小升阻比载人飞船返回舱的外形设计

载人飞船返回舱的外形设计要满足稳定性、操纵性、配平升阻比、最大过载、最大热流、最大总加热量、机动能力、着陆精度和容积系数等要求。小升阻比返回舱的形状以球冠倒锥形为最优。文中简要地介绍了返回舱外形的选择方法，对球冠钝度、倒锥角、大头拐角相对曲率半径、长细比和最大横截面直径等主要参数的选择作了研究，得出了定性与定量的分析结果。     

小升阻比载人飞船返回舱的配平气动特性

本文主要介绍小升阻比载人飞船返回舱的配平气动特性。研究表明，采用返回舱重心横编的方法，在保持对静稳定性的要求下，可以获得飞行轨迹机动控制所需的配平升阻比。返回舱飞行试验的配平气动特性可从舱内惯性平台的加速度和姿态记录数据以及轨道数据求出。风洞试验的配平气动特性数据与飞行试验结果比较之后发现，以往风洞试验得出的马赫数大于６后，返回舱的配平气动特性基本不变的结果未被飞行试验所证实。在高超声速下，随着马赫数的增大，飞行试验得出的配平攻角和配平升阻比基本上呈线性减小。返回舱的静稳定性数据表明，有时会出现不希望的第二配平点。消除该第二配平点的主要方法是进行外形修改设计和在返回舱小头上加装调整翼片。     

小升阻比载人飞船返回舱的空气动力特性

本文介绍了球冠倒锥形返回舱的外形母线方程、特征点参数和气动性能。用修正牛顿理论对返回舱的气动系数进行了计算预测并与现有的实验数据作了比较。对现有的阿波罗、双子星座和联盟号三种小升阻比返回舱的气动系数进行了给定、分析和评述。     

载人飞船返回舱的再入气动环境

本文介绍了载人飞船返回舱的再入走廊和气动环境。为了确定返回舱的自由流条件和驻点区条件，其再入轨迹和再入走廊是十分重要的。返回舱在再入大气层时会发生很高的马赫数和驻点温度，此时空气不再呈完全气体状态，而会发生分子振动、离解和电离等现象。返回舱再入时的马赫数、雷诺数、克努曾数、驻点压力和驻点温度等参数的变化范围很大，由于这些参数的变化，在返回舱的再入流场中会发生真实气体效应、粘性效应和低密度等效应。在估计这些效应对返回舱气动特性的影响时，必须先弄清返回舱的再入气动力和气动热环境。     

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－Ｒｉｄｄｅｄ等的驻点热流理论作较好预测。拐角圆环区是返回舱上加速流最剧和气动加热最严重的地方。试验结果表明迎风倒锥附着流表面的热流率和背风倒锥分离流表面的热流率分别比零攻角驻点的热流率的１５％和５％还低。     

载人飞船返回舱的动稳定性

载人飞船返回舱动稳定性的地面模拟试验方法有强迫振动法、有限自由振动法、自由翻滚法和模型自由飞试验法。试验结果表明，在配平攻角区阿波罗返回舱除马赫数Ｍ＜０．７以外，一般都具有俯仰正阻尼特性。双子星座返回舱在配平攻角区，当Ｍ＜２．５时存在俯仰负阻尼特性。钝头气流分离效应、后体气流再附效应、船尾近尾流效应和动态时滞效应等对静、动稳定性都有相反效应。这些效应会使返回舱的静稳定性增加，而使动稳定性降低。角振幅增大会使返回舱的平均俯仰阻尼增加，马赫数增大使俯仰阻尼降低。     

载人飞船返回舱的压力分布

载人飞船小升阻比返回舱的再入轨道主要取决于配平升阻比、弹道系数和再入点的轨道倾角。风洞试验测出的球冠压力分布与理论计算值和飞行试验值均较符合，可以用于实际飞行。气流分离和真实气体效应对倒锥锥面的压力影响较大。拐角半径增大，使拐角和球冠区的压力降低，而使锥面压力增大。雷诺数和边界层状态对底压系数的影响较大。     

载人飞船返回舱的烧蚀防热

载人飞船返回舱的烧蚀热防护技术研究和试验表明，碳化烧蚀材料是再入飞行器最有效的热防护层。对典型的碳化烧蚀体的热性能的预测分析模型和计算方法作了阐述。数值计算结果分别与电弧风洞试验和阿波罗的飞行验证试验作了比较，结果符合得很好。     

