超声速和高超声速机翼俯仰导数—当地流活塞理论解法

本文给出计算超声速和高超声速尖前缘三维机翼俯仰导数的一个近似解析方法。该方法是根据当地流活塞理论和片条理论导得的。在激波附着于机翼前缘情况下,本方法可用于计算任意迎角,颇为一般的平面形状、尖前缘剖面机翼的俯仰导数。中小平均迎角的数值结果与有限的试验数据和其它理论作了比较,示例表明本方法的结果令人满意。     

翼尖帆片的优化设计

本文提出了带翼尖帆片的非共面机翼气动力计算以及帆片参数优化计算方法。文中采用涡格法研制了一种有效的非共同气动力计算程序，采用Ｐｏｗｅｌｌ方法进行优化计算，以获得最优的帆片配置方案。设计了某运输机的翼尖帆片，计算了升力和阻力系数，其结果与风洞试验值基本一致。计算和风洞试验结果表明，翼尖帆片对减少机翼的诱导阻力具有明显效果，本文的方法可供翼尖帆片初步设计应用。     

振动鸭翼复杂流场测量

研究鸭式布局飞机模型振动鸭翼对翼面涡流场的非定常干扰影响，进行了有无鸭翼、鸭翼不同偏角和不同振动频率，不同振动平均偏角及不同模型攻角下的主翼面涡流场静动态流动显示和翼面及立尾上压力分布测量。分析上述参数对主翼涡大小和强度、主翼涡位置和破散特性，压力分布特性的影响及其造成该现象的上下洗效应，涡系干扰和动态迟滞特性等复杂流动机理。     

翼身组合体流场测量和分析

本文给出了翼身组合体空间流场测量结果,揭示了机身涡、机翼涡随迎角的变化及相互干扰情况。当迎角足够大时,翼面上方流态从破裂涡发展成完全分离流,其尺度可达5～8倍机身直径。     

低超声速来流中机翼跨声速非定常气动力数值解法

本文给出一种低超声速来流中机翼跨声速非定常流的计算方法。该方法使用跨声速小扰动理论,正确地计入了沿流向平面流动特征线的压力波的运动边界条件。流动方程是使用时间精确交替方向隐式(ADI)有限差分解法求解。试算了M=1.1的矩形翼和M=1.1、1.34的F5机翼的定常和非定常气动力,并与国外的风洞试验和计算结果作了比较,符合很好。表明本方法是有效的。     

后掠机翼的前缘吸力

本文应用三元亚音速升力面理论求出了后掠翼前缘附近的流场。该流场是一连续部分与一奇异部分之和。由此解析地导出了前缘吸力的公式,从而证明了在空气动力学中长期广泛应用的前缘吸力仅取决于垂直于前缘的速度性质的假设是正确的。本文并证明该假设与前缘吸力的公式可推广到非定常可压缩流场。     

飞行器翼面颤振模型设计可行性分析

颤振模型设计是动力学反问题 ,其数学实质即广义特征值问题的反演。从反演可解性的基本理论出发 ,以某型号飞机高、低速颤振模型结构设计为背景 ,提出了模型结构设计必须遵循的准则。为减少模型结构设计的盲目性 ,提供了一个实用而有效的工具 ,并以具体的数值例子 ,说明了这个设计准则的实际应用。     

后缘拐折翼气动特性试验研究

对后缘拐折翼的气动特性进行了风洞试验和水洞试验研究。结果表明，机翼后缘拐折处的集中涡有吸引和固定翼面涡的作用，合适的拐折会得到明显的气动收益，在大攻角时，会使升力增加，俯仰力矩特性得到改善；内拐折的深度大，对大攻角气动特性有利；在带边条时，合适的拐折点最好在边条前缘延长线的外侧附近。     

串置翼型数值模拟及气动特性分析

串置机翼构型研究自从19世纪70年代之后已经成为航空领域的一个研究焦点。研究人员发现,此种布局构型除了结构和质量方面的优势,在理论上通过改变2个机翼之间的升力分布可以使得飞机的诱导阻力有较大减少。这种非常规布局为未来飞机设计提供了一个很好的选择。本文采用二维RANS方程求解器并结合S-A湍流模型对串置翼型在±6°翼差角的不同水平相对距离组合位置进行了数值模拟计算。计算结果表明,在负的翼差角下,水平相对位置越远,串翼系统的升阻比越高;在正的翼差角下,较近的水平相对位置升阻比较高。