NASA桘CRM阻力预测模型的计算验证

采用自研的非结构网格解算器UNSMB 进行了AIAA第四届阻力会议提供的NASA-CRM 翼身组合体（ WB）以及翼身组合加平尾（ WBT）两种构型的计算验证。重点分析了WBT模型的网格收敛特性、升阻力曲线、雷诺数效应、下洗效应以及压力分布等,并把计算结果与阻力预测会议上ONERA的计算结果进行了对比。分析结果显示,非结构混合网格解算器的计算结果与ONERA的计算结果吻合度较好,同时在一定程度上验证与确认了解算器的阻力预测精度。     

基于非结构平台的DLR－F6标模阻力预测

采用自研的非结构网格解算器UNSMB进行了AIAA第三届阻力会议提供的DLR－F6翼身组合体的阻力计算验证。重点分析了模型的网格收敛特性、升阻力曲线以及压力分布等，并把计算结果与阻力预测会议上各个软件的计算结果以及试验数据进行比较，在此基础上分析计算结果。分析结果显示，非结构混合网格解算器的计算结果与各个软件的计算结果以及风洞试验数据吻合度较好，一定程度上验证与确认了解算器的阻力预测精度。     

阻力精确分解的方法研究与数值模拟

根据阻力产生的物理机理将阻力分解为近场阻力和中场阻力,建立实现了阻力精确分解方法:近场阻力法和中场阻力法,前者对飞行器表面压强和切应力积分将阻力分解为压差阻力和摩擦阻力,后者通过区域划分式积分将阻力分解为波阻、粘阻、诱导阻力和数值耗散阻力.选取RAE2822翼型、M6机翼和某宽体标模进行数值模拟,验证阻力分解方法的正确性,对比两种方法进行阻力分解辨识的能力与不足.研究结果表明,中场阻力法可以给出详细的阻力构成,更有利于进行阻力产生分析和减阻优化设计;近场阻力和中场阻力计算可以很好地达到阻力平衡,但由于消除了数值耗散阻力,中场阻力法的计算结果要比近场阻力法更接近实验值.     

基于阻力分解策略的翼型阻力计算方法研究

研究并应用了基于翼型阻力分解策略的中场积分计算阻力的方法。中场积分方法是近年来提出的一种新的计算阻力的方法,方法将流场分为三个不同的区域：波阻区、型阻区、数值耗散区,通过对不同区域进行积分将阻力分解为波阻、型阻、数值耗散阻力。计算结果表明中场积分方法与传统的表面积分方法和远场积分方法相比,不仅可以将阻力分解成不同部分以便于进一步分析阻力产生机理,而且在计算中对网格量的要求较低,即使在网格量较小的情况下也能得到较精确的结果。     

基于尾迹积分的阻力计算方法研究

利用尾迹积分法按阻力产生的物理机制,将阻力分解为熵增阻力和诱导阻力进行数值计算.翼型、机翼和翼身组合体标模算例表明,尾迹积分法可以清楚给出由粘性和激波产生的熵增阻力及诱导阻力的展向分布.熵增阻力计算时,尾迹积分截面要尽量靠近后缘,若尾迹积分截面向下游移动,由于数值耗散使翼尖涡动能转化为内能从而将部分诱导阻力转化为熵增阻力,使诱导阻力值偏小,需要进行熵增修正,修正后的总阻力与实验值吻合更好.与壁面积分法的对比分析表明,壁面积分法计算阻力误差大部分来源于压差阻力.利用尾迹积分计算了升力,与壁面积分法相比,给出的升力线斜率与实验值更接近.     

侧压式进气道内部阻力的参数分析

为明确高超声速进气道内部阻力的特点,并为进气道减阻设计提供参考依据,以侧压式进气道为例,分别以内壁面和捕获流管为分析体,讨论进气道不同几何设计参数下的阻力特性;以数值模拟为手段,给出了总阻力的大小及各项阻力的分配比例,并分析了进气道几何参数变化对阻力的影响关系。给出了侧压式进气道附加阻力作用表面的形状,讨论了附加阻力的特点。研究发现,内壁面总阻力中,压力阻力随收缩比增加而增加,约占总阻力的60%到70%;唇口前的溢流会产生“附加推力”而不是通常情况的附加阻力。     

弹带阻力的一种简化计算方法

根据航炮的工作原理和弹带运动的特点,通过对4种典型计算模型的分析和优化,对弹带在不同轨迹段的受力进行了分析,简化了弹带阻力的计算过程,为弹带阻力计算的提供一种简化计算方法.     

