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翼身融合(BWB)飞行器的研究现状

发布时间:2019-06-24 21:00 来源:未知 编辑:admin

  翼身融合(BWB)飞行器的研究现状_机械/仪表_工程科技_专业资料。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

  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。 1 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。同时使得整个机体成为 一个大的升力面,最大升阻比可达到 25~30。 3)低耗油率、低排放、长航时、大航程、短距起降。BWB 飞机升阻比远高 于传统布局飞机,在解决了低速飞行控制问题后,高升阻比特性使得 BWB 飞机 的起飞着陆速度较低,降低了对机场跑道的长度要求。 4)低噪声。独特的发动机安装方式,结合尾部机翼后缘舵面、垂尾设计, 大大削弱了发动机噪声向地面以及座舱的传播。另外,翼身融合设计在减小飞行 阻力的同时,有效减小了空气摩擦噪声。 5)隐身性能。X-48 的翼身融合设计具有良好的雷达隐身性能。该设计消除 了交界处的直角, 降低了传统布局飞机角反射器效果, 有效减小了雷达反射截面。 同时复合材料在 BWB 布局飞机上使用比例的大大增加,也会减小飞机对雷达波 的反射,甚至还可进一步使用吸波材料蒙皮错误!未指定书签。。 2 3、优势存在的原因 飞机飞行时的阻力一般划分为摩擦阻力、粘性压差阻力、诱导阻力、干扰阻 力和配平阻力以及高速飞行时的波阻。与升力无紧密联系的阻力,通常被称为废 阻力(零升阻力),亚声速飞行时的废阻力主要由蒙皮的摩擦阻力和型阻构成, 其大小取决于浸湿面积和飞机的形状。超临界和超声速飞行时,波阻在飞机总阻 力中占主要成分。 与升力密切相关的阻力称为诱导阻力或升致阻力,它与升力的 平方成正比。诱导阻力是由绕翼型的环量决定的,对三维机翼而言,还需加上翼 梢涡带来的阻力错误!未指定书签。。 为提高给定升力系数 CL 下巡航飞行的气动效率(CL/CD),必须尽可能地减小 阻力。根据一架典型客机在 Ma=0.8,CL=0.48 巡航状态的阻力分析可知,飞机各 部件的摩擦阻力占总阻力的约 51%,压力阻力约 19%,诱导阻力约 27%和废阻 约 3%。摩擦阻力直接正比于表面浸润面积,而旅客机要装载一定量的乘客和燃 油,需要一定体积。翼身融合体设计要满足在要求容积下减小浸润面积,进而减 小摩擦阻力。图 3 表示了传统的民机外形和翼身组合体外形的浸润面积的比较, 可见后者可比前者减少达 1/3 之多。 (a)三维几何对浸润面积的影响 (b)翼身融合对浸润面积的影响 (c)发动机融合对浸润面积的影响 (d)完全融合对浸润面积的影响 图 3 传统的民机外形和翼身组合体外形的浸润面积的比较 3 4、需要额外考虑的问题 虽然翼身融合布局有着这样的优势,但同样也有一定的局限性,所以现在的 民航客机还没有采用这种布局方式。以 X48B 为例,总的说来,主要有以下几个 方面:(1)逃生通道设计。目前国际上通行的标准是要求客机的全体旅客应该 能在 90s 内安全撤离飞机。BWB 飞机座舱宽大且乘客分布密集,如何设计保证 乘客及时撤离的逃生通道是其遇到的首个难题。(2)增压座舱承力结构设计。 在高空飞行的飞机都采用了增压座舱以保证乘客乘坐的舒适性, 也因为此飞机内 外存在巨大的压力差。 传统布局飞机的圆筒结构很好地解决了这一问题,而对于 BWB 飞机的扁平结构,目前的解决办法只能是利用高强度复合材料。(3)在飞 机转弯或受到气流扰动时, 坐在飞机两侧的乘客将感受到较大程度的倾斜。需要 对座椅进行特殊设计,使之能够始终保持水平以满足舒适性要求。(4)机场现 有的基础设施是否能与这种巨型飞机相容,也需要考虑,至少对机场改造费用不 能太高。错误!未指定书签。 作为新一代的飞行器结构, 翼身融合结构必须考虑一些特有的设计问题,主 要包括: 1)容积问题。由于乘客舱全部被包裹在机翼内部,为了达到设计的容积, BWB 的机翼厚度与翼展的比达到了 17%,远远高于传统的气动布局方式。 2)巡航俯仰角。飞机巡航时的角度必须保证乘客舱地板的角度在一定的合 适范围内。 3)机体剪切力。当飞机的重力作用中心和所受的压力作用中心不在一条线 上时,飞机会受到很大的剪切力。需要进行某种平衡手段来抵消。 