民用飛機(jī)氣動設(shè)計原理
民用飛機(jī)可以隨時轉(zhuǎn)為軍用。海灣戰(zhàn)爭期間，美國曾動員民用飛機(jī)用于軍事運輸。預(yù)警機(jī)、加油機(jī)等軍事用途飛機(jī)也往往由民用飛機(jī)改型而成。下面是小編為大家分享民用飛機(jī)氣動設(shè)計原理知識，歡迎大家閱讀瀏覽。
寬體飛機(jī)相對于窄體飛機(jī)，超臨界機(jī)翼氣動設(shè)計的難點主要體現(xiàn)在哪里?(Dan)
超臨界翼型設(shè)計的本質(zhì)是弱激波翼型的設(shè)計。超臨界翼型相較于普通翼型，其頭部比較豐滿，降低了前緣的負(fù)壓峰值使氣流較晚達(dá)到聲速。即提高了臨界馬赫數(shù)。同時超臨界翼型上表面中部比較平坦，有效控制了上翼面氣流的進(jìn)一步加速，降低了激波的強(qiáng)度和影響范圍，并且推遲了上表面的激波誘導(dǎo)邊界層的分離。因此超臨界翼型有著更高的臨界馬赫數(shù)和更高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)。
超臨界翼型與傳統(tǒng)翼型對比
對于窄體飛機(jī)，其巡航馬赫數(shù)范圍在0.78-0.80之間，通常巡航時間占全航程比例不高，因此翼型設(shè)計需要多考慮起降、爬升等非巡航性能。而寬體飛機(jī)的巡航馬赫數(shù)則通常在0.85-0.90之間，并常用于長航程飛機(jī)，應(yīng)此翼型設(shè)計需要多考慮巡航性能。更高的巡航馬赫數(shù)使得機(jī)翼表面有很大的超聲區(qū)，使得通過翼型設(shè)計來削弱、推遲激波的設(shè)計難度大大加大。
控制律載荷一體化技術(shù)能改善飛機(jī)什么性能?有何效益?(Zhijie)
放寬靜穩(wěn)定性使飛機(jī)阻力減小，減輕飛機(jī)的質(zhì)量，增加有用升力，使飛機(jī)的機(jī)動能力提高;
邊界控制技術(shù)減輕了駕駛員的工作負(fù)擔(dān)并保證飛機(jī)安全;
陣風(fēng)載荷減緩技術(shù)減小陣風(fēng)干擾下可能引起的過載，從而達(dá)到減輕機(jī)翼彎曲力矩和結(jié)構(gòu)疲勞的目的，并提高乘坐舒適性;
機(jī)動載荷控制改變飛機(jī)機(jī)動飛行時機(jī)翼的載荷分布，降低翼根處的彎曲力矩，從而減輕機(jī)翼的結(jié)構(gòu)重量和機(jī)動時的疲勞載荷，最終可以提高商載能力和增加飛行航程;
顫振模態(tài)控制技術(shù)通過改變翼面的非定常的氣動力分部，從而降低或改善機(jī)翼的氣動彈性耦合效應(yīng)，最終達(dá)到提高顫振速度的目的。
A320陣風(fēng)載荷減緩控制系統(tǒng)
說說風(fēng)洞試驗中，風(fēng)洞的問題和縮比模型的問題、試驗結(jié)果的一致性問題 (Shaoyun)
風(fēng)洞試驗是指在風(fēng)洞中安裝試驗?zāi)Ｐ停芯繗怏w流動及其與模型的相互作用，以了解實際飛行器的空氣動力學(xué)特性的一種空氣動力試驗方法。
F22飛機(jī)風(fēng)洞模型
風(fēng)洞的基本參數(shù)一是風(fēng)洞幾何參數(shù)，包括風(fēng)洞截面積、風(fēng)洞試驗段長度等，二是風(fēng)洞的試驗風(fēng)速，一般地，0~0.3M范圍為低速風(fēng)洞，0.3M~1M為高速風(fēng)洞，大于1M為超音速風(fēng)洞。
由于模型縮比等原因，風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ筒荒芡耆Ａ粽鎸嶏w行器的氣動特性。風(fēng)洞試驗通過采用相似準(zhǔn)則來盡可能地使試驗特性同真實特性一致，通常根據(jù)試驗的目的不同會選擇不同的相似準(zhǔn)則，但一般都會滿足的重要準(zhǔn)則包括：
幾何相似性，模型幾何特征同真實飛行器盡可能等比例的放大或縮小;
M數(shù)相似，風(fēng)洞試驗M數(shù)和飛行器實際使用M數(shù)保持一致;
雷諾數(shù)相似，風(fēng)洞試驗環(huán)境和真實環(huán)境下，慣性力同粘性力的比率保持一致。
影響風(fēng)洞試驗結(jié)果的一致性問題主要包括兩個方面：一是風(fēng)洞試驗的'重復(fù)性精度，及同一模型同一狀態(tài)下多次風(fēng)洞試驗結(jié)果的一致性問題;二是風(fēng)洞試驗的雷諾數(shù)效應(yīng)，即風(fēng)洞試驗同真實環(huán)境雷諾數(shù)差異造成的試驗結(jié)果同真實情況的不一致問題。
