伸缩机翼变体飞机气动特性研究

伸缩机翼变体飞机通过机翼伸缩调整机翼展长,从而改变机翼面积和展弦比,改变飞机的气动布局和机翼的气动特性,满足多任务点的设计要求。简要介绍伸缩机翼变体飞机的发展历史,重点研究一种采用伸缩机翼设计的超音速飞机的气动特性变化。研究结果表明：亚音速时机翼展长伸长,展弦比增大,飞机诱导阻力降低,升阻比提高,可以明显提高飞机的航程;超音速时机翼展长缩短,展弦比减小,飞机的波阻降低,升阻比增大,提高了超音速飞行性能。伸缩机翼概念用于超音速飞机设计时能很好地兼顾亚音速巡航和超音速冲刺。     

面积律设计概念与工程应用

介绍了面积律概念及相应的计算方法。指出按照近于Sears-Haack面积分布的当量旋成体设计的飞机组合体可以实现跨、超音速最小波阻。描述了面积律的工程应用，涉及设计步骤、目标面积分布控制以及“局部”面积律在高亚音速飞机上的应用等工程设计问题。     

亚超音速机翼最佳弯扭综合设计计算方法

本文介绍一种亚超音速机翼最佳弯扭综合设计的计算方法,它应用了有限基本解方法。分别在亚超音速各选取一个设计点(M数和C_L),进行机翼弯扭设计,其目的是减小与升力相关的阻力。在此基础上,顾及亚音速和超音速这两个设计点的气动力特性,还要兼顾到飞机其它性能和结构上实现的可能性,进行机翼的综合设计。本文分别给出了亚音速最佳弯扭设计,超音速最佳弯扭设计和综合设计的计算结果。经过分析表明,计算结果是合理的。     

飞机气动力与隐身一体化外形参数模糊优化

第4代战斗机既要求超音速巡航能力和突出的隐身能力,又要求在高亚音速有较高的机动性即格斗能力,必须综合考虑亚、超音速气动力及隐身对飞机外形参数的要求。     

计算三维振动机翼上跨-亚音速压力分布的局部线化面元法

本文以小扰动位势流理论为基础,采用局部线化假设,建立了三维振动机翼的跨音速下洗积分方程;给出了跨-亚音速流核函数的计算方法;用推广的偶极子栅格法计算了矩形谐振动机翼上的非定常压力分布。结果表明,本方法可以较准确地计算非线性的跨-亚音速非定常流动,关于跨-超音速流动的数值解法,尚需作进一步的研究。     

民用航空器及相关技术的现状和发展概况

在现代民用机方面,除了进一步提高现有飞机的经济性和安全性外,国外现正在考虑研制超大型亚音速飞机和第二代超音速飞机。在支线客机方面,也正研制更大更快的飞机。可以说在民用机方面,飞机造得愈来愈大和飞得愈远愈快是当今的发展趋势。因此,本文的主要目的是,想通过介绍有关国外民用航空器及相关技术的现状和发展状况,以期对当前世界机队     

亚跨超音速喷管内流场的整体矢通量分裂算法

从N－S方程出发，采用先进的矢通量分裂算法，对亚跨超音速喷管内流场进行了整体模拟计算。文中对几种不同计算格式的计算效率进行了比较，给出了超音速占优混合流动的直接分割求解方法。计算采用代数湍流模型，跨音速段的计算结果同其它实验和计算结果进行了比较。计算中发现对出口边界条件进行亚音速、超音速和有回流分别处理很有必要；边界层内的M数沿壁面法向变化非常快；不同壁温条件和不同的流动Re数均会改变边界层的厚度。     

放宽静稳定度对平衡阻力影响计算方法的探讨

本文分析放宽静稳定度对改善飞机性能的影响及其气动原理,着重介绍它对飞机平衡阻力影响的计算方法。以歼七为例的计算结果与国外资料、国内型号试验结果相比较在量级上是相符的。计算方法易于作工程估算。计算结果表明放宽静稳定度对改善飞机性能的影响,其量级超音速范围比亚音速的大2倍。本方法还可对其它气动导数如m_z~φ、m_(zo)等对飞机平衡阻力的影响进行敏感性研究。     

控制大迎角非对称力的头部旋转法

前言 细长体在大迎角飞行时,背风区旋涡的非对称分布对亚音速或中等超音速飞机和全方位导弹,可能引起严重的控制问题。多年来,在推迟非对称涡的发生以及减小非对称载荷方面进行了大量的实验研究,提出了多种方法。但它们属于被动控制范畴。     

超音速多圆弧(MCA)叶型叶珊的研究

本文提出了含脱体激波的叶栅有旋超音速流场的特征线起始线计算方法。采用激波嵌入法解完全的欧拉方程,计算了含脱体激波的多圆弧叶栅的超音速进口流场。本文发展了一种将超音速流场计算与亚音速扩散损失计算的尾迹法相关联的计算超音速叶栅损失的方法,可分别确定激波损失和亚音速扩散损失。      

