为研究超声速状态下不同剖面形状弹翼的气动性能影响,本文设计了具有相同面积和展弦比的弧形剖面、菱形剖面及六边形剖面三种弹翼,采用CFD数值模拟方法分别计算在0°、5°、10°及15°迎角下,马赫数从0.8到2变化时,分别比较三种不同剖面形状弹翼的升力系数、阻力系数及升阻比,分析了三种不同剖面形状弹翼的气动特性。结果表明,在不同的迎角下,三种不同剖面形状弹翼中,菱形剖面弹翼的升阻比特性最好,其激波阻力最小,六边形剖面弹翼的阻力特性最差,三种弹翼的升力特性差距不大。

2019年,世界民用航空业经历了非同寻常的发展和变化,总体气动技术发展势头良好,在电推进新概念飞行器、新型气动布局、机体减阻、降噪、超声速低声爆技术、建模仿真技术、气动测量技术等多个方面稳步推进,部分领域取得了丰硕的成果,电动航空成为研究热点和未来民机的重要发展方向之一。本文通过总结梳理国外民机在2019年度总体气动技术方面的研究进展,提出对我国民用航空技术发展的启示和建议,对我国后续民机的整体研究规划以及航空电气化的发展具有一定的借鉴和参考意义。

研究了横向喷流引起流动分离的干扰流场特性,利用表面压力分布测量和纹影、油流等试验方法研究了此类流场的细节结构,给出了干扰流场的结构分析图。

为研究带舵机状态的全尺寸舵超声速颤振特性,设计了基于FD-12暂冲式亚跨超三声速风洞的舵面气动弹性试验平台,并采用亚临界颤振试验方法,开展全尺寸舵面安装在真实舵机舱状态下的实物颤振特性研究。试验中,马赫数Ma=1.5,采用固定马赫数连续变动压的风洞开车方式,应用3种亚临界颤振边界预测方法计算颤振边界。对加速度传感器测量得到的舵面振动响应数据进行颤振边界预测。结果表明采用Houbolt-Rainey、Peak-Hold、Zim-erman-Weissenburger方法预测得到的颤振动压分别为0.070、0.072、0.073 MPa,三者基本一致。

针对多级航天器级间分离研究的地面试验需求,在高速风洞中发展了能够同时模拟前、后级运动的级间分离试验技术。利用风洞的上、下迎角机构,配置电机、传动系统和控制系统,建立了可变迎角和x向位移的上驱动机构,以及可变迎角、x向位移和y向位移的下驱动机构。分别将多级航天器的前、后级模型及测力天平与风洞上、下驱动机构连接,在级间分离计算机控制下,可开展前级迎角、后级迎角、前后级x向和y向相对位置协同模拟的轨迹模拟试验。调试和应用结果表明上驱动机构可实现迎角–15°~15°、x向0~200 mm范围内的受控运动;下驱动机构可实现迎角–11°~49°、x向0~680 mm、y向0~507 mm范围内的受控运动;系统可用于常规测力试验、投放试验、网格测力试验和轨迹捕获试验。

设计了一种依靠进气道内通道高压气流进行流体控制的轴对称超声速客机可调进气道,文章给出了进气道的具体设计参数。而后运用Fluent软件进行流场仿真分析,得到了进气道工作范围(马赫数4-6)内7种工况的工作特性,并与传统不可调轴对称超声速进气道进行对比,综合评价其性能收益。结果表明:该轴对称流体式可调进气道在低于设计马赫数时,进气道主要性能参数(总压恢复系数及流量系数)相较传统定几何不可调进气道均有较大的提升,对进气道低速性能提升明显。

为了研究飞机在超声速巡航状态下的气动热效果及对机翼进行相应的热防护设计，该文分析了内置隔板和前缘反向喷流2种不同热防护的防热效果。采用Spalart-Allmaras（SA）湍流模型求解Navier-Stokes方程，对NACA23012翼型在不同马赫数下的气动加热进行了数值分析，并对机翼油箱的热防护进行了研究。结果表明:2种热防护的降温及防热效果均会随来流马赫数的增加而增强;翼型的不对称性会导致上下翼面流场特性的不同，从而产生上下翼面热防护特性的明显差异;当来流马赫数较大时，在降低机翼表面温度及油箱热负荷方面，喷流作为主动式热防护的防热效果要明显优于被动式隔板热防护的防热效果;当来流马赫数为3.0，喷流流量为0.0018 m 3/s时，机翼下翼面平均温度可降低约46.7%。

普通弹丸的底阻约占弹丸总阻的１／３。因此，准确测量底阻是准确测定弹丸总阻的关键。在超声速风洞中进行测力实验时，模型底部大都用一根天平支杆将模型支撑在风洞中。由于尾支杆的存在，使得模型底部流动发生畸变，引起底阻测量的不准确性。本文介绍了天平尾尾支杆以及模型船尾对超声速弹丸底压测量影响的实验研究和理论计算。研究表明：尾支杆直径从小到大变化时，底压经历了一个由大到小再由小到大的过程；在一定的范围内船尾起

为计算超声速高M数及大迎角条件下小殿弦比弹翼背风侧脱体涡消失后的压力分布，采用需元法及非线性压缩性修正方法，获得了与实验数据吻合较好的计算结果。