特种飞机的改装特点

根据特种飞机的发展实践，归纳并提出将一种“通用”飞机按照某种特定的任务需求，改装为特种飞机的过程中，所遇到的主要问题、解决对策及所受的限制。特种飞机的改装工作虽然是局部的，但其影响却涉及全机，它打破飞机原有的设计平衡。改装就是在原有主要限制的框架内，按照新的要求重建新的设计平衡。为此，改装时要立足全局、应用系统工程方法、综合权衡各种矛盾因素，取得最佳折衷方案是改装成败的关键。     

某型直升机机身及进气道气动特性分析

本文通过对某型直升机机身/进气道内外流场耦合的数值模拟,介绍了CFD技术在直升机内、外流场的计算能力.分析了进气道形状对进气道出口压力畸变的影响.最后通过改进进气道的外形,气动性能指标有一定的改善.     

高超音速飞行的总温总压计算

本文用化学平衡定熵变成份变比热热力计算法(以下称热力计算法〕计算了Ma=0～7.00、高度H=0～40km的总温、总压随Ma数及高度H的变化规律.计算结果与定成份定比热的气动函数法(下称气动函数法)和修正系数法的计算结果及R-R公司的引用数据进行了比较.给出了总温、总压的相对误差δ_T、δ_P随Ma数及H的变化规律.计算表明,热力计算法与气动函数法相比较,在Ma>3.0之后有显著的差别.     

机动弹头的旋钮式气动舵面布局新概念研究

提出了一种全新的机动弹头气动舵面布局概念,将气动舵面与一个可旋转的圆盘基座紧密固连,通过圆盘基座的整体旋转实现舵面的偏转。这种设计完全避免了舵轴附近的缝隙加热问题,因为根本就没有舵轴;舵面与旋转圆盘基座固化为一体,也直接导致了连接强度和刚度的极大提高。气动特性和飞行性能计算评估结果表明,这种新的机动弹头气动舵面布局理念是可行的。     

弹头尾翼不同布局的气动特性分析

为了分析不同尾翼对作用在弹头上的空气动力的差异,分析弹头的机动能力,利用理论分析、实验数据和仿真计算,进行了弹头尾翼十字型和叉型布局的气动特性研究。通过建立弹头气动参数模型、分析空气动力试验数据,及对静稳定裕度、舵面控制效率及气动耦合的讨论和仿真,得到了二者气动差异的相关结论。     

大型飞机气动布局研究

介绍飞机的各种气动布局形式，包括常规布局和非常规布局分析；比较各种气动布局形式的优缺点和特殊性，指出需要进一步解决的气动技术问题；最后论述飞机气动布局的发展趋势，提出未来大型飞机全新概念布局研究的方向。     

样条函数在估算飞机气动参数中的应用

根据气动参数估算的需要，分析了样条函数的基本概念，方程及三次插值样条函数在参数估算中的应用，以某歼击机全机平衡升力线斜率对马赫数的偏导数为例，用三次插值样条函数对其进行了估算。     

桨扇模型的气动性能和气动声学的实验研究

概述了具有不同安装角的直叶片、前掠叶片、后掠叶片等3种桨扇模型在起飞状态下出口流场的气动性能和气动声学实验结果及其相互间的对比。主要结论为:良好的气动设计不仅是提高气动性能的要求, 而且也是改善桨扇气动声学性能的有效途径;有掠度的叶片具有降噪的潜力;桨扇叶尖区采用卸荷设计有利于降噪及提高效率。      

气动加热下高速尾翼的热颤振分析

运用MSC.Nastran软件对高速飞行器尾翼在不同温度下的模态进行分析,并采用p-k法对尾翼进行了颤振分析.结果显示,气动加热使得结构的固有频率不断降低,并最终降低飞行器的颤振速度,从而影响飞行器的稳定性.而对于温度分布均匀的结构,主要是材料性能的降低使得颤振速度下降.     

