碟形升力体的低速气动特性研究

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1、!""*年0月北京航空航天大学学报/RBIE!""*第!&卷第0期?@ABCDE@FGHIJICK8CILHBMINO@F/HB@CDANIPMDCQ/MNB@CDANIPM.@E+!&1@S0碟形升力体的低速气动特性研究王劲东沈遐龄高歌（北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系）（北京航空航天大学动力系）摘要：为改善升力体的低速气动性能，探讨各种措施对升力体低速气动特性的影响，在风洞中对一个碟形低速升力体半模型进行了实验研究+试验结果表明，采用适当的气动设计与附面层控制相结合，可以明显改善升力体的低速气动性能，其最大升阻比达到$)+’，与原来相比提高了)%,，而

2、且零升阻力降低-%,，大迎角气动特性也有一定的改善+实验中还对!种附面层控制方案进行了对比，给出了相应的试验结果，对其控制机理进行了初步的探讨+实验证明该碟形低速升力体气动性能优秀，并且已经成功进行了模型空中试飞+关键词：升力体；升阻比；附面层控制中图分类号：.!$$+’文献标识码：/文章编号：$""$#-&%（-!""*）"0#"*0%#"0作为一种非常规的飞行器，升力体采用翼身融合体的气动布局，取消了传统意义上的机翼和!碟形升力体的设计方案机身+通过这种气动设计，可以消除机身等部件所升力体外形见图$，在升力体的平面形状上产生的附加阻力，增大飞行器的有效容积，

3、对于某选择了圆盘形，主要是因为这种平面形状的机翼些特种用途的飞机具有特殊的意义+但是升力体具有很好的大迎角气动性能+历史上美国海军的截面相对厚度大，型阻高，而且通常展弦比很小，“74#-8”圆翼机采用了这种设计，具有非常好的所以难于在较低的速度下达到较高的升阻比，而大迎角性能，当速度降至%09:;<时，迎角!达到这正是低速升力体长期以来没有获得真正应用的*%=，且仍具有可操纵性［!］+与三角翼相比碟形翼主要原因+美国1/2/早在%"年代就提出了3!#的升力线斜率（!!）比较高，此碟形升力体的!!""4!、56#$"和7#!0等升力体方案并进行了试飞研为"+$（;

4、=），较%"=后掠角三角翼高出-",+在升力究，但终因升阻比不高而只能将其应用于轨道飞体的设计上采用了较常规翼型厚许多的剖面形［$］行器的设计中+因此，如何提高升力体的低速气状，最大相对厚度*%,，平均气动弦处#>!),，动性能，就成为确定升力体应用前景的关键+不仅带来较大的容积，而且增大了绕流环量，在不由于升力体展弦比小，相对厚度大，因此其绕发生分离的情况下提高升力+流呈现明显的三维特性，流场非常复杂，进行理论在碟形升力体的两侧增加了附加翼面，一方分析较为困难，所以风洞实验是研究升力体气动性能的主要手段+传统的飞行器增升减阻的方法有附面层控制、翼梢小翼、涡发生

5、器等，这些方法在升力体上应用的效果还有待试验的检测+鉴于国内目前尚没有进行此类项目的研究，所以决定在这方面进行一些探索性的试验+在试验中采用附面层吹除进行流动控制，方案$采用*条弦向分布的狭缝沿上表面切向吹气，方案!仅采用$条狭缝吹气+!种条件下吹气系数相同，对升阻比图$碟形低速升力体外形的改善均非常明显+收稿日期：!""!#"$#$%作者简介：王劲东（$&’’(），男，黑龙江哈尔滨人，硕士生，$""")*，北京+第+期王劲东等：碟形升力体的低速气动特性研究"+%面利用其阻断一部分升力体的翼尖绕流，减小诱效果的对比!从曲线中可以看出：导阻力；另一方面将垂尾和副翼

6、安置在附加翼面,）升力特性!升力体的零升迎角在4(5，在上，降低升力体上的气动干扰!纵向气动布局采用鸭式配平方案，因为常规气动布局的平尾处在升力体的下洗区内，效率比较低；如果高置平尾，会在大迎角下被升力体屏蔽，失去俯仰控制能力，进入不可改出的失速状态!而鸭式布局在大迎角时鸭翼比升力体先失速，从而降低迎角，避免进入更深的失速状态!从吹风实验的结果中俯仰力矩曲线上可以看到这一特性!采用狭缝吹气对碟形升力体进行附面层控制，在升力体后部的上表面布置了"道窄缝，依次图"升力体$%.!曲线位于升力体根弦的##$，%&$和’#$处，附面层控制部分面积占升力体投影面积的#($!

7、!吹风模型与实验设备为取得最小的支架干扰，采用了半模型实验方案!模型立装于风洞中，见图(!模型全长&!)*，(半翼展长&!+#*，参考面积&!,(#*!为进行附面层吹除实验，通过一根内径,)**的软管导入压缩空气，软管固定于平台基座上，随角度机构旋转，不会对吹风测量数据产生影响!模型上的"条狭缝可以独立开闭，以测量不同情况下的附面层图+升力体$&.!曲线控制效果!图(吹风模型安装吹风实验在北京航空航天大学-.#小型低速图#升力体’(.!曲线风洞中进行，试验段截面为&!)*/&!’*，安装模型后堵塞比小于#$!采用五分力应变式天平进行纵向数据测量，实验中吹风速度为

8、"&*01，模型#根弦处