飞行编队涡流冲浪机理及队形参数优化研究

Focusing on the voyage increase of modern aircrafts, the increase of fuel efficiency and decrease of emission, it will be investigated that aircrafts surf the former planes' vortices and cruise with an optimal formation. To apply to the engineering practice, it is performed to develop numerical methods using DES models to simulate the airplanes formation flight and to carry out the corresponding wind tunnel tests. After the numerical simulations and the wind tunnel tests for the formation cruise of combatplanes or aerotransports, the flow patterns and structures of surfing aircraft vortices for energy will be described, and the mechanism of lift increase and drag decrease will be analyzed correlatively. And then the response surface method for the optimization of the formation flight will be built using the correlation function which is based on the numerical and experimental results of surfing aircraft vortices for energy, by using the response surface model, the optimal parameters for the aircrafts formation flight can be obtained. Using surfing aircraft vortices, the voyage of plance can be increased and the emmission can be reduced. The production of this research can service the next generation battle plane and large aerotransport and improve their flight performance.

针对现代飞机增加航程、提升燃油经济性及节能减排等需求，开展编队飞行涡流冲浪机理及队形参数优化研究。本研究直接面向工程应用需求，发展基于分离涡模拟的计算模型、计算方法和计算软件，并发展高速风洞编队飞行试验模拟技术。通过开展典型小展弦比翼身融合战斗机编队、典型运输机编队及其混合编队的数值模拟和高速风洞试验研究及流场测量显示试验技术，较清晰描述不同队形涡流冲浪流场结构，在此基础上进一步分析相关的增升减阻机理。基于相关函数法综合利用数值计算结果和风洞试验结果建立队形参数的响应面模型，优化获得研究模型的最优编队参数及其设置准则，为我国先进战斗机及大型运输机的研制和使用提供必要的技术支持。

针对现代飞机增加航程、提升燃油经济性及节能减排等需求，开展了编队飞行涡流冲浪机理及队形参数优化研究。本研究直接面向工程应用需求，发展了基于分离涡模拟的计算模型、计算方法和计算软件，并发展高速风洞编队飞行试验模拟技术。通过开展典型小展弦比翼身融合战斗机编队、典型运输机编队的数值模拟和高速风洞试验研究及流场测量显示试验技术，较清晰描述不同队形涡流冲浪流场结构，在此基础上进一步分析相关的增升减阻机理。综合利用数值计算结果和风洞试验结果建立队形参数的响应面模型，优化获得研究模型的最优编队参数及其设置准则，为我国先进战斗机及大型运输机的研制和使用提供必要的技术支持。.实验结果表明前机尾涡对后机起到明显的减阻效果，阻力减小的量值随着流向位置的增大而稍微增加，峰值区域的变化与升阻比变化的规律基本一致，最大阻力减小约16%左右。前机尾涡对后机起到一定的增升效果，峰值区域的变化也与升阻比变化的规律基本一致，最大升力增大约12%左右。最优位置的升阻比提升高达27%。开展PIV试验对减阻机理进行了简要的分析，当前机右侧翼尖涡往后机机翼平面靠近时，后机机翼表面的速度分布受其影响越明显，后机的气动性能变化越显著；当前机翼尖涡靠近后机翼尖时，后机可获得最大升阻比。.同时对影响编队飞行安全性的问题进行了探讨，一是利用发展的IDDES类数值模拟程序对编队飞行过程中前机尾涡对后机气动力/力矩脉动影响进行了数值模拟评估，通过与后机自由流计算结果的对比发现，前机尾涡对后机存在一定的影响，会引起后机气动力的波动，需要在编队飞行过程中加以考虑；二是针对编队飞行过程中的后机位置稳定性进行了分析，通过分析发现，在最大升阻比对应的编队位置侧向力接近零，并且侧向力针对展向的位置导数是静稳定的，这对编队飞行过程中的控制是有利的，在最大升阻比对应的编队位置附近，三个方向的力矩也是接近零，但是针对展向的位置导数是静不稳定的，这些需要在后机的控制中加以考虑。

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