飛行編隊渦流衝浪機理及隊形參數最佳化研究

《飛行編隊渦流衝浪機理及隊形參數最佳化研究》是依託中國空氣動力研究與發展中心，由陶洋擔任項目負責人的面上項目。

基本介紹

• 中文名：飛行編隊渦流衝浪機理及隊形參數最佳化研究
• 項目類別：面上項目
• 項目負責人：陶洋
• 依託單位：中國空氣動力研究與發展中心

項目摘要

針對現代飛機增加航程、提升燃油經濟性及節能減排等需求，開展編隊飛行渦流衝浪機理及隊形參數最佳化研究。本研究直接面向工程套用需求，發展基於分離渦模擬的計算模型、計算方法和計算軟體，並發展高速風洞編隊飛行試驗模擬技術。通過開展典型小展弦比翼身融合戰鬥機編隊、典型運輸機編隊及其混合編隊的數值模擬和高速風洞試驗研究及流場測量顯示試驗技術，較清晰描述不同隊形渦流衝浪流場結構，在此基礎上進一步分析相關的增升減阻機理。基於相關函式法綜合利用數值計算結果和風洞試驗結果建立隊形參數的回響面模型，最佳化獲得研究模型的最優編隊參數及其設定準則，為我國先進戰鬥機及大型運輸機的研製和使用提供必要的技術支持。

結題摘要

針對現代飛機增加航程、提升燃油經濟性及節能減排等需求，開展了編隊飛行渦流衝浪機理及隊形參數最佳化研究。本研究直接面向工程套用需求，發展了基於分離渦模擬的計算模型、計算方法和計算軟體，並發展高速風洞編隊飛行試驗模擬技術。通過開展典型小展弦比翼身融合戰鬥機編隊、典型運輸機編隊的數值模擬和高速風洞試驗研究及流場測量顯示試驗技術，較清晰描述不同隊形渦流衝浪流場結構，在此基礎上進一步分析相關的增升減阻機理。綜合利用數值計算結果和風洞試驗結果建立隊形參數的回響面模型，最佳化獲得研究模型的最優編隊參數及其設定準則，為我國先進戰鬥機及大型運輸機的研製和使用提供必要的技術支持。 實驗結果表明前機尾渦對後機起到明顯的減阻效果，阻力減小的量值隨著流向位置的增大而稍微增加，峰值區域的變化與升阻比變化的規律基本一致，最大阻力減小約16%左右。前機尾渦對後機起到一定的增升效果，峰值區域的變化也與升阻比變化的規律基本一致，最大升力增大約12%左右。最優位置的升阻比提升高達27%。開展PIV試驗對減阻機理進行了簡要的分析，當前機右側翼尖渦往後機機翼平面靠近時，後機機翼表面的速度分布受其影響越明顯，後機的氣動性能變化越顯著；當前機翼尖渦靠近後機翼尖時，後機可獲得最大升阻比。 同時對影響編隊飛行安全性的問題進行了探討，一是利用發展的IDDES類數值模擬程式對編隊飛行過程中前機尾渦對後機氣動力/力矩脈動影響進行了數值模擬評估，通過與後機自由流計算結果的對比發現，前機尾渦對後機存在一定的影響，會引起後機氣動力的波動，需要在編隊飛行過程中加以考慮；二是針對編隊飛行過程中的後機位置穩定性進行了分析，通過分析發現，在最大升阻比對應的編隊位置側向力接近零，並且側向力針對展向的位置導數是靜穩定的，這對編隊飛行過程中的控制是有利的，在最大升阻比對應的編隊位置附近，三個方向的力矩也是接近零，但是針對展向的位置導數是靜不穩定的，這些需要在後機的控制中加以考慮。