载人飞船返回舱的气动热流率分布

高超声速有攻角钝头轴对称体的载人飞船返回舱的热流率计算，目前已有很多方法。迎面球冠的对流加热率可由风洞试验结果和Ｌｅｅｓ及Ｄｅｔｒａ－Ｋｅｍｐ－Ｒｉｄｄｅｌｌ等的驻点热流理论作较好预测。     

冲压式翼伞气动性能研究

随着计算流体动力学(CFD)的发展、空投系统以及航天器回收过程对定点回收精度要求的提高,精确计算冲压式翼伞的气动参数必不可少。首先,采用有限体积元法求解N-S湍流模型的κ-ε控制方程,对NASA兰利研究中心采用的三维翼伞进行了气动性能分析,验证了方法的可行性;然后将该方法应用于某型翼伞中,分析了翼伞周围的绕流特性,得到了不同迎角来流条件以及伞衣后缘不同程度下偏的气动力数据,为翼伞系统的数学建模提供了准确的参数,从而克服了传统经验公式获得气动参数不准确的缺点。     

简化自适应机翼的气动外形优化设计

自适应机翼技术的研究对于超声速飞机设计具有重要意义。本文在二维翼型自适应的研究基础上,用Powell法优化计算了对前缘后掠角为35°,展弦比λ=3.9,梢根比η=0.17,机翼剖面为NACA65006翼型的梯形翼的前后缘舵面偏转角,从而获得了在亚跨声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的简化自适应机翼的最优气动外形。本文采用了并行遗传算法,计算了要求亚跨声速升阻比大同时超声速阻力小的气动双目标优化机翼的外形。讨论了优化机翼相对于原始机翼的气动增益。与二维一样,三维数值算例也证明了自适应机翼可获得明显的气动增益。     

机翼气动外形优化设计方法综述

机翼的数值优化过程包括定义机翼的初始气动外形，计算气动特性（建模、分析）和数值优化两大部分，这里归纳并分析了几种常用的优化方法，围绕机翼的建模分析和数值优化，对机翼优化设计方法应用现状和发展趋势进行了阐述。     

气动载荷压心外移对机翼结构重量的影响

以某型飞机机翼气动分布载荷和结构重量为基础,研究气动载荷压心外移对机翼结构重量的影响,得到了气动压心外移量与机翼结构增重之间的函数关系。这个结论可以为其他型号的民机机翼设计提供参考依据。     

飞机边条气动布局研究

根据某机方案选择边条的要求，在原方案模型边条的基础上，设计加工七付不同的几何形状和面积的边条，在ＦＬ－１风洞中进行了Ｍ＝０．６的选择实验。对其中较好的两种方案又做了纵向、横向的亚跨超音速气动实验。综合分析实验结果认为：前综尖模形，侧综直边形，面积约占机翼面积１１．０２％的机翼边条方案表现出比较满意的大攻角下增升特性和可以接受与控制的纵向俯仰力矩，特别是在大攻角下有比较安全的横向航向稳定性。它对该机     

可变弯尾飞行器布局气动特性分析

本文研究了可变弯尾飞行器的气动布局设计问题，并计算分析了此类飞行器的气动特性，提出了气动设计的关键问题。可变弯尾飞行器具有结构简单、气动热环境良好、气动控制独特、机动范围可调等特点，是高超声速飞行器实现机动飞行的有效途径。弯尾部分产生的铰链力矩是此类飞行器的设计关键。通过研究分析器的质心位置、弯尾部分的尾长和弯尾角的相互关系，获得了使铰链力矩在飞行器较大配平范围内保持可接受程度的可变弯尾飞行器气动布局。     

超声速湍流流场的RANS/LES混合计算方法研究

采用对接/拼接网格技术,建立了基于分区混合和基于湍流尺度混合的双重RANS/LES混合计算模型,并对环翼低速绕流、翼型跨声速绕流和球锥带凹窗外形二维超声速绕流进行了初步的数值模拟.环翼和翼型绕流计算表明,该混合模型可给出较合理的湍流宏观平均量;球锥带凹窗外形二维超声速绕流计算表明,该混合模型可得到超声速瞬态湍流脉动流场,凹窗处存在复杂的旋涡结构和波系结构,呈现较大尺度的脉动.但该模型还需要进一步的考核验证.     

高速自旋飞行器气动参数辨识

根据高速自旋飞行器运动的特点，发展了气动参数辨识的一种数学模型，辨识参数包括静态气动导数、气动阻尼导数和马格努斯力矩导数等。仿真算例证实了该数学模型的有效性。应用该数学模型分析处理了某高速自旋飞行器的飞行试验数据．辨识获得了其主要气动参数，并分析了若干常见误差源对气动参数辨识结果的影响。