摘要：通过系列参数试验 ,研究有、无矢量喷流作用下飞机平尾偏转对飞机气动特性、操纵特性以及飞机绕流 矢量喷流之间干扰特性的影响 .实验结果表明 :在亚音速中小迎角下 ,有、无矢量喷流时平尾偏转并不影响飞机的纵向静稳定性 ,只是改变飞机的零升力矩系数mz0 和零升力迎角α0 ,但平尾偏转可以较大幅度地改善前体机翼的绕流形态 ,减缓机翼涡及边条涡的破裂 .此外当飞机处于失速状态时 ,矢量喷流对于涡破裂失速流动表现出强烈的干扰作用 ,对飞机的气动特性产生了较大的影响 ,其干扰区域不仅局限于飞机后体 ,而且还延伸至前机体 ,该有利气动干扰量可以达到飞机气动力的 1 0

摘要：采用测压方法研究了矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响特性．实验结果表明:矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力有明显的抑制作用,该抑制作用是通过喷流诱导作用,改变其空间绕流涡系结构的分布来实现的,但是矢量喷流的存在并不能改变大迎角机身空间绕流涡系的本质结构;随着迎角的增大,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响区域不断前移,甚至影响到头部;随着喷流落压比的增加,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力的抑制作用加强,但当喷流落压比达到临界落压比后(即喷管出口处达到设计马赫数时),喷流影响作用将不会随喷流落压比的增加而改变．

摘要：高机动飞行器往往都是通过大攻角飞行来实现高机动科目的,在发展高机动飞行器的过程中,其非指令运动是伴随着大攻角飞行而常常出现的运动形态.为此,应在飞行器设计的早期阶段,充分研究所设计布局的大攻角流动性态及其相应的非指令运动的形态;揭示这类运动形态的主控流动;在此基础上形成和发展流动控制新技术,以达到抑制非指令运动的目的.由于大攻角前体非对称涡往往与非指令运动密切相关,为此本文首先指出前体非对称涡流动对头部微扰动十分敏感,以致长期以来让人们误认为这类流动具有不确定性.研究表明,通过设置人工微扰动可使前体非对称涡流动具有可重复性,并揭示该流动随扰动周向角变化的响应、演化规律.通过利用大、小后掠翼两类翼身组合体的典型布局形式,研究它们所呈现的摇滚运动形态,揭示其摇滚运动的不同主控流动机理,在此基础上分别发展了抑制小、大后掠翼身组合体摇滚运动的流动控制技术:快速旋转头部扰动和适当设置扰动位使翼、身的两对非对称涡处于反相.在抑制非指令运动的研究中,深入理解和揭示头部微扰动对非对称涡流动的响应、演化机理是至关重要的,应予以特别关注.

摘要：应用动力系统的稳定性理论 ,分析了细长体在不同迎角下截面绕流拓扑结构的演化和稳定性 .指出旋成体背涡的发展 ,导致截面流场拓扑结构变化 ,而由稳定对称旋涡流态变成不稳定对称旋涡流态 ,进而再在小扰动下变成稳定非对称旋涡流态是导致旋成体非对称背涡出现的基本历程 .

摘要：对气动院FL-9低速增压风洞尾撑支架干扰进行数值计算。通过合理的拓扑结构,生成了YF-16模型的分区对接网格。计算对模型的典型安装状态进行研究,获得了全机气动特性和支架干扰量,探讨了此安装状态下弯刀对飞机气动力的干扰特性,并重点研究了Re数对干扰量的影响规律。

摘要：介绍了北航D4风洞发展的一套具有同步测控技术的张线支撑系统,该系统较好地解决了运输机后体气动特性研究中模型支撑与其气动干扰之间的矛盾。从功能上该张线支撑系统分为控制子系统与测量子系统两部分。首先,该张线支撑机构通过两个步进电机进行驱动,所以需要控制子系统对两电机进行同步控制,从而实现对试验模型迎角的精确控制。其次,该张线支撑机构的测量子系统实现了与北航D4风洞测压、测力、PIV等数据采集系统的联动,通过与控制子系统进行网络通信,可以进行在迎角序列下的同步测量,从而可以大幅度提高试验效率。最后,利用该张线支撑系统,在北航D4风洞进行了运输机后体流动特性的风洞试验研究,结果表明该张线支撑系统满足试验要求。

摘要：对单级入轨运载器气动布局进行了研究,设计了一种翼身融合体气动布局,并进行了布局优化。计算结果表明该布局在Ma=6的时候,最大升阻比Kmax可以达到3.755,从高速到低速都能维持在4左右。通过与已有乘波体方案的对比,表明新设计的翼身融合体是一种很有潜力的单级入轨运载器气动布局可选方案。