摘要：高空长航时无人机设计巡航状态的雷诺数较小,黏性边界层对气动特性的影响较大。详细分析了雷诺数对机翼边界层和气动力的影响,用数值方法对超临界层流机翼三维层流-转捩-湍流混合边界层特性进行了研究,分析比较了高空小雷诺数和中空大雷诺数情况下机翼三维边界层的特性,尤其是边界层转捩点位置、表面摩阻和气动特性的雷诺数效应。研究表明雷诺数对于高空无人机机翼边界层厚度、摩擦阻力和升阻比影响较大;对层流机翼的转捩点位置和升力系数影响较小;自然层流机翼技术可以应用于高空无人机设计。

摘要：给出了一种基于欧拉方程的跨声速翼型设计方法。方法以Takanashi提出的“正反迭代余量修正”设计原理为基础，在气动力分析模块中，以欧拉方程为基本控制方程并采用Walz边界居方法对其进行粘性修正，反设计模块采用经过改进的二维翼型设计方法。方法的程序经过几个设计实例证明是有效而实用的。

摘要：将Takanashi的余量修正方法由只针对单独翼面发展到针对多翼面问题,形成一种处理多翼面升力系统的余量修正设计方法,以此为基础发展了一种跨音速多翼面升力系统气动力设计方法,形成了相应的跨音速多翼面设计软件,并将该软件与国外先进的CFD分析软件相结合,形成跨音速多翼面升力系统气动力设计软件系统。利用该多翼面空气动力设计方法,以鸭式布局为例,进行了双翼面升力系统的气动力设计。设计实践表明本文的设计方法和软件具有很高的实用价值。

摘要：介绍了供长航时飞机使用的一个低速高性能翼型NPU－ASN－1（西北工业大学爱生1号翼型）。该翼型的“航时因子”远高于著名的GAW－1翼型，而且该翼型的最大相对厚度（19％）也高于GAW－1翼型（17％）。风洞试验证明该翼型的设计是成功的。

摘要：An aerodynamic design method and corresponding codes are developed for three-dimensional multi lifting surfaces at transonic flow. It is based on the ＂iterative residual correction＂ concept that is successfully used for transonic wing design and subsonic multi-lifting surface design. The up-wind scheme is introduced into governing equations of multi-lifting surface design method and automatically acted when supersonic flow appears on the surface. A series of interface codes are programmed, including a target-pressure modification tool. Using the improved inverse aerodynamic design code, TAU code and interface codes, the transonic multi-lifting aerodynamic design software system is founded. Two cases of canard-wing configuration have been performed to validate the method and codes. The results show that the convergence of analysis/design iteration is very good at higher speed transonic flow.

摘要：本文采用正反迭代、余量修正的设计思想,发展了一种能迅速达到指定目标压力分布的跨声速翼型设计方法。提出了推导各积分的解析表达式取代数值积分、加权光顺过程、直接含粘性迭代和进行矩阵状态分析等有效的改进措施,克服了现有设计方法中的主要缺陷。在设计软件中,正计算程序作为一个“插件”与反设计部分耦合,因此可以方便地与新的正计算方法组合以提高整个设计系统的先进性。对多种超临界、无激波、自然层流压力分布及低速翼型的设计实例表明,本方法只需少数几次设计迭代即可以设计出准确收敛于目标的新翼型。

摘要：在飞行器设计中用计算方法设计超临面翼型已完全取代了选用现成翼型的设计方法。为考察已设计出的NPU翼型是否满足飞行器设计要求我们对其进行了全面气动分析,发现这些翼型尚有不足之处,有必要进行改进设计。本文以其中一个翼型为例。

摘要：为了探索适用于长航时飞行器的翼型设计思想、方法和技术 ,进行了新型高升力及失速特性缓和的BUAA K1 BUAA K2翼型的设计研究 .风洞实验结果表明 ,与配置著名GAW 1 GAW 2翼型的机翼比较 ,配置BUAA K1 BUAA K2翼型的机翼最大升力系数和最大航时因子分别提高了 1 5 %和 2 5 % 。

摘要：根据气动—结构一体化的设计思想，发展了一种考虑气动弹性变形影响的跨声速机翼 Ｃ Ｆ Ｄ 设计方法。设计实践表明，采用适当的结构弹性模型，方法可以在计及机翼静弹性变形影响的情况下设计出压力分布收敛于指定目标的新机翼，因此在跨声速机翼型架外形的设计和吹风模型的真实外形设计中具有良好的实用价值。

摘要：针对常用的轴流式风机，用计算流体力学（ＣＦＤ）方法设计了７个高性能翼型，对其中３个进行了风洞试验，同时还选用风机原来经常采用的两个已有翼型ＣＬＡＲＫ－Ｙ和ＲＡＦ－６Ｅ进行对比试验。试验表明，新设计的翼型，其气动性能（升阻比）高于对应的这两个翼型。因此，新翼型可供风机设计时采用，预计可以提高风机效率，节约能耗．