采用了更高涵道比的涡扇发动机，在短舱中使用了新型的吸声材料，采用特殊形状的尾喷管等;对于机体噪声控制，在后缘噪声、增升装置噪声和起落架噪声抑制上采用新的技术。

这些静音技术看似应用到极致越好，然而事实并非如此。民机噪声指标和降噪技术的应用需要考虑其他设计参数的综合平衡。包括

飞机的巡航阻力、重量、气动性能、研发和维修的成本、对现有设计的改动等，这些因素都对降噪技术进行了限制。举个例子，隔音措施可以降低舱内噪声，但需要提高舱壁的质量、刚度或者阻尼。而只是大量地增加舱壁质量、刚度或者阻尼，会使飞机变得笨重，飞机的质量指标得不到保证，飞机的经济性就很差。可取的做法是，综合考虑飞机设计的其他指标，适当的实施隔音措施，而不只单从降噪需求出发。

如果飞机金属机翼换成符合材料，在静气动弹性方面如何考虑?等刚度设计方法是否可以采用?(Mu)

相对于金属材料，复合材料密度小，强度高，在力学性能上各向异性，因此可以根据机翼各部位的刚度要求使用复合材料进行有针对性的设计，以满足设计要求，进而使机翼弹性变形性能朝着有利方向发展。

在静气动弹性方面要考虑飞行载荷变化，外形变化，气动弹性约束和结构顶层设计。其中复合材料铺层角和铺层序列对气动弹性有很大影响。

复合材料机翼等刚度设计方法不可取。由于金属材料和复合材料存在密度差异，如果仅仅满足刚度一致，那么所带来的结构载荷是不一样的。此外金属材料各向同性，复合材料各向异性，两种材料制成的机翼的运动力学特性也不一致，故不能采用等刚度设计方法。