椭圆截面头部对机体航向稳定性的作用

本文对两种椭圆截面头部细长机体在大迎角侧滑下的非对称涡系进行了流态垦示和表面压强分布测量。通过对不同头部机体的流态、截面压强分布及沿轴线的侧力分布之分析和比较,研究和揭示了为什么扁平形状的头部能在大迎角下提供航向稳定性的机理。     

中等迎角下组合体的涡系干扰

本文实验是在北京航空学院流体力学研究所的水槽中进行的,通过用染色法和氢气泡法流态显示技术,观察了迎角α=0°～25°时+字翼体组合体及×字翼体组合体的涡系干扰现象,并且对两种组合体涡系干扰的差异进行了分析、讨论。     

零迎角钝头细长旋成体阻力发散马赫数的工程估算方法

本文将文献[1]零迎角尖头旋成体阻力发散马赫数估算方法推广应用于钝头旋成体。为了计算钝头体压强分布,采用的数学模型是在文献[1]沿轴线分布源(汇)基础上加上头部集中源。为了计算阻力发散马赫数,本文将文献[1]计算尖头旋成体阻力发散马赫数的判断点——脊点换成最小压强点。应用本文方法对二十多个模型进行了计算并与实验作了比较,比较表明本文方法是可行的,文中最后给出了方法的适用几何参数范围。     

大上翘角机身后体流动机理研究

通过对圆截面上翘 1 6°的后体的数值计算 ,研究了上翘后体的流动机理。结果表明 ,上翘后体引起横向流动 ,使横向逆压梯度增大、下表面边界层增厚 ,导致后体出现三维开式分离流动 ;由分离形成一对方向相反、强度相等的旋涡向下游拖至尾迹区 ;这种分离流动是导致大上翘角后体阻力增加的主要原因。     

双三角翼外翼前缘钝化对涡流特性的影响

通过风洞试验，利用７孔探头对７５°／４５°和７５°／６０°两种典型双三角翼进行了空间流场测量，研究了双三角翼前缘形状对大迎角涡流特性的影响．试验结果表明，双三角翼外翼前缘钝化使双涡态的双三角翼内、外翼涡互相靠拢、增加干扰，当出现合并涡态时，使合并涡涡核向内下方偏移；外翼前缘钝化使外翼涡或合并涡的Ｃｐ０、Ｖｘ较尖前缘时为高，最终使外翼涡或合并涡推迟破裂．     

椭园机身-中单翼和园机身-非中单翼组合体的干扰因子估算

到目前为止,未见到估算非园截面,非中单翼的干扰因子的现成资料,国外工程实用上经常近似用园截面机身、中单翼来处理。本文对这两种组合体的干扰因子进行了理论分析,给出了计算干扰因子的使用曲线。分析表明,当机身椭园度较大,机翼距机身中心线偏离较远时,采用园机身,中单翼的近似处理将会带来一定的误差。     

关于翼-身组合体纵向气动特性工程估算方法的某些问题

航空气动力手册翼-身组合体编写小组在编写有关翼-身组合体纵向气动特性的过程中,小组收集了国内外使用的工程估算方法,对这些方法进行了分析和校核,以决定取舍,对某些部分进行了修改和补充。本文综合介绍对各种工程估算方法的分析、校核、修改及补充的情况,并通过29个算例将估算结果和实验进行了比较,以说明文献[12]所提供的估算方法的精确度和适用范围。至于文中所用到的一些近似处理和经验假设的理论依据,将在文献[16]中介绍。     

细长体分离起始点的实验研究

本文实验研究了细长体模型在中等迎角下的初始分离问题。观察了不同头部形状的细长体在不同迎角下的分离流态。考察并分析了分离起始点的性质。观察到开式分离的存在,实验结果分析认为开式分离可以起始于正常点。此外,在钝头和尖头模型上都出现了螺旋点形式的头部涡。它们或是闭式分离的起始点,或是奇点型开式分离的起始点。     

利用涡的有利干扰推迟翼涡破裂

本文通过测力和水槽流态观察试验研究了战斗机和导弹式的翼体组合体翼涡破裂的推迟措施。利用安置于机翼(弹翼)前方和机体两侧的大后掠、小面积的机体边条所产生的边条涡的有利干扰,可以有效地推迟翼涡的破裂,从而达到提高最大升力系数和临界迎角的目的,试验表明,安置在不同位置的机体边条均可不同程度地提高最大升力系数C_(Lmax),在适当位置时,可提高临界迎角α_(kp)达2°～3°。     

几何和流动参数对上翘后体阻力系数的影响

利用N-S方程对9个上翘后体模型进行了气动力计算,主要研究后体几何参数和流动参数对上翘后体阻力系数的影响.研究结果表明, 后体的压差阻力系数分别随上翘角、收缩比的增加及迎角的减小而明显增加;后体摩擦阻力系数分别随后体的长细比的增加和雷诺数的减小而增加;后体越扁平,其压差阻力系数越大;在跨音速时,波阻系数也与上翘角有关,上翘角增加会导致波阻系数进一步加大.