战斗机模型大迎角风洞实验的雷诺数影响实验研究

介绍了两个战斗机模型大迎角风洞实验雷诺数对实验数据的影响，分析了造成这种影响的原因以及为获得能反映高雷诺数流动特点的稳定气动数据所采用的实验模拟技术，重点描述了雷诺数对大迎角俯仰力矩、零侧滑偏航力矩和滚转力矩的影响，探讨了零侧滑偏航力矩（Ｃｎ０）对不同的模型头部构型随侧滑角变化的迁移情况。对于大迎角飞行的歼击机，雷诺数的影响不只在风洞实验中存在，在飞机试飞过程中也存在，地面模拟设备应最大限度地提高模拟能力，准确预测雷诺数的影响，给出稳定可靠的实验数据。     

FL-2风洞民机实验技术研究

民机实验技术是我国当前急需开展的风洞实验技术。该文从实验技术方案的角度介绍了FL-2风洞进行民机试验的技术途径。这些技术包括:利用二喉道堵塞截流的方式提高风洞试验马赫数控制精度;利用有限增压的方式研究雷诺数影响;采用粗糙带后置转捩技术进行模型边界层模拟;采用迷宫式结构提高半模型试验的准度等。以ARJ-4为标模进行研究,结果表明该项实验技术切实可行。     

单发动机飞机喷流数值模拟研究

本文采用非结构网格N-S方程数值模拟技术对单发动机飞机喷流进行数值模拟。对比实验数据。证明数值模拟方法实用、正确。在此基础上，给出喷流存在条件下前置垂尾、后置垂尾两种布局的飞机后体阻力系数差异：     

运输机组合体绕流非结构混合网格N-S方程数值模拟

本文利用通用网格生成软件生成运输类飞机翼身组合体（DLR-F6）非结构混合网格，在边界附面层区域内，生成三棱柱形网格，在其他流动区域采用四面体网格进行填充。粘性流场求解器采用基于N-S方程的CFX5计算流体软件求解，通过计算结果与风洞试验所得到的数据对比分析，验证了网格生成方法及网格数据的正确性和实用性。本文研究结果也为运输类飞机高速风洞试验提供了对比数据。     

三维收缩段初步设计研究

收缩段是风洞的重要组成部分，它的优劣影响着风洞实验段气流品质的好坏。在固定入口、出口、长度条件下，本文针对几种不同收缩曲线得到的收缩段模型。使用H—H型网格、采用ROE格式进行流场数值模拟，并将模拟得到的结果进行了对比分析。     

基于控制论隐式约束的翼型跨音速减阻优化设计

本文采用基于梯度的优化方法来研究气动优化设计问题,而梯度的计算是通过求解伴随方程得到的,与传统的差分法和遗传算法相比计算量大大减小。Jameson等人在处理约束时,都是采用显式的调整迎角的方式来修正设计状态以满足升力不减小的约束,这种处理缺陷很明显,程序复杂且设计状态被改变。本文采用另外一种全新的约束处理方式,隐式的方法让约束自动地满足且能保持设计状态在整个设计过程中都不会发生变化,程序也相对简单高效。最后,本文给出的算例也达到了预期的优化设计目标。     

全速位积分方程跨音速绕流的数值解

从全速位方程出发,利用Green公式将其化为激波捕获积分方程和激波装配积分方程,然后离散进行数值解。流场出现激波时,对激波捕获积分方程应用上风技术捕捉到激波,然后应用激波装配技术计算,得到了满意的结果。经算例考核,该方法具有计算区域小,收敛快和CPU时间较少等优点。     

大型季节性可移动式结冰风洞及其试验方法研究

利用冬季自然低温进行结冰试验是飞机大尺寸部件和整机结冰试验的有效方法.文章总结了法国、加拿大、美国、俄罗斯等国家季节性结冰风洞的主要参数,分析了季节性结冰风洞在大尺寸机翼、螺旋桨和飞机等方面的试验能力.基于中国航空工业空气动力研究院季节性可移动式结冰风洞开展了螺旋桨结冰和机上地面结冰试验方法研究,分析了螺旋桨结冰和冰脱...