后掠机翼跨音速绕流的二级近似方法

本文采用TSDH方程计算三维后掠机翼的跨音速绕流,考虑了适用于机翼钝前缘的前缘边界条件和前缘速势方程。采用Jameson格式在不等步长格网中的推广形式,把TSDH方程离散化为差分方程组。然后,在整个计算空间内布置稀网,在机翼附近再布置密网,进行稀密网的交替迭代,以加速收敛和提高计算精度。对ONERA M6机翼的超临界无激波和有激波情况的计算表明,TSDH解与FVP解和风洞试验符合良好。     

弹性机翼的跨音速压强分布计算

本文采用迭代求解的方法计算弹性机翼的跨音速压强分布。用跨音速小扰动势流的二级近似方法求解气动力;结构变形则采用一维简单梁理论或二维平面结构的柔度影响系数矩阵进行计算。对M6弹性机翼所作的示范性计算表明,计算弹性翼的迭代次数与刚性翼计算相当,弹性变形对冀面气动载荷分布和激波强度均有明显影响。     

飞机概念设计中的权衡研究

以ＭＤ－８２加装翼梢小翼为例，讨论了飞机概念设计中至关重要的权衡研究方法，计算程序和研究结果。     

超临界机翼气动设计的准则、流程和设计实例

以计算空气动力学为基础,提出超临界机翼的气动设计准则和设计流程。翼型设计准则是:非设计状态音速区压力平坦;延迟后缘分离;设计状态迎角接近于零和局部最小厚度约束等。机翼设计准则是:在约束条件下诱阻最小;满足纵向稳定性要求;上翼面等压线型态和考虑结构弹性变形等。设计过程可分为两个阶段,即总体优化和机翼气动设计优化。后者的步骤是基本翼型设计、初始机翼外形设计、机翼巡航外形设计和机翼型架外形设计。对设计实例进行风洞试验后表明:尽管新机翼的平均厚度比某干线运输机厚14％,但安装该机翼的干线运输机巡航效率仍比前者高12％。