重心位置对飞机阻力及其飞行性能的影响

为了降低配平状态下飞机的阻力问题,推导了飞机升致阻力与重心位置间的关系式。以一架典型的后平尾飞机为例。计算了向后移动飞机重心的位置,放宽对飞机固有静稳定度的要求对飞机配平升致阻力和总阻力以及对部分性能的影响。结果表明,当向后移动重心位置时,其配平升致阻力下降,并在某一重心位置时达最小值。     

侧压式进气道附加阻力分析

以侧压式进气道的附加阻力特性为研究对象,以流线跟踪得到的捕获流管为分析体,讨论进气道不同几何设计参数下喉道截面前捕获流管的阻力特性;以数值模拟为手段,分析了附加阻力作用表面的形状和变化特征,讨论了侧压式进气道流线偏转导致溢流的机理,给出了进气道几何参数变化对附加阻力的影响关系。研究发现,唇口前的溢流会产生"附加推力"而不是通常情况的附加阻力;附加推力随收缩比增加而增加,大小和流管作用的摩擦阻力处于同一水平。     

阻力仪制作中应该注意的问题

防毒面具的阻力，涉及到人的生理，通气阻力大，会加重人的负担。过滤吸收器和滤器的阻力大时，会加重鼓风机的负荷，使整个装置变得笨重。因此通气阻力是防护器材的最基本的指标。防护器材对空气流阻力的检验包括防护器材原材料、半成品和成品的阻力检验。原材料的阻力检验保证半成品的阻力性能；半成品的阻力检验又保证成品的阻力性能。[第一段]     

某型机阻力伞舱门和封包形式设计改进及试验验证

为解决某型机阻力伞放伞不畅问题，对阻力伞伞舱门及阻力伞伞包封包形式进行了设计改进，将改进前后的设计形式进行了对比试验。分析试验结果表明：设计改进后的阻力伞伞舱门及阻力伞伞包封包形式优于改进前的阻力伞伞舱门及阻力伞伞包封包形式。     

单轨火箭橇阻力板刹车技术研究

简要介绍了火箭橇刹车技术, 着重阐述阻力板刹车技术原理, 阻力板设 计、优化方法,并以某型试验为例,对阻力板在多级单轨火箭橇试验中的应用方法以及 阻力板设计,气动仿真结果进行详细分析和研究。该研究首先通过气动仿真分析对已完 成试验的火箭橇进行气动分析计算,通过对比试验结果验证分析计算的正确性;再通过 相同的方法对某型设计有阻力板的火箭橇进行分析计算,计算出此火箭橇气动阻力。分 析显示,本研究有效提高了火箭橇无损回收的可靠性。     

基于S形进气道的全机溢流阻力数值仿真

为了获得采用复杂进气道飞机全机溢流阻力产生的原因及影响溢流阻力的因素,以采用基于S形进气道的无人机为研 究对象,对全机所受的气动阻力进行了分析,并给出数值计算方法;建立了带S形进气道模型的全机阻力求解方案,包括计算网格 及计算设置等;选取无人机某架次空中停车状态为研究对象,对进气道出口的总压恢复系数分布及溢流阻力进行计算,并与缩比 模型测压风洞试验结果及飞参辨识所获得的溢流阻力进行对比,验证了数值方法的可行性;针对流量系数、马赫数、迎角及侧滑角 对溢流阻力的影响进行分析,结果表明：当流量系数减小时,进气道内外的压力差及S形内管道的弯曲引起的逆压梯度变大,使得 捕获流管变细,从而导致附加阻力和溢流阻力均增大;当飞行马赫数增大时,发动机需求的流量增加,从进气道溢出的气流减少, 导致溢流阻力减小。从而确定对溢流阻力影响较大的2个主要因素为流量系数和马赫数。     

