超声速进气道在亚临界条件下的附加阻力的计算

以二波系轴对称外压式超声进气道为例,说明进气道在亚临界工作状态下的脱体激波位置和附加阻力系数的英美计算方法及俄罗斯的附加阻力系数计算方法,两种方法的计算结果与实验数据的比较表明了该算法的有效性,并对两种算法的特点进行了比较和分析。     

发动机进排气系统对飞机气动特性影响的数值研究

为了分析发动机与飞机系统耦合过程中产生的气动力特性,准确获取实际使用条件下的飞机升阻特性,以带动力的某半模飞机模型为研究对象,开展了三维流场数值仿真计算,利用风洞试验数据对计算方法进行了验证,总结了溢流阻力及排气干扰阻力的变化规律,结果表明:发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,在选定的发动机工作参考状态下,溢流阻力在飞机系统升力与阻力方向的分量随捕获面积比的增大分别增大、减小,排气系统实际工作状态偏离选定的参考状态越远,干扰阻力在飞机系统升力和阻力方向分量的绝对值越大。     

亚,超音速弹丸底排冷空气减阻性能研究

本文介绍了用底排冷空气方法减少弹丸底部阻力的风洞实验研究情况,描述了马赫数、排气孔几何参数对底压、底阻的影响以及底压、底阻和剪切角随排气率的变化规律。给出了它们的实验结果,并进行了初步分析。     

非平面机翼最小诱阻的法洗分布

关于机翼最小诱阻的下洗分布问题,很早就有人进行过研究。在升力约束条件下,Munk证明具有最小诱阻的机翼展向下洗分布为一常数。对于平面机翼在升力和翼根弯矩约束条件下,Jones证明具有最小诱阻的展向下洗为线性分布。目前使用的飞机机翼,通常都有上反角,且有的机翼上反角沿展向还有变化(例如带翼梢小翼的机翼)。对于这样的非平面机翼,在升力和翼根弯矩约束条件下,其最小诱阻的展向法洗分布规律尚不清楚,这就是本文所要研究的内容。     

Impact of the time span selected to calibrate the ballistic parameter on spacecraft re-entry predictions

The trajectory modeling of satellites that are re-entering the Earth’s atmosphere, as a result of natural orbital decay, has always been a challenging task. Residual lifetime estimations and re-entry predictions are affected by substantial uncertainties, associated with atmospheric density models, with the forecasts of the relevant solar and geomagnetic activity indices and with tracking data, which for uncontrolled re-entries are usually sparse and not particularly accurate. Furthermore, modeling the aerodynamic forces that act on low altitude satellites is a formidable task, especially for objects of a complex shape and unknown attitude evolution.     

DF-9型及其改型高速机车和双层客车气动性能试验

DF-9型机车及其改型的气动性能试验研究结果表明，机车前部形状是直接影响机车气动阻力大小的重要因素，同时，也影响双层客车的阻力系数。采用裙板等减阻措施，能够取得较好的减阻效果。     

一种非线性部分极曲线的试飞方法

介绍了一种不测推力获取非线性部分极曲线的试飞方法。从飞机纵向动力学方程出发,推导出了利用试飞数据计算非线性部分诱导阻力系数Ａ值的公式,在铅垂对称平面内进行了飞行试验。试验结果表明：不测推力法试飞结果同测推力法试飞结果、风洞预测值以及Ｊ７原型机资料值具有良好的一致性,不测推力法是一种经济、可靠、简便而有效的试飞方法,可用于同类型飞机的非线性曲线试飞研究。     

复杂外形气动力计算的阻力修正方法

基于气动力计算的位流线化理论,发展了一种亚音速附面层阻力修正方法。采用联合流场求解方法获得复杂外形的表面压力分布,在此基础上,将绕复杂外形物体沿流向面元划分为片条,在片条上,把三维附面层转换为二维附面层,对二维附面层进行数值求解,得到附面层粘性阻力修正。算例表明,该方法计算量小,与实验和N-S数值解结果吻合较好。为复杂气动外形飞行器初期设计、方案选型及评估提供了较为理想的工程设计手段。     

空客A320鲨鳍小翼燃油节油性能分析

通过对比已选装和未选装鲨鳍小翼飞机的燃油消耗率,找出了节油效率和鲨鳍小翼改装成本之间的平衡点,为选装鲨鳍小翼的决策提供技术支持和数据参考。     

逆向喷流对双锥导弹外形减阻特性的影响

逆向喷流是一种主动流动控制技术，具有减阻降热特性，可用于高超声速飞行器设计。以典型双锥导弹外形的球头、单锥、双锥（全弹）为研究对象，将喷流发生器和弹体固连，采用CFD方法对逆向喷流的减阻特性进行了数值研究，对比分析了喷流马赫数、喷流压比等参数对不同对象减阻效果的影响。结果表明：逆向喷流流场存在长、短射流穿透两种模态；球头在小压比长射流模态时的减阻效果最佳；单锥和双锥在大压比短射流模态时的减阻效果更好。存在一个最佳压比，使得逆向喷流的减阻效果最佳；喷流压力过大，减阻效果变差，甚至出现阻力系数不降反增情形。逆向喷流减阻效果对控制体选取敏感，若将逆向喷流对头部的减阻特性（超过40%）直接推广至飞行器整机（6%左右），评估结果过于乐观。综合最佳减阻效果、最佳喷流压比、流量与所需储气瓶体积等影响因素，工程应用时逆向喷流应优先选用声速喷流。