TW—1拖靶外形布局分析和气动力特性估算

本文从气动力特性、使用性、经济性及工艺性等方面分析和选定高亚音速ＴＷ－１拖靶的气动外形布局，并提供了工程估算拖靶外形气动力特性的方法。用此法计算了拱形头部及钝头部拖靶的气动力，其拱形头部拖靶的升力及力矩特性计算结果与风洞实验结果吻合很好（误差≤５％），零升阻力系数误差约在１０％～２０％之间。但就整个拖靶系统阻力（包括拖靶及拖索阻力）而言，拖靶本身的阻力只占到１０％左右。因此本文提供的估算方法能满足     

变体平尾翼型气动外形设计方法

为了使飞机在控制飞行姿态时仍然能保持最优升阻比,提出了一种通过改变翼型形状来代替传统控制舵面来控制飞机俯仰的方法。采用伯恩斯坦多项式对机翼的翼型进行数学建模,并采用遗传算法通过空气动力学仿真对翼型进行优化得到一组在一定飞行环境下、产生附加阻力最小且随升力系数变化的翼型形状。通过对比证明在提供相同升力的情况下,变体翼比传统的控制舵面产生更小的附加阻力。根据翼型形状和升力系数的变化采用数据拟合的方法得到翼型形状控制参数随升力变化的规律。通过算例对变化规律的验证表明其可以用来作为飞行姿态控制的翼型形状变化依据。     

OPTIMAL DESIGN AND AERODYNAMIC CALCULATION OF WING CONFIGURATION OF CIVIL AIRCRAFT

ＯＰＴＩＭＡＬＤＥＳＩＧＮＡＮＤＡＥＲＯＤＹＮＡＭＩＣＣＡＬＣＵＬＡＴＩＯＮＯＦＷＩＮＧＣＯＮＦＩＧＵＲＡＴＩＯＮＯＦＣＩＶＩＬＡＩＲＣＲＡＦＴ￥ＷａｎｇＬｉａｎｇｙｉ（ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＡｅｒｄｄｙｎａｍｉｃｓ，ＮＵＡＡ２９ＹｕｄａｏＳｔｒｅ...     

空天飞机气动力特性的工程预测方法

本文首先叙述了在空天飞机概念研究和初步设计阶段进行气动力特性工程预测的必要性,然后介绍了美国超声速和高超声速任意物体程序(S/HABP)中的计算无粘压力的方法,重点介绍了选择方法的原则。在这基础上,介绍了一种在超声速和高超声速均一致适用的方法,它是采用 Dahlem-Buck 经验公式,并对修正牛顿公式中的修正因子 K,绐出了对飞行器各部分各不相同的计算公式。最后对今后的工作提出了建议。     

高雷诺数下三圆柱的压力分布及气动力

给出了三种粗糙表面的单圆柱压力分布和五种风向角下三圆柱的压力分布，分析了各状态下圆柱绕流特征和气动力。结果表明：三圆柱间的干扰是严重的，各圆柱表面的压力分布不同于孤立单圆柱，相对于来流明显不对称，由此产生了很大的横向力，而且，局部表面的负压比孤立单圆柱要大。     

细长翼摇滚的气动特性

对细长翼摇滚的一组典型的滚转角随时间变化的实验数据进行参数辨识，并用改进的单自由度数学模型，计算其非线性滚转阻尼特性后表明，当机翼摇滚由小振幅逐渐发展为大振幅的平衡状态时，其阻尼导数始于某一正值，且随振幅的增加而减小，最后便趋于零。而非线性阻尼力矩的变化幅值，则是正比于角振幅的变化率，其峰值便出现在振幅变化最陡的位置。     

柔性飘带气动特性初探

气动中心首次进行了柔性飘带弹的气动特性试验，对柔性飘带提供安定作用的机理进行了分析。常规刚性尾翼（舵）是基于自身升力产生安定力矩，而柔性飘带的安定性是由它产生的总阻力提供的。文中还对影响飘带气动特性诸因素进行了探讨。     

涡扇发动机排气系统斜切波瓣强迫混合器气动和混合特性数值研究(英文)

基于CFD技术,对波瓣尾缘斜切的波瓣喷管混合器在不同涵道比和斜切角度下的三维流场进行了数值研究.研究结果表明:斜切波瓣混合器减轻其自身重量的同时综合性能略有提高.波瓣尾缘斜切使流向涡产生位置提前,并且流向涡强度在各个涵道比下均高于常规波瓣混合器,平均在25%以上;斜切波瓣混合器较常规波瓣混合器的混合效率提高了2.45%,且随斜切角度和涵道比的增加而增大,混合管出口流体温度沿径向更平坦.在本文的内涵道比和斜切角度变化范围内,总压恢复系数高达0.935以上,而斜切对总压恢复系数的影响极其微弱,在±0.1%范围内.