4)着陆时的进场速度和姿态。由于其较大的展弦比以及没有襟翼,飞机的 进场高度会比较低。因此对进场的速度和姿态有着特殊的要求。 5)抖振和失速。特殊的气动布局在带来较大的升阻比的同时,也导致了各 处压力的增大, 随之而来的就是抖振的加剧以及失速的发生。所以飞行器地抖振 的抑制和失速的自我保护也必须要考虑。 6)表面控制的能力。飞机的外表面有着很多的独立的面。对这些面的综合 控制对飞机效率的影响也很重要。 初此以外,飞机的加工工艺也是需要额外考虑的问题错误!未指定书签。。 虽然翼身融合气动布局对气动、结构、材料以及控制等方面都有着极为苛刻 的要求,但随着技术的不断成熟,一个个难题不断被攻克,这种布局方式应用于 大型民航飞机上有着极为良好的前景。 4 图 4 X48B 试飞 二、翼身融合的研究现状 1、国外研究进展 波音与斯坦福大学合作,最早进行 BWB 外形的研究,并提出第一代 BWB 的外形。随后,在 NASA(1994-1997)的资助下,与一些大学和研究所共同开展研 究,提供一个 800 座位,航程 7000 英里(12971km),巡航 Ma=0.85 的概念可行的 先进客机错误!未指定书签。。欧洲则以 MOB 项目和 VELA(Very Efficient Large Aircraft) 项目为契机,对 BWB 进行了深入的多学科优化设计研究错误!未指定书签。。俄罗斯中 央流体研究院也提出了翼展超过 100 m (目前适航条例规定翼展最大为 80 m) 的 翼身融合方案错误!未指定书签。。 2、国内研究进展 南京航空航天大学的高峰在分析了大量国内外针对翼身融合体飞机的气动 布局的研究成果的基础上,将翼身融合体布局应用到大型民用运输机的设计中。 在设计巡航马赫数下, 设计了一架起飞总重为 200 吨级的,具有较强应用价值的 高亚音速翼身融合体飞机气动外形,如图所示。经 CFD 计算后对原有设计进行 了修正,再次计算表明基本达到设计要求错误!未指定书签。 5 图 5 CFD 网格划分 清华大学的蒋瑾等设计了一翼身融合布局飞机方案,如下图 6 所示。经过数值分 析得出:1)当展弦比和机翼面积增大时,气动性能会得到改善,其中展弦比的 影响尤为明显,这和常规构型的变化规律基本一致。2)外翼前缘后掠角的改变 与气动性能的改善并未表现出明显的单调关联关系, 需考虑中央机身对气动的贡 献,将其影响一并加以考察。3)通过展向扭转分布设计可以实现提高升阻比、 减少力矩(有利于增稳)、改善流动状态及展向气动载荷等目的。错误!未指定书签。 图 6 翼身融合布局气动外形 王钲云等对 X48B 进行了三维模型重建。 具体尺寸见下表。 在不同马赫数下、 不同迎角下对该飞行器进行了仿真,得出与传统飞机相比,BWB 飞机具有高的 升阻比和良好的气动效率。X-48B 飞机机身也产生相当大的升力,且机身空间较 大,可用于客机或运输机,经济性较大。错误!未指定书签。 表 1 X48B 飞机参数 翼展/m 面积/m2 质量/kg 最大飞行速度 km/h 飞行高度/m 航程/km 6.2 9.3 180 250 3000 218 北京航空航天大学的吴江浩等对一种 BWB 进行了重新建模,具体数据见下 6 表 2。 表 2 计算模型的平面几何形状及对应的特征界面数据 截面序号 到对称面距离/m 展向位置/μ 前缘后掠角/° 后缘后掠角/° 弦长/m 扭转角/° 1 0 0 0 -48 48 -1.97 2 7.5 0.195 -15.288 -48 32.712 -0.8 3 13 0.338 -26.5 -47.5 21 -0.27 4 17.5 0.455 -30.1 -43.75 13.66 0.5 5 23.5 0.610 -34.9 -44.15 9.29 1 6 38.5 1.000 -46.8 -50.8 4 -2 重建的飞行器模型如上图所示。通过进行数值仿线 起 飞和着陆时,升力系数随攻角的增大而增大,在攻角为 0° -4° 之间,CL 随 α 近似 线°时升阻比最大,约为 15;以 Ma=0.85 巡航时,升力系数也随攻 角的增大而增大,在攻角为 0° -3° 之间,CL 随 a 近似线°时升阻比 最大,约为 8。随着 α 的增大(0° -10° 之间),上表面负压区增大并向外侧扩展,下 表面压力变化不大, 故升阻力系数均随 α 的增大而增大, 但当 a 大于某一角度时, 升力系数增幅小于阻力系数,故升阻比迅速减小。