現(xiàn)有典型的湍流減阻技術(shù)主要有哪些?分別利用了什么原理?(Li)
現(xiàn)有典型湍流技術(shù)分為主動控制和被動控制兩種方式，主動控制包括吹吸氣、壁面振動、電磁力、避免加熱推遲轉(zhuǎn)捩，聚合物減阻;被動控制包括小肋、渦流發(fā)生器和Vortex spoiler。主要原理如下：
吹氣通過降低表面粗糙度改變壁面附近流動剖面，達(dá)到減低摩阻的效果;小孔吸氣通過吸除低動量流體來阻止流動轉(zhuǎn)捩和分離;
壁面振動：通過壁面振動破壞條帶與流向渦，從而減阻;
電磁力：在流場中產(chǎn)生行波破壞底層的粘性結(jié)構(gòu)，周期體積力破壞流向條帶等相干結(jié)構(gòu)，從而起到減阻效果;
壁面加熱推遲轉(zhuǎn)捩：通過加熱改變湍流邊界層特性，形成逆轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象，推遲轉(zhuǎn)捩;
聚合物減阻：通過注入聚合物改變粘性，表面附著物可以抑制引起層流轉(zhuǎn)捩的基本過程;
小肋：影響湍流脈動與雷諾效應(yīng)，當(dāng)流向渦被頂入肋條上端有減阻效果;
渦流發(fā)生器：通過產(chǎn)生的高能翼尖渦，與其下游的低能量附面層流動混合后，把能量傳遞給附面層流動，以防止氣流在逆壓梯度下分離，達(dá)到減阻目的。
增升裝置渦流發(fā)生器原理
由于日趨嚴(yán)厲的適航法規(guī)和市場競爭壓力，低噪聲設(shè)計已成為民機(jī)的重要特征之一，因此，民機(jī)應(yīng)該將噪聲設(shè)計得越低越好? (Caihua)
民機(jī)降噪需求不僅是為了滿足日趨嚴(yán)苛的適航條例與法規(guī)的要求，更是對客戶提供噪聲的保證，從而增強(qiáng)產(chǎn)品的市場競爭力。在實現(xiàn)民機(jī)噪聲控制的課題上，發(fā)動機(jī)制造商和飛機(jī)制造商在付出不懈的努力，不斷地開發(fā)使民機(jī)變“安靜”的新技術(shù)。例如，對于發(fā)動機(jī)降噪，采用了更高涵道比的渦扇發(fā)動機(jī)，在短艙中使用了新型的吸聲材料，采用特殊形狀的尾噴管等;對于機(jī)體噪聲控制，在后緣噪聲、增升裝置噪聲和起落架噪聲抑制上采用新的技術(shù)。
這些靜音技術(shù)看似應(yīng)用到極致越好，然而事實并非如此。民機(jī)噪聲指標(biāo)和降噪技術(shù)的應(yīng)用需要考慮其他設(shè)計參數(shù)的綜合平衡。包括飛機(jī)的巡航阻力、重量、氣動性能、研發(fā)和維修的成本、對現(xiàn)有設(shè)計的改動等，這些因素都對降噪技術(shù)進(jìn)行了限制。舉個例子，隔音措施可以降低艙內(nèi)噪聲，但需要提高艙壁的質(zhì)量、剛度或者阻尼。而只是大量地增加艙壁質(zhì)量、剛度或者阻尼，會使飛機(jī)變得笨重，飛機(jī)的質(zhì)量指標(biāo)得不到保證，飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性就很差�？扇〉淖龇ㄊ�，綜合考慮飛機(jī)設(shè)計的其他指標(biāo)，適當(dāng)?shù)膶嵤└粢舸胧�，而不只單從降噪需求出發(fā)。
如果飛機(jī)金屬機(jī)翼換成符合材料，在靜氣動彈性方面如何考慮?等剛度設(shè)計方法是否可以采用?(Mu)
相對于金屬材料，復(fù)合材料密度小，強(qiáng)度高，在力學(xué)性能上各向異性，因此可以根據(jù)機(jī)翼各部位的剛度要求使用復(fù)合材料進(jìn)行有針對性的設(shè)計，以滿足設(shè)計要求，進(jìn)而使機(jī)翼彈性變形性能朝著有利方向發(fā)展。
在靜氣動彈性方面要考慮飛行載荷變化，外形變化，氣動彈性約束和結(jié)構(gòu)頂層設(shè)計。其中復(fù)合材料鋪層角和鋪層序列對氣動彈性有很大影響。
復(fù)合材料機(jī)翼等剛度設(shè)計方法不可取。由于金屬材料和復(fù)合材料存在密度差異，如果僅僅滿足剛度一致，那么所帶來的結(jié)構(gòu)載荷是不一樣的。此外金屬材料各向同性，復(fù)合材料各向異性，兩種材料制成的機(jī)翼的運動力學(xué)特性也不一致，故不能采用等剛度設(shè)計方法。
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