非定常气动力计算中的偶极子格网法

从亚音速、跨音速和超音速三个方面叙述了非定常气动力计算中的偶极子格网法，且给出了其基本解法和计算实例。     

飞机／进气道系统内外流场计算

为了对飞机/进气道系统内外流场进行数值模拟,本文提出并研制了计算定常(或非定常)外压式飞机/进气道系统内外流场的计算方法和程序。它适用于任意几何外形的飞机/进气道在亚音速、跨音速或超音速来流条件下的内外流场和气动参数计算。求解的主管方程是在一般曲线坐标下的 Euler 方程、简化/雷诺平均的 Navier-Stokes方程。用隐式时间差分和近似因式分解方法离散和求解.针对飞机/进气道的复杂流场,本文采用了贴体网格生成技术和分区域方法.对于湍流流动,把 Baldwin-Lomax 湍流模型推广到飞机/进气道内外流场计算并使用了壁面律计算公式。应用上述方法对绕翼型的亚、跨音速、绕可压缩拐角的超音速湍流以及飞机进气道系统内外流场进行了计算,计算结果与实验数据和其它计算结果符合较好。     

二十一世纪的航空技术(5)——空气动力学(上)

未来空气动力学领域的发展将在先进(技术)手段与对流体力学的新的理解相结合以及各航空学科相互作用的基础上来实现。新的跨学科的计算手段及新的试验能力将在航空技术的发展中起着越来越重要的作用。这些新手段将对飞机设计过程的费用和速度以及未来飞机的效能产生深刻的影响。亚音速布局的低速及高升力研究亚音速喷气运输机用于起飞降落时的低速、高升力系统的效率及其有效性     

亚／超双模态超音速燃烧的实验研究

描述了在超音速燃烧室中如何从亚音速燃烧模态转变为超音速燃烧模态的概念和目前的研究状态，并用实验表明改变氢燃料喷射位置和当量比对燃烧状态的影响，以及燃烧室各截面参数的变化规律。     

国外亚音速大型飞机的气动布局综述

本文简述了世界航空运输业的发展和前景,亚音速大型旅客机和运输机的方案评定准则,国外对亚音速大型飞机的气动外形研究,苏俄对正常式布局的亚音速大型飞机研究,最后归纳了几架飞机的几个基本参数。     

欧拉方程组的隐式近似因子分解差分方法的研究

本文对求解二维欧拉方程组的隐式近似因子分解差分方法进行了简要的分析,并利用它计算了简单直扩张通道内的亚音速、超音速和跨音速管流、绕无限长拐角和对称棱形翼型的超音速绕流以及绕NACA 0012翼型的亚音速、跨音速和超音速绕流等典型定常流动。计算结果表明,它具有良好的适应性和精度,可以正确地捕获强激波和自动满足Kutta条件,Courant数可以取大于1的数值,从而加速收敛。分析和计算都是在贴体坐标下进行的。方法本身可以推广到三维流的计算。     

颤振试验用的旋转圆柱式结构激振系统的飞行研究

在ＮＡＳＡ德赖顿飞行研究中心对一种研究性激振系统在双座Ｆ－１６ＸＬ飞机上进行了飞行试验。该激振系统是一种安装在翼尖上、后缘有一个旋转裂缝圆柱的激振小翼。飞行中当圆柱旋转时,气流通过裂缝交替地向上和向下偏转,产生一个两倍于圆柱旋转频率的周期性升力。进行飞行试验是为了确定该激振系统在亚音速、跨音速和超音速状态的效能。主要研究目的是确定该系统能产生激励飞机结构的足够力的能力,并确定该系统能激励飞机结构模     

翼身融合亚音速运输机的设计（1）

波音翼身融合（BWB）飞机方案代表了在亚音速运输机效能方面的潜在突破。通过对其可行性论证以及对这种新飞机的研制，开始了这项方案。在初期的研究阶段，飞机型式定为800名乘客的翼身融合飞机和常规布局都按7000n mile的设计航程进行比较，两种飞机都基于2010年进入服役的发动机和结构技术。结果显示，与常规布局相比，BWB的性能得到显著的提升，其中包括起飞重量下降15％、燃油消耗每海里下降27％。后来在波音内部确定了乘客为200-600名、其部件的通用性水平和生产效能都很高的BWB系列运输机的研制。研究的情况业已证明BWB能够易于适应的巡航马赫数高达0．95，与建立在相同技术上的常规型亚音速运输机相比，最新的波音BWB系列的性能改进得到的提升超过了早期NASA发起的研究预期。     

飞机设计中的振动问题

1.飞机设计中遇到的振动问题 在飞机设计、研制过程中,遇到振动方面的问题甚多,如(1)亚音速遇到的全机振动;(2)低超音速时的方向舵和垂尾振动;(3)起落架放下时的全机振动;(4)进气道掉铆钉问题;(5)火箭弹滑膛问题;(6)加力燃油总管振裂;(7)液压导管振裂;(8)冷气导管振裂;(9)前轮摆振引起空速管振裂;(10)腹鳍振动问题;(11)炮击振动;(12)方向舵涡流振动,等等。     

首都机场保障协和飞机

10月10日,英国航空公司协和飞机经首都机场作环球飞行,并于11日进行飞行表演,于12日离开北京首都机场顺利返回英国。协和飞机是一种先进的超音速客机,当前仅有英美为数不多的几个大机场能够保障飞行,这是第一次来我国首都机场飞行,由于该飞机的性能特别,其飞行速度已达常规