超声速/高超声速飞行器气动力快速估算是飞行器初步设计阶段性能评估及设计优化的关键技术之一,气动力快速估算要求达到计算精度和计算速度的平衡。基于机理性的理论和工程模型建立了超声速/高超声速飞行器气动力快速估算平台。使用流线追踪方法和面元法来计算飞行器表面任意点的流动速度矢量,并调用算法数据库计算飞行器所承受的压力和摩擦力。结果表明,快速估算平台和CFD以及实验数据有较好的吻合性,基于流线的计算方法有很好的迎角适应性,算法模型符合快速估算的要求。相比于CFD,快速估算平台有更快的计算速度;相比于实验,快速估算平台有更大的适用范围。通过简单的飞行动力学仿真,验证了快速估算平台和弹道计算平台的协同仿真能力。

气动参数是飞机设计阶段非常重要的参数,在分析飞机飞行性能时,这些参数必不可少。目前获得气动参数的主要方法有工程估算、风洞试验、CFD数值计算等。对于工程估算法而言,限于其本身参数估算的性质,在纯方法研究上突破较少而估算模型及软件平台有不少成果。程锋、唐硕等,基于机理性的理论和工程模型建立了超声速/高超声速飞行器气动力快速估算平台。

该文对导弹气动特性快速估算软件Datcom的计算缺陷进行修正。结合某无翼式导弹的风洞试验数据，利用国内经典的气动特性快速估算资料，以无翼式布局为例，针对Datcom软件法向力和压心的计算缺陷进行修正，有效提高其计算精度，提出针对该类气动布局的修正方法。计算结果表明，该文提出的修正方法行之有效，修正后的计算结果与风洞试验结果较为吻合。

通过对工程实例的分析、计算,并对各个步骤详细说明和检验,总结出一种关于普通中小型上运带式输送机轴功率的快速估算方法,提高了工作效率。