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摘要
变后掠翼飞机可以通过改变机翼后掠角去适应不同的飞行条件,以达到最优飞行状态,但其复杂的结构与操纵系统及较大的自身质量一直为人诟病。针对这些问题,文中提出两种基于滑块摇杆的后掠翼驱动机构设计方案,分别适用于不变翼型和可变翼型后掠翼飞机。通过机构分析可以得到机翼后掠角χ与滑块位移x之间的函数关系。针对不变翼型驱动机构作用下的可变后掠翼,选取翼型NACA2412进行CFD仿真分析,通过曲面图,比较不同迎角下后掠角对机翼升力系数、阻力系数及升阻比的影响。当Ma取值0.5,迎角为定值时,升力系数、阻力系数均随机翼后掠角递减,升阻比先增后减,且在机翼后掠角40°,迎角6°处,升阻比有最大值17.6。适当增大Ma,不改变最大升阻比所对应的机翼后掠角和迎角。
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