侧压式进气道内部阻力分析

针对目前对超燃冲压发动机阻力特性的需要,以侧压式进气道为例,分别以内壁面和捕获流管为分析体,对其内部阻力进行分类;以数值模拟为手段,给出了总阻力的大小及各项阻力的分配比例,并分析了进气道几何参数变化对阻力的影响关系。     

发动机短舱溢流阻力的数值模拟

 为分析发动机溢流阻力的产生原因并为进气道-发动机匹配研究提供一定的技术支持,以典型的发动机短舱为研究对象,分析了短舱上的进气道阻力,并详细介绍了相应溢流阻力的数值计算方法。在对发动机短舱外流模拟时,通过引入两个和发动机参数相关的数值边界条件,即一个是定流量的发动机进气道入流边界,另一个是定总温总压的发动机喷流边界,避免了对发动机复杂内流的模拟。利用NACA-1-81-100发动机进气道作为标准算例,验证了数值方法的可行性。通过模拟发动机短舱在不同工作流量下的流动,认为发动机短舱的溢流阻力产生归因为溢流造成的发动机外表面的阻力变化,以及捕获流管变细导致的附加阻力增加。     

机身上翘后体绕流与阻力分析

基于N－S方程数值计算研究了九个机身上翘后体在零迎角、高亚音速时的绕流与其阻力之间的关系。结果表明，后体在零迎角时存在三种流型：随着流型、分离涡流型和底部分离流型；影响阻力最大的几何参数是后体收缩比，其次是上翘角；收缩比ηA较大时（如ηA≥0．5），会产生很大的底阻；上翘角增加则使压差阻力迅速增大。当收缩比ηA减小的（即尾部较尖）使底部分离引起的粘性压差阻力大大减小，从而可实现最小的后体阻力。因此，首先选择较小的ηA排除底部绕流分离流型的出现、再选择适中的上翘角是上翘后体设计的一项重要原则。     

飞机进气道阻力测量研究

本文以一种战斗机两侧进气布局为例，探讨了在风洞试验中，同时测量附加阻力和罩阻力的可能性。研制了新型天平，解决了干扰密封问题，得到了合理的实验结果，为进气道唇口的设计提供了有效手段。     

气动减速系统阻力伞锁机构可靠性分析

气动减速系统是保证飞机正常飞行的关键，如何高效、可靠地实现阻力伞锁机构的打开是影响气动减速系统的关键。本文以气动减速系统阻力伞锁机构为研究对象，通过对阻力伞锁机构运动特性的分析建立了刚柔耦合仿真模型并开展动力学仿真。针对其复杂的工作特点，提出了阻力伞锁机构卡滞与精度失效两种关键失效模式。针对关键失效模式分别建立了可靠性分析模型，采用AK-MCS法计算阻力伞锁机构可靠性。通过本文研究，得到了阻力伞锁机构在不确定性环境下可靠性水平，可以为今后阻力伞锁可靠性设计提供参考依据。     

飞机全尺寸阻力的预计

本文以J-7飞机为典型,阐述了如何将高速风洞飞机模型的极曲线实验结果修正到真实飞机的实际飞行状态。提出了应进行的修正项目、内容、步骤和具体方法。结果表明,经修正的飞机零升阻力和平衡升致阻力与资料值(经飞机性能试飞验证的结果)有较好的一致性。     

某型燃气涡轮发动机风车状态内阻力的计算

由于很多燃气涡轮发动机都缺乏计算风车特性必需的低转速状态的部件特性，给计算发动机风车状态的特性带来了很大的困难。但是，风车特性是燃气涡轮发动机设计和使用过程中必须考虑的，因此，本文参考尤．阿．李特维诺夫提出的计算发动机风车特性的方法，计算了燃气涡轮发动机风车状态时的内阻力。从计算结果分析，该方法不依赖于部件特性，非常适合燃气涡轮发动机的风车特性计算。