用非定常机动飞行试验方法测定喷气式飞机的推力和阻力

测量飞机定常或非常飞行的性能或升阻特性时,为了能精确地测定发动机推力,需要由发动机高空试验设备预先获得数据。文中指出,在测量飞机阻特性的同时进行发动机总推力、质量流量测试深头的空中校准,可以不需要预先获得校准资料。文中提供了带静压尾锥的七号喷气式试验机,在1000－3000ft的额定飞行高度上9次非定常机动飞行试验得出的结果。除了升阻特性、发动机总推力和质量流量这些校准因子外,还能从测量结果中导出象水平飞行剩余推力和操稳性能那样的特性。由于用于本飞行试验的飞机的特殊性,对于本飞行试验的结果（特别是总推力和质量流量测量探头在飞行中校准的）有效性,只局限于发动机直线布局和刚性飞机的范围。     

教练机非线性极曲线相关性研究

对某型教练机以风洞试验数据为基础,考虑支架干扰修正、进气影响修正、喷流影响修正、雷诺数修正、寄生阻力、静弹性效应等对零阻作出修正,同时考虑高度修正、分离阻力系数、升致阻力因子、配平阻力增量的影响,最后得出用于实际飞行使用的Cy大于0.3非线性平衡极曲线,并作出极曲线修正前后对性能影响的比较。     

层板冷却结构流阻特性的实验与数值模拟

在吸气式风洞上对两种不同内部流动结构的单层多孔层板进行了流阻实验，采用沿程阻力关系式得出了其流阻特性。应用软件FLUENT，采用隐式有限体积法求解Navier—Stokes雷诺时均湍流方程，对层板冷却结构的内部流动进行了数值模拟，湍流模型采用Realizable κ-ε双方程模型，近壁处湍流利用壁面函数法处理，采用SIM—PLE算法求解速度与压力的耦合。计算表明，层板内部流场结构十分复杂，射流冲击后在扰流柱前反卷形成驻涡。层板结构内部存在流速很低的区域。计算得出的流阻特性与实验结果进行了比较，两者符合较好。     

地效飞行器近水面巡航气动特性数值模拟

<正>地面效应是机翼贴近表面运动时出现的一种使机翼气动特性发生显著变化的空气动力学现象,即升力增大、诱导阻力减小。地效飞行器正是利用这种效应实现掠海高速飞行的运载工具,具有高升阻比、高速安全等特点,已受到许多国家的重视。近年来,国内外研究者应用试验、理论和数值模拟方法对三维地效飞行器近水面气动特性进行了比较深入的研究。恽良等对"天鹅号"地效翼船进行了试验研究;洪亮等用标准k-epsilon湍流模型计算了XTW4地效翼船巡     

GEO通信卫星姿态对点波束天线指向影响分析

GEO(Geostationary Earth Orbit,地球静止轨道)通信卫星的姿态变化将直接导致星载点波束天线的指向发生偏移,从而改变点波束的覆盖区域,降低用户的通信质量。为此,建立姿态偏差角度与点波束天线指向的计算关系,为量化评估卫星姿态对点波束指向影响提供理论依据;进一步通过仿真直观展示了不同姿态偏差下点波束天线指向的变化情况,定性分析了其变化趋势。仿真表明:卫星存在俯仰和滚动姿态偏差时,点波束天线指向将分别发生东西和南北方向的偏移,卫星存在偏航姿态偏差时,点波束天线指向将绕星地连线发生转动。所建立的计算关系将卫星姿态变化与点波束通信相结合,使卫星姿态控制更加及时准确,显著增强了点波束通信的可靠性。     

翼型襟翼受力的稳定性分析

采用数值求解N-S方程的方法,用DES湍流模型求解襟翼高度对风力机专用翼型DU95-W-180气动性能的影响。结果表明,添加一定高度的襟翼后,翼型的受力出现波动现象,而且波动幅度随着襟翼高度的增加而增大,进一步研究引起该现象的原因发现,添加襟翼的翼型其失速旋涡的脱落过程会引起翼型周围压力的周期性变化,进而导致翼型受力出现波动现象。     

高升力下二维构型阻力准确测量研究

翼型风洞试验阻力测量常使用尾迹流场测量积分求取阻力的方法,但各积分公式均建立在一定的假设基础上,有一定适用范围。在多段翼型流场N-S方程数值模拟和风洞试验的基础上,研究高升力情况下低速风洞阻力精确测量技术。通过N-S方程数值模拟求解多段翼型绕流场,分析尾迹流场的特点和常规风洞试验阻力计算公式推导时所作假设,提出新的更为准确的型阻计算公式;利用多段翼型绕流的数值模拟结果,积分表面压力和摩擦力求得翼型的气动特性,并利用计算得到的尾迹流场信息按照常规和新提出的风洞试验型阻计算公式计算阻力,将三者进行比较,检验提出的新型阻计算公式的准确性;通过风洞试验检验数值模拟得到的流场特点和新型阻计算公式。研究表明：在高升力条件下,传统型阻计算公式有很大的局限性,必须进行改进;提出的考虑尾迹区流动特点的新型阻计算公式能够得到更准确的阻力值。     

基于滚动时域优化的变后掠角飞机修正控制律设计

为了确保飞机在变后掠角过程中的飞行稳定性,提出了一种基于滚动时域优化(Receding horizon optimal,RHO)的修正控制方法。首先,采用反步方法进行标称控制律设计,提供基本的飞行稳定性和跟踪性能。其次,将指令滤波器表示成状态空间的形式,基于指令滤波器、飞机和积分跟踪误差的状态方程得到一个增广状态方程。然后,采用RHO方法进行修正控制律设计,在有限滚动时域内计算得到修正控制量,对标称控制器输出进行在线补偿,确保快速变后掠角过程中的飞行稳定性。最后,通过变后掠角飞机航迹倾斜角控制系统仿真对算法的有效性进行了验证。     

底部排气法的减阻特性及在超声速导弹上的应用

采用数值模拟试验的方法较为系统地研究了底部排气减阻中气流的排出方式、流量消耗率、排气孔孔径和排气孔的收敛或扩张角等因素对底部阻力的影响，并将排气减阻的贡献分解为排气冲量和底部压强两部分进行了分析。本文首次将底部排气法应用于导弹上，结合一种具有常规气动布局的超声速导弹进行了底部排气方案设计，采用一种“底窝器”来提高进气道整流罩的底部压强，并进行了风洞实验验证。数值模拟发现，研究范围内流量消耗率的增加、排气孔位置的外移、开孔数目的增加以及开孔率的增加均能明显改善其减阻效果，但其各自的机理不同。前者主要依靠排气冲量的增加，而后三者则主要提高底部压强。风洞实验结果表明，“底窝器”能够明显降低全弹阻力系数，使全弹阻力系数下降2％～3％。     

三维侧压式高超声速进气道阻力特性分析

为了研究三维侧压式高超声速进气道(取喉道以前)的内部阻力特性,采用了数值模拟、流线追踪技术和等动载条件(Ma=4.65～6.65),结果表明:①压差阻力、总阻力均随马赫数的增加而减小;摩擦阻力则随马赫数的增加而增加,其所占比重的最大值不超过20%;②推力效率、推阻比都随马赫数的增加而增大,它们分别增加了13.8%和2.73;③附加阻力随马赫数的增加而减小,在高马赫数下,附加阻力会变成实际意义上的"附加推力".