单级入轨运载器气动布局研究

对单级入轨运载器气动布局进行了研究,设计了一种翼身融合体气动布局,并进行了布局优化。计算结果表明该布局在Ma=6的时候,最大升阻比Kmax可以达到3.755,从高速到低速都能维持在4左右。通过与已有乘波体方案的对比,表明新设计的翼身融合体是一种很有潜力的单级入轨运载器气动布局可选方案。     

具有小升阻比的载人飞船返回舱的气动外形选择

本文论述了载人飞船返回舱的选形设计问题，对返回舱的类型和基本设计参数作了分析比较。文中还对截锥形返回舱的气动优点和主要气动特性作了详描述。     

一体化外形的高超声速飞行器升阻特性研究

针对吸气式高超声速飞行器气动/发动机一体化耦合的特点,阐述了高超声速飞行器存在推力-阻力平衡、升力-重力平衡、力的界面划分等问题;分析了飞行器主要部件的受力情况及对整个飞行器阻力、升力的影响,算例分析表明,发动机内通道产生负升力,后体产生正升力,发动机的合升力为负值;介绍了气动/发动机力的界面划分的两种方法及其应用,给出了研究推力-阻力平衡、升力-重力平衡、升阻比特性时应采用的划分方法;利用Bruguet航程公式研究了飞行器的航程与升阻比的关系,证明高超声速飞行器的航程存在极限值。     

双三角机翼前缘涡襟翼的试验研究

通过风洞试验对双三角翼的内涡襟翼及外涡襟翼进行了研究.探讨了影响涡襟翼效率的各种因素及其规律,其中包括机翼前缘区状态、涡襟翼形状、涡襟翼偏度、内、外涡襟翼的搭配以及后缘襟翼效率等.尤其是根据内外翼涡场的不同研究了复合平面形状机翼内涡襟翼与外涡襟翼设计上的特点,为设计双三角翼的涡襟翼提供了参考数据.研究结果表明,正确设计前缘涡襟翼与后缘襟翼可以优化大后掠双三角机翼的低速性能.     

高雷诺数下机翼表面层流段长度对减阻量的影响

层流减阻技术是提高飞机经济性的重要手段,开展可应用于工程实践的层流减阻研究具有重要的意义。针对某民用飞机翼身组合体构型,采用数值模拟法分别研究雷诺数为1.0×107和1.8×107时全湍流以及机翼弦向保持7%、15%、20%、30%、40%层流段长度范围的减阻特性。结果表明:与全湍流情况相比,层流段长度的增加可以有效减小飞机阻力,增加升阻比;当层流段长度保持在40%时,飞机的减阻量可以达到11.0%左右,而升阻比可增加12.3%左右,且在较小雷诺数下有着更大的减阻收益;层流范围增加可有效减小摩擦阻力系数。     

倾转四旋翼机前后翼气动干扰特性仿真研究

基于雷诺平均Navier-Stokes方程,对倾转四旋翼机前后翼气动干扰特性进行了数值分析研究。采用反距离加权插值法实现不同气动构型下网格的自动更新,选取的水平无量纲距离(与翼型弦长的比值)分别为1.5、2.0和3.0,垂直无量纲距离分别为0、1.0和-1.0,系统分析了水平和垂直距离对串列翼整体和前翼、后翼及其平均气动力的影响规律。计算分析结果表明：前翼对后翼存在下洗效应,前翼先于后翼失速;水平位置主要影响串列翼大迎角下的升力系数,并且随着水平距离的减小,前后翼气动干扰逐渐增强;前翼在上后翼在下的串列翼布局具有更好的气动性能。与单翼相比较,虽然升力增大,阻力同样增大,但串列翼最大升阻比较小。     

变后掠角与变翼型厚度机翼的气动特性分析

为了探究变形翼的组合变形对于机翼气动特性的影响，首先，建立不同后掠角、翼型厚度的机翼模型；其次，对模型在宽广速域的扰流流场进行CFD数值模拟；最后，分析了在亚声速下机翼的升/阻力系数、升阻比、流场情况。研究结果表明：后掠角增大会减小升/阻力系数，但升阻比并非总是减小的趋势，速度越高，大后掠角越有优势；翼型厚度增大能够减缓大迎角下升阻比减小的趋势，对后掠角所引起的升阻比变化影响不大，当Ma=0.8时，机翼气动性能较差；同时考虑两者影响时，当Ma=0.8时，大后掠角、小翼型厚度具有较小的阻力系数和较高的升阻比，而小后掠角、大翼型厚度则更适合低亚声速飞行。