1CAD模型的创建及基于CFD的数值计算
1．1CAD模型的创建
折叠翼飞机的六个CAD模型所示。考虑到本文主要针对折叠前后的气动性能进行分析，粗略地建立机翼折叠角(β)从0°到150°的六个数值计算模型。飞机机翼未折叠时的飞机俯视图的具体尺寸所示。可以看出，飞机分成三个部分，机身、内段机翼和外段机翼
考虑到飞机处于高亚音速飞行和折叠角超过90°后内翼段升力损失的问题，外翼段采用AG13超临界翼型，而内翼段采用相对比较对称的AG47ct-02frot翼型，以缓解升力损失问题。距离飞机对称面4m和6m处是转动轴，其功能是完成飞机的正常折叠。
1．2模型网格划分及基于CFD的数值计算
本文采用Gambit和Tgrid进行前处理，网格量在300万左右，对于具有操纵面的模型，网格量在400万左右。折叠角为120°时的模型网格图所示。求解方程采用可压缩N-S方程，考虑压缩和粘性，在飞行高度为10km条件下进行数值模拟。在数值计算过程中，所有的面积参考值、平均气动弦长参考值和力矩中心参考值分别设定为相同值，下文的各种系数都以此作为参考。
2折叠翼飞机的升阻特性分析
升力系数随飞机迎角和机翼折叠角的三维分布的变化4所示，较粗的分界线将升力系数分布分为A和B两部分。区域A在飞机迎角不变的条件下，升力系数随着飞机机翼折叠角的增加而增加，而区域B内相反。在迎角(α)为－2°～10°时，数值计算结果显示升力系数随飞机机翼折叠角的增加先增加后减少，特别是在迎角为6°时，此趋势最为明显，所示。飞机迎角为－2°时，不同折叠角的飞机机翼上表面的压力分布所示，上表面的低压区范围随机翼折叠角的增加而扩大。飞机迎角为10°时，机翼折叠角分别为90°和0°的飞机上表面的流线图7所示。从图7可以看出，飞机机翼折叠角为90°的飞机上表面气流没有分离，而机翼未折叠的飞机上表面气流已经分离，即飞机机翼折叠延缓了飞机上表面的气流分离。产生上述现象的主要原因是，一般的后掠飞翼布局的飞机，气流具有展向流动，机翼折叠后减缓了气流的展向流动。飞机俯冲时飞机重力的一个分量等于飞机的升力，即有式和式成立。式中:G、γ、v、s、CL和ρ分别为飞机重力、俯冲角、飞机速度、机翼面积、升力系数和当地空气密度。不同折叠角的升力系数曲线和极曲线9所示当飞机对特定地面目标进行攻击时，要求飞机俯冲时的机头对准攻击目标，即飞机俯冲时以特定迎角飞行。可以看出，机翼折叠前飞机的升力系数大于比机翼折叠后。将升力系数带入公式，得到升力系数越小俯冲角越大，飞机机翼折叠有利于快速俯冲。当飞机由俯冲到水平飞行时，改出俯冲的高度损失v1、γ1与飞机改出俯冲时飞行状态有关，法向过载是飞行员能够改变的参数之一，改出俯冲需要尽量减少高度损失，可以看出0°折叠角下的升力系数大于其他折叠角的升力系数，即法向过载越大。将法向过载带入式可以得出法向过载越大高度损失越小，即飞机改出俯冲时，飞机机翼展开有助于减少高度损失。
3阻力特性
可以看出，机翼折叠后飞机的极曲线位于机翼未折叠的极曲线的右边，由此得出机翼未折叠时的零升阻力小于机翼折叠时的零升阻力。零升阻力因子与全机湿润面积有关，主要包括摩擦阻力和压差阻力，飞机机翼折叠与否对摩擦阻力大小几乎没有影响，但对于压差阻力产生影响，折叠后飞机外形变得复杂，压差阻力增加，导致零升阻力增加。飞机水平飞行公式为12CLρv2s=L=G(4)折叠翼飞机设计重量为18t，将参数带入公式计算得到飞机水平飞行所需的升力系数为0．25。可以看出，飞机折叠到150°时飞机对应的迎角为3．5°左右，而未折叠的状态下对应的迎角为1．3°左右。升阻比曲线10所示，飞机机翼未折叠时平飞迎角对应的升阻比大于飞机机翼折叠到150°时平飞迎角对应的升阻比，因企业生产管理此飞机机翼未折叠时有利于飞机巡航飞行。
作者：郭述臻 郑祥明 尹崇 王鹏 单位：南京航空航天大学