α 在 3° -5° 之间变化时,升阻 比均较大且在最大值附近变化,表明采用 BWB 布局的客机在获得较大升阻比时 仍可使乘客在飞行过程中具有较好的舒适性且有利于飞行控制。错误!未指定书签。 图 7 几何模型截面特征及网格划分 沈礼敏等所在的北航流体所成立 BWB 课题组,应用数值计算、风洞试验和 模型自由飞等多种手段对影响 BWB 气动特性的主要参数展开了研究,证明了这 种布局方式确实具有相当大的升阻比。错误!未指定书签。 7 三、飞行过程中波阻的降低 飞机减阻技术始终是空气动力学研究热点问题,研究表明,大型客机阻力减 小 1%,可使直接使用成本(DOC)降低 0.2% 错误!未指定书签。 。常规布局的大型运输 类飞机,由于超临界机翼技术的应用,波阻占飞机总阻力的比例较小,因此,基 于摩阻、 诱阻的减阻措施, 包括层流和混合层流技术、 新型翼尖装置等减阻手段, 得到了广泛的研究和应用。BWB 采用了高度融合的设计技术,其阻力成分也发 生了较大的变化, 典型特征就是激波阻力比重的显著增加,其量值可能达到总阻 力的 10%以上错误!未指定书签。。 N-S 方程解表明原始 BWB 外形的外翼上存在着强激波, BWB 外形是由减小 浸润面积从而减阻的概念而得,主要目标是要减小波阻(由于跨声速飞行)和非线 性压力阻力。错误!未指定书签。 3.1 扭转反设计 英 国 克 朗 菲 尔 德 (Cranfield) 大 学 设 计 了 BWB 外 形 ( 图 8) 在 设 计 条 件 Ma=0.85,CL=0.41,H=11500m,重心位置 xcg=29.3m 下讨论了 BWB 外形的气动 设计问题。 为获得良好的气动性能,减阻的过程中必须取得压力阻力和波阻的减 小两者较好的平衡。 这可以通过优化扭转分布实现最佳展向升力分布和对翼型外 形的优化来实现。 传统设计中人们通常追求椭圆分布以实现最小诱导阻力,但对 于 BWB 外形,它不再是最小阻力的最佳分布。 图 8 克朗菲尔德大学设计的 BWB 外形 扭转反设计的研究表明,三角/椭圆的平均载荷分布具有最小总阻力(图 21)。 49counts(0.0001 阻力系数为 1 count)的阻力的减少包括 23counts 的波阻减小和 26counts 的诱导阻力,因而可获得较高的升阻比(比原始外形提高了 16%)。而翼 8 型外形的优化会进一步减弱激波的形成。应当指出,三角/椭圆的平均载荷分布 还有利于减小翼根弯曲力矩而减轻重量。错误!未指定书签。 图 9 Ma=0.85 时不同分布的升阻比变化曲线 利用鼓包减阻 在众多的主、被动流动控制减阻技术中,实体鼓包以其简单、不带来附加粘 性性阻力的优点,弱化激波、减小激波阻力的效果最为明显。欧洲空客公司进行 了 A340 混合层流机翼加装鼓包的计算流体力学(CFD)与风洞试验研究,结果表 明,加装鼓包后的 A340 在典型的北大西洋航线 上加装鼓包进行提高阻力发散马赫数研究。 1、λ 形激波减阻原理 流动通过一系列斜激波所带来的总压损失总是小于单独的正激波。图 10 Bump l 就是按这一物理规律产生系列相对较弱的激波代替较强激波,产生“强 干扰”弱化激波的流动控制原理。加 Bump l 后,翼型上表面一道较强的近似正 激波由前、 后激波与主激波组成的入形激波结构所代替,激波处的压力峰减小后 移。Bump l 轮廓线为简单凸型,与翼型表面的不连续过渡在鼓包前缘形成拐点, 超声速气流通过拐点时,先产生一道较弱的斜激波,即前激波,翼型表面压力产 生阶跃下降,此后,受凸型曲线影响膨胀气流再加速为超声速,以后激波终止, 产生 λ 形激波代替原来的近似正激波而使波阻减小。 9 图 10 Bump1 和 Bump2 的几何形状 2、等熵压缩减阻原理 Bump2 按照等墒压缩原理设计。Bump2 轮廓线为凹一凸-形状,这种凹一凸 一凹形状使鼓包与翼型表面过渡的曲率变化尽可能小,实现光滑过渡,以减小外 形曲率变化对跨声速流动的扰动,产生“弱干扰”对激波实现弱化。前部的凹形 与翼型表面光滑过渡,同时延长翼型表面的“平直等墒压缩段”,使上表面气流 继续缓慢等墒压缩的更为充分,产生“减速”过程,产生较弱激波。鼓包顶点后 的凹形加强与其后翼型表面的光滑过渡,减小压力损失。加 Bump2 后,翼型表 面虽仍为一道较强激波,但波前负压值明显减小、激波强度减弱、位置后移,表 明等墒压缩更为充分[13]。 图 11 鼓包的静压等值线]明磊.翼身融合体民用运输机空气动力设计[D].国防科学技术大学,2005. 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