基于非定常气动力辨识技术的气动弹性数值模拟

选择离散型输入输出差分模型,运用最小二乘方法进行非定常气动力建模,并将辨识得到的降阶模型用于气动弹性的数值模拟。1个马赫数下的颤振临界点的计算仅需调用一次非定常流场求解器。计算精度保持与非定常欧拉方程计算方法相当的同时计算效率提高了1~2个量级。计算了跨声速具有S型颤振边界的气动弹性标准算例－Isogaiwing和三维气动弹性标模算例AGARD445.6,辨识模型计算边界与非定常Euler方程计算结果吻合。证明非定常气动力辨识技术可以提供高效的高精度的气动弹性分析。     

矢量推力喷流对飞行器气动载荷影响的研究

矢量推力喷流对飞行器绕流具有干扰作用,引起飞行器气动载荷变化,对飞行器操纵性也有潜在影响。这种气动干扰和载荷变化是矢量推力技术研究的一个重要方面。与普通喷流相比,矢量推力喷流具有喷流偏转的特点,喷流偏转对气动干扰有重要贡献。因此本文采用多块搭接网格模拟了矢量推力飞行器无粘绕流流场,通过力系数和力矩系数对比,探讨了飞行器气动载荷随喷流偏转角的变化规律,这些规律具有理论和实际意义。     

无隔道进气道反设计及附面层排除机理分析

采用"照片三维复原技术"对某型飞机无隔道进气道/前机身进行了几何重构,然后用N-S方程对机身/进气道内外流场进行了数值模拟,得到了进气道内外流场的马赫数分布和鼓包表面的压力分布,分析了无隔道进气道排移附面层的机理。结果表明:该飞机进气道在鼓包顶点有一个起始压缩角,波后为等熵压缩面。研究认为,无隔道进气道的设计机理是在鼓包压缩面上形成一个中间高、两侧低的压力分布,在该压力梯度的作用下来流附面层被推向两侧并被排除。     

结构约束下的验证机三维增升装置气动设计

为进行超临界机翼气动设计技术的飞行验证，将某教练机改装为飞行验证机，为此必须进行增升装置的重新设计。在保持原飞机襟翼平面参数不变、运动机构不变的条件下，完成了验证机增升装置的气动力设计工作。风洞试验表明，验证机增升装置具有良好的气动特性。     

雷达吸波材料设计理论与方法研究进展

综述了近10年来雷达吸波材料(RAM)计算设计理论、方法及优化技术的发展,并简要评价了现有的设计技术。此外,提出了雷达吸波材料设计存在的技术问题,并预测了吸波材料设计的发展方向。     

三维层流分离的N—S方程隐式上风格式数值模拟

数值模拟了绕半圆球柱M∞＝1．2，a＝19°的粘性分离流和涡流．用隐式LU－SGS及Roe的通量差分分裂格式数值求解了薄层N－S方程，分析计算了所得的流场结构，包括物体背风面的涡流及三维分离方式，计算结果同实验结果定性及定量吻合很好，另外，还用流动拓扑理论分析了计算所得的流场形态。     

计算流体力学在吸气式推进领域中的某些应用

计算流体力学对于吸气式推进的发展具有至关重要的作用,但目前的应用水平尚低于飞行器外流领域。为了使计算流体力学在吸气式推进领域发挥更大的实效,除了普遍适用的原则和方法之外,对于物理模型地应数学模型的分析与发展将是一个重要方面。本文介绍了航空发动机气动热力重点实验室所开展的部分工作。     

非对称大膨胀比喷管研究

通过风洞试验研究了平面二维非对称大量膨胀比喷管跨声速飞行时的喷管特性。研究表明，无二次流的基准喷管在试验压比下，膨胀面气流严重分离，轴向力推力系数Cfx仅为0．29－0．58。带二次流的喷管试验显示，二次流能有效地抑制管膨胀面气流的分离，改善喷管的总体性能。恰当地选择二次流气动参数，喷管的Cfx可以增加至0．97左右，最大流量系数接近0．99。在试验的条件下，最佳的二次流相对喉道高度约为0．25。     

轻型共轴式直升机回避区近似计算

介绍了直升机回避区的意义和生成，并指出影响回避区范围的主要因素是直升机重量、旋翼的转动惯量和密度高度等；拟定了计算轻型共轴式直升机回避区的方法，该方法考虑到共轴式直升机的氯动特点，对国外无因次高度－速度曲线法进行了某些修改，使用此方法对某轻型共轴式直升机的回避区进行了计算，得到了较好的结果。该结果与国外某轻型直升机回避区的飞行试验结果比较接近。     

细长锥小迎角气动特性的Re效应

本文介绍了 10°尖锥的气动特性在M =5、α在 0°附近的Re效应的研究成果。气动特性包括法向力系导数、俯仰力矩系导数、压力中心系数、前体轴向力系数、底部压力系数、俯仰阻尼导数、俯仰气动刚度导数、边界层转捩位置系数、转捩雷诺数、转捩诱导法向力中心系数、动 /静稳定性相关因子、气动滞后时间等 12个参数。研究成果表明 ,上述气动特性除前体轴向力系数外 ,Re效应是明显的 ,主要是边界层的不对称转捩影响 ,并有确定的规律性