轻型飞机翼梢减阻外形的风洞实验研究

介绍了三种翼梢减阻装置：后掠翼梢、分段后掠机翼和下弯翼梢。重点给出改变后掠翼梢的几何参数对减阻效果的影响。风洞实验表明,经优化设计的后掠翼梢可使诱导效率ｅ提高４％～７％。后掠翼梢使飞机纵向静稳定性增大。水洞实验表明,后掠翼梢减阻的原因主要是在有迎角时,翼梢前缘涡和后缘涡共问作用削弱了翼梢涡,从而减小了飞机的诱导阻力。     

共轴刚性旋翼高速直升机风洞试验研究综述

共轴刚性旋翼高速直升机是下一代直升机发展的重点构型之一,风洞试验是突破其中关键空气动力学技术、推动该构型直升机从原理验证走向型号研制所依赖的重要手段。文中对国内外共轴刚性旋翼试验设施及相关风洞试验进行了介绍,综述了共轴刚性旋翼升力偏置、流场显示与测量、桨毂减阻、推进螺旋桨和机身气动特性等技术领域的试验研究概况及主要成果。结合国内外研究现状,对中国共轴刚性旋翼高速直升机在风洞试验设备建设、研究能力拓展以及试验结果应用等方向的发展提出了思考。     

曲面形栅格翼气动特性研究

与常规栅格翼布局相比，曲面形栅格翼布局减小了栅格翼翼元的等固壁通道的长度，从而有效降低了翼元内气流的壅塞，另外，这种栅格翼布局结构简单，易于折叠，减小了飞行器的轮廓尺寸，具有很好的工程应用前景。本文通过数值模拟方法，在亚、跨、超声速条件下，研究了曲面形栅格翼布局的减阻效果和减阻机理，对比了曲面形栅格翼和常规后掠形栅格翼布局的减阻效果，并对不同迎风方式的曲面形栅格翼气动特性进行了分析。     

微型凸起流动控制用于翼型的减阻特性研究

微型凸起作为减小阻力的一种有效措施已经备受关注.开展了等熵压缩"弱激波"干扰鼓包用于RAE2822超临界翼型的减阻作用机制研究以及NACA0012对称翼型表面脊状结构减阻特性的数值模拟研究.结果表明:通过鼓包参数最优匹配,可达到弱化激波、减小波阻、提高升阻比、延缓抖振边界等目的;同时,通过对比不同脊状结构、不同网格密度对计算结果的影响,总结了多个速度下脊状表面的减阻规律.所得结论为进一步开展微型凸起类流动控制用于机翼的减阻特性研究奠定了坚实基础.     

运七飞机外表面沟纹膜减阻的实验研究

在１：１２运七原型全金属模型具有湍流流动的表面上粘贴沟纹膜，研究了沟纹膜对飞机阻力的影响，实验表明，顺流向沟纹膜粘贴在飞机具有湍流的表面上，可以减少飞机阻力５％～８％。     

超音速减阻试验研究

按照减低超音速阻力及利用矢量推力转向设想的设计思想，对一种新机的原始 新设计了前机及平尾和立尾和尾，并在ＦＬ－１风洞中进行了风洞试验「１」。     

底部排气弹DR582雷达阻力系数数据分析

通过底部排气弹ＤＲ５８２雷达阻力系数的数据处理，得到底排减阻的变化规律，可判断底部装置设计的合理性及改进方向，为设计良好的弹道性能的底部排气弹提供了方法，也为修正阻力计算公式提供了依据。     

平片控制器尾迹对壁面阻力的作用

 <正> 1.引言 飞行器的表面摩擦阻力约占总阻力的一半,无论从节能还是从提高飞行速度考虑,减小表面摩擦阻力都很重要。通常飞行器上大部分区域为湍流流动,所以设法减小湍流阻力更为人们关注。美国NASA探讨了十种不同减阻方案,其中壁面槽纹法已可实际应用,但减阻仅为4％。此外,平片控制器被认为较大发展前途,瑞典科学家曾将平片控制器安装在飞机上进行测量,获得了纯减阻收益。但由于流功的复杂性,其减阻     

基于控制理论和NS方程的气动设计方法研究

研究了基于控制理论和NS方程的气动设计方法,针对给定的目标函数表达形式,应用该设计理论在计算坐标下详细推导了相应的共轭方程及边界条件具体表达形式,以及梯度方程求解表达式,通过合理的数学变换,导出了共轭方程在笛卡尔坐标系下的直观表达形式,发展了有效的共轭方程数值求解方法,通过流动控制方程数值求解、共轭方程数值求解、目标函数对设计变量的梯度求解和优化算法等方面的有效结合,研究与发展了一种新的气动设计方法,以二维机翼气动设计为例,成功进行了亚、跨音速情形下的相关设计算例研究,研究结果表明应用控制理论和NS方程的气动设计方法在设计理论、适用性以及时间花费等方面都有着很好的特色和优点,且设计结果也更为可靠.