尾翼对民机后体流动特性的影响

在1.5 m低速风洞中采用表面油流、烟线/激光片光显示和部件测力等实验方法对2种民机布局后体的绕流流型和气动特性进行了研究.实验的风速为40 m/s,雷诺数为1.191×105,迎角范围为-10°~20°.实验结果表明:随着迎角由负到正的变化,2种布局模型后体绕流都经历了上分离—无分离—下分离流型的变化,分离流型属开式分离并由尾部起始向机身发展;小迎角下2种布局模型后体阻力的差别主要由尾翼的摩擦阻力引起,而较大迎角下尾翼绕流分离引起的压差阻力起主要作用;垂尾分离随迎角增加而不断减弱,从而导致正常式布局后体阻力随迎角变化表现为非对称.      

二次扩张型射流矢量喷管的设计及性能计算

应用数值模拟的方法对二次扩张型射流矢量喷管进行设计并研究了其推力矢量性能,探讨了二次扩张段注入射流产生推力矢量的机理,分析了二次扩张角度以及次主流压力比(SPR,Secondary to Primary total pressure Ratio)的变化对喷管主喷流偏转特性的影响.计算结果表明:在二次扩张段上注入二次射流可使喷管的出口段在不同区域产生不均匀的压强分布并且迫使主喷流发生偏转产生推力矢量;二次扩张型喷管比无二次扩张型喷管具有更好的推力矢量性能;二次扩张角度越大喷管产生的气动矢量角越大,在文中设计条件下二次扩张型喷管的气动矢量角最大可达39°;气动矢量角随次主流压比SPR的增大而增大.      

细长翼绕流中的旋涡特性

 本文综述了细长翼绕流中由前缘分离形成的集中涡的各种运动特性。细长翼翼面上方的前缘集中涡是控制机翼绕流和影响机翼气动力特性的主要因素。为此本文详细介绍了前缘涡的形成及其基本流动结构;前缘涡的破裂现象及其对机翼气动力特性的影响;并给出前缘涡破裂的各种理论模型和它的估算方法。最后还简单介绍了绕流中旋涡之间的绕合现象和互相干扰的流动结构。     

双分量压敏涂料技术的应用研究

介绍了压敏涂料技术在实际应用中的一些经验,给出了在飞机机翼表面,压敏涂料技术与常规测压孔技术测量结果的比较得出:国产压敏涂料的性能优于进口产品,可替代进口产品;使用国产双分量压敏涂料的压敏涂料技术可用于型号研制压力测量试验。     

凌云沛先生的一生经历

凌云沛先生（1920-2014），北京航空航天大学教授，我国空气动力学知名学者，北京航空航天大学实验流体力学学科创始人之一。他主持建设了北京航空航天大学系列超声速及高速风洞和水力实验室，完成了国内风洞建设的诸多开创性工作，并培养了众多优秀的航空航天及流体力学专业人才，为我国航空航天事业的发展作出了重要贡献。     

EFFECTS OF VECTORING JET ON AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF AIRCRAFT

ＥＦＦＥＣＴＳＯＦＶＥＣＴＯＲＩＮＧＪＥＴＯＮＡＥＲＯＤＹＮＡＭＩＣＣＨＡＲＡＣＴＥＲＩＳＴＩＣＳＯＦＡＩＲＣＲＡＦＴＷＡＮＧＹａｎｋｕｉ（王延奎），ＤＥＮＧＸｕｅｙｉｎｇ（邓学蓥）（ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ...     

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。     

2002年度中国空气动力学研究进展报告（2003年1月）

中国空气动力学会在名誉理事长庄逢甘院士和理事长张涵信院士的领导下 ,按照张涵信理事长在中国空气动力学会第四次全国会员代表大会上提出的“学术创新、服务经济、培养人才、科技普及”的学会宗旨 ,努力提高我会的“创新能力、竞争能力、凝聚力和自治力”的建议 ,中国空气动力学会通过会员单位的领导和广大科技工作者的开拓创新 ,努力拼搏 ,在 2 0 0 2年度使我国空气动力学在理论分析研究、实验研究、计算流体力学研究、实验模拟设备研制和空气动力学的工程应用研究等诸多领域取得了一批新的重要研究成果 ,呈现出我国空气动力学蒸蒸日上的…     

细长体大攻角分离流动的数值模拟研究

采用数值模拟方法研究了具有头部微小扰动细长旋成体大攻角分离流动.考察了全层流和全湍流情况下头部扰动位置和大小对背风面流动和截面侧向力的影响.结果显示在给定的扰动形式下,层流和湍流背风面流动存在明显的双稳态特征,侧向力随扰动周向位置呈双周期变化;扰动大小对层流流动的影响明显大于对湍流流动的影响.     

前体边条控制技术对航向静稳定性的影响

当飞机航向失稳时,垂尾所在的机身后体处于低能的翼身涡尾流中,效率降低,而机身前体则位于尚未干扰的气流中,在机身头部加前体边条,可以起到增加航向静稳定性作用。通过对一系列前体边条的试验研究,发现长度为机身总长3%的前体边条,可将全机航向失稳迎角提高约8°左右,且侧滑角越小,航向失稳迎角提高越多。通过测压和PIV试验数据可以发现,前体边条提高航向静稳定性,主要是由于前体边条产生边条涡,该涡主要影响机身前体,使得前体背风侧负压力值减小,从而导致前体截面不稳定偏航力矩减小,增加了全机的